CN106774385B - 一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法，采用惯性组合导航设备测量飞艇的实时前向飞行位置，根据给定的定点悬停点得到位置误差变量；采用前向飞行速度代替误差微分信号；对位置误差信号采用积分算法产生积分信号，形成滑模面信号s₂，将滑模面信号引入俯仰舵偏量设计自适应规律补偿俯仰姿态运动对定点悬停的干扰，并考虑发动机推力的饱和限制，构造自适应变结构定点悬停控制律u₂，从而实现飞艇的定点悬停。本发明的有益效果是自适应能力强，参数选定后无需调整即可适应大范围的悬停控制要求，不仅具有很好的创新性，也具有很高的工程实用价值。

Description

一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法

技术领域

本发明属于飞行器控制技术领域，涉及一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法。

背景技术

平流层飞艇早在第二次世界大战期间就有应用，但由于当时的控制技术不成熟，因此飞艇系统的可靠性不足导致其发展一度停滞不前。但随着科技的发展，自上世纪90年代以来，世界各国又兴起了一股飞艇研究的热潮，主要是由于其作为空间平台，在现代战争中有着广阔的应用，如其可作为武器平台携带一定质量的武器直接参与战争；也可作为探测平台，其具有停留时间长，停留高度高，视野广的优点；而且其体积大，可携带大体积的探测设备；也可作为通信平台，作为战争中武器制导信息的中继站。

定点悬停是飞艇作为平台时非常重要的一个状态，其定点的精确性，稳定性对战时观测、通信非常重要。同时定点悬停也是飞艇和直升机类飞行器所特有的控制要求，而常规飞行器如导弹、飞机、火箭则不涉及该类控制技术，因此目前有关定点悬停的专利研究较少，采用较多的是PID控制规律。PID控制规律的参数调节主要依赖设计人员的工程经验，而且定点悬停的范围如果变化较大后，控制参数需要重新设计。

发明内容

本发明的目的在于提供一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法，解决了目前有关定点悬停采用较多的是PID控制规律，参数调节主要依赖设计人员的工程经验，自适应差，而且定点悬停的范围如果变化较大后，控制参数需要重新设计的问题。

本发明所采用的技术方案是按照以下步骤进行：

步骤一：位置测量与位置误差信号的生成；

采用惯性组合导航设备测量飞艇的实时前向飞行位置，记为x，根据给定的定点悬停点x^d，得到位置误差变量e_x，e_x＝x-x^d；

步骤二：速度测量与误差微分信号的形成；

采用前向飞行速度传感器测量飞艇的前向飞行速度，记为v_x，采用前向飞行速度代替误差微分信号，即

步骤三：滑模面s₂信号的构建；

对位置误差信号采用积分算法产生积分信号Ω，其满足

选取控制参数c₁与c₂为正的常数，形成滑模面信号s₂

步骤四：将上述滑模面信号引入俯仰舵偏量设计自适应规律补偿俯仰姿态运动对定点悬停的干扰，并考虑发动机推力的饱和限制，构造自适应变结构定点悬停控制律u₂，从而实现飞艇的定点悬停；

自适应变结构定点悬停控制律u_2a设计如下：

其中u₁为飞艇俯仰舵偏角，其中k_a1、k_a2、k_a3、ε为控制器参数，其为正常数；

θ为飞艇的俯仰角；

项用于补偿飞艇俯仰姿态的变化对定点悬停带来的干扰；

设计如下：其初始值选取为Γ₄为正常数；飞艇自适应变结构定点悬停控制律u₂如下：

进一步，建立飞艇俯仰通道的微分方程所建立的数学模型，近似模拟飞艇俯仰通道的特性，对参数进行实际调整；

飞艇俯仰通道的模型如下：

其中

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃由计算M矩阵的逆阵而获得，即满足

而M矩阵有飞艇的质量与转动惯量所决定，其求取方法如下：

I₃为3阶单位矩阵；

其中m为飞艇的质量，a_z为常量，m₁₁、m₃₃、m₅₅由飞艇质量分布与转动惯量所决定：m₁₁＝k_m1M_r，m₃₃＝k_m2M_r，m₅₅＝k_m3I_y，其中k_m1＝0.1053；k_m2＝0.8260；k_m3＝0.1256；M_r＝ρV，其中ρ为大气密度，V为飞艇的体积；

Q为动压头，其计算方法为Q＝0.5ρV_f ²；V_f为飞艇的运动速度；

为飞艇的前向飞行加速度；u为艇体坐标系中飞艇的前向飞行速度；

为飞艇的垂向飞行加速度；w为艇体坐标系中飞艇的垂向飞行速度；

为飞艇的俯仰角加速度；q为飞艇的俯仰角速度；

为飞艇的俯仰角速度，θ为飞艇的俯仰角；

为发射坐标系中飞艇的前向飞行速度；x为飞艇的前向飞行距离；

为发射坐标系中飞艇的垂向飞行速度；z为飞艇的飞行高度；

k_g1与k_g2为舵效常数，为空气动力学系数；

C_X1、C_X2、C_z1、C_z2与C_z3为飞艇受力相关的空气动力系数，C_M1、C_M2、C_M1为飞艇受力矩相关的空气动力系数。

进一步，所述步骤4中θ用0来近似。

进一步，所述步骤4中Γ₄＝0.01。

本发明的有益效果是自适应能力强，参数选定后无需调整即可适应大范围的悬停控制要求，不仅具有很好的创新性，也具有很高的工程实用价值。

附图说明

图1是本发明提供的一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法原理框图；

图2是本发明实施例提供的50米悬停情况下的飞艇的前向运动速度曲线；

图3是本发明实施例提供的50米悬停情况下的飞艇的垂向运动速度曲线；

图4是本发明实施例提供的50米悬停情况下的给定0度俯仰角指令情况下的飞艇俯仰角小幅波动曲线；

图5是本发明实施例提供的50米悬停情况下的飞艇的俯仰角速率曲线；

图6是本发明实施例提供的50米悬停情况下的飞艇的水平飞行距离曲线；

图7为本发明实施例提供的50米悬停情况下的飞艇的飞行高度曲线；

图8为本发明实施例提供的50米悬停情况下的飞艇的推力曲线；

图9是本发明实施例提供的500米悬停情况下的飞艇的前向运动速度曲线；

图10是本发明实施例提供的500米悬停情况下的飞艇的垂向运动速度曲线；

图11是本发明实施例提供的500米悬停情况下的给定0度俯仰角指令情况下的飞艇俯仰角小幅波动曲线；

图12是本发明实施例提供的500米悬停情况下的飞艇的俯仰角速率曲线；

图13是本发明实施例提供的500米悬停情况下的飞艇的水平飞行距离曲线；

图14为本发明实施例提供的500米悬停情况下的飞艇的飞行高度曲线；

图15为本发明实施例提供的500米悬停情况下的飞艇的推力曲线。

具体实施方式

下面结合具体实施方式对本发明进行详细说明。

本发明实施例的目的在于提供一种仅测量飞艇前向飞行位置与速度信息而由艇上控制计算机生成位置误差信息、误差积分信息、误差微分信息，组合而成滑模面，并综合设计自适应调节规律，补偿俯仰舵偏角以及姿态控制对定点悬停的影响，最后采用非线性变结构来实现飞艇的定点悬停跟踪控制。

本发明包括如下步骤：

步骤一：位置测量与位置误差信号的生成

如图1所示，采用惯性组合导航设备测量飞艇的实时前向飞行位置，记为x，将上述测量信号进行A/D转换，输入给飞艇上的计算机。同时根据给定的定点悬停点x^d，利用飞艇上控制计算机进行相减比较，得到位置误差变量e_x，即e_x＝x-x^d。

步骤二：速度测量与误差微分信号的形成

采用前向飞行速度传感器测量飞艇的前向飞行速度，记为v_x，由于e_x＝x-x^d，其误差信号满足由于定点悬停控制的特殊性，可以将期望悬停点的导数视为0，即有因此可以直接采用前向飞行速度代替误差微分信号，即

步骤三：滑模面s₂信号的构建

首先，在飞艇上控制计算机中对位置误差信号采用积分算法产生积分信号Ω，其满足

然后选取控制参数c₁与c₂为正的常数，对位置误差、误差积分、误差微分三类信号进行如下组合形成滑模面信号s₂

步骤四：基于上述滑模面信号，引入俯仰舵偏量设计自适应规律补偿俯仰姿态运动对定点悬停的干扰，并考虑发动机推力的饱和限制，构造自适应变结构定点悬停控制律u₂，从而实现飞艇的定点悬停。

未考虑饱和限制的情况下，自适应变结构定点悬停控制律u_2a设计如下：

其中u₁为飞艇俯仰舵偏角，用于稳定飞艇的俯仰姿态角。本专利是假设飞艇姿态稳定控制器已经设计完好的情况下进行的，如果姿态不稳定，显然是无法实现飞艇定点悬停的。在发明内容中仿真示例采用了一类简单的PID控制器进行飞艇姿态稳定控制，使得飞艇定点悬停能得以进行案例展示。

其中k_a1、k_a2、k_a3、ε为控制器参数，其为正常数。

θ为飞艇的俯仰角，该角度在姿态稳定中已有测量，在此由于悬停过程中，θ角近似于0，因此如果简化处理，也可将θ用0来近似。

项用于补偿飞艇俯仰姿态的变化对定点悬停带来的干扰。

设计如下：其初始值选取为Γ₄为正常数，选取为Γ₄＝0.01，此处也可将θ用0来近似。

最终，考虑发动机推力的饱和限制，设计飞艇自适应变结构定点悬停控制律u₂设计如下：

其主要思路是将u_2a通过饱和限幅，使得其不超过飞艇最大可用推力T_max的物理限制，如在本发明示例中选取T_max的最大转速限制为15000。

步骤五：利用计算机，根据如下飞艇俯仰通道的微分方程所建立的数学模型，近似模拟飞艇俯仰通道的特性。

为了确保上述步骤四中控制器的参数选取合理，可用通过计算机模拟仿真的手段进行编程，从而进行参数调整。其中飞艇俯仰通道的模型如下：

其中

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃由计算M矩阵的逆阵而获得，即满足

而M矩阵有飞艇的质量与转动惯量所决定，其求取方法如下：

I₃为3阶单位矩阵。

其中m为飞艇的质量，a_z为常量，如某型飞艇可选为m＝53345；a_z＝16.8，m₁₁、m₃₃、m₅₅由飞艇质量分布与转动惯量所决定：m₁₁＝k_m1M_r，m₃₃＝k_m2M_r，m₅₅＝k_m3I_y，其中k_m1＝0.1053；k_m2＝0.8260；k_m3＝0.1256。如某型飞艇参数设计为I_y＝5.9*10⁹，以上单位均为国际标准单位。M_r＝ρV，其中ρ为大气密度，V为飞艇的体积。

Q为动压头，其计算方法为Q＝0.5ρV_f ²；V_f为飞艇的运动速度。

为飞艇的前向飞行加速度；u为艇体坐标系中飞艇的前向飞行速度；

为飞艇的垂向飞行加速度；w为艇体坐标系中飞艇的垂向飞行速度；

为飞艇的俯仰角加速度；q为飞艇的俯仰角速度；

为飞艇的俯仰角速度，θ为飞艇的俯仰角；

为发射坐标系中飞艇的前向飞行速度；x为飞艇的前向飞行距离；

为发射坐标系中飞艇的垂向飞行速度；z为飞艇的飞行高度；

k_g1与k_g2为舵效常数，为空气动力学系数，其数据来自于飞艇风洞试验。

C_X1、C_X2、C_z1、C_z2与C_z3为飞艇受力相关的空气动力系数，C_M1、C_M2、C_M1为飞艇受力矩相关的空气动力系数，各型飞艇的计算方式略有不同，其数据来自于飞艇的风洞实验数据。

针对上述复杂模型的分析，可以简化为如下二阶模型：

飞艇控制器的设计是通过设计u₂来控制飞艇的前向运动速度u，而通过u来控制前向飞行距离x，从而可以实现定点悬停的目的。

将控制量代入建立的模型，通过不断调整控制参数，并观察飞艇各状态的数据并画图，尤其是观测飞艇横向飞行距离的数据曲线，分析悬停的效果与系统性能，从而最终确定一组飞艇控制参数，使得飞艇定点悬停具有较好的动态与稳态性能。

本发明方法的特点是通过测量飞艇的前向位置信息，与期望的前向位置信息进行比较生成误差信号，然后利用该误差信号构造滑模面，然后将飞艇前向运动的高阶复杂模型简化为二阶模型。基于该简化模型，采用柔化函数与自适应的方法，最终设计飞艇的定点悬停控制器。定点悬停是飞艇与直升机所特有的控制要求，而常规飞行器如导弹、飞机、火箭则不涉及该类控制技术，因此目前定点悬停的专利研究较少，采用较多的是PID控制规律。PID控制规律的参数调节主要依赖设计人员的工程经验，而且定点悬停的范围如果变化较大后，控制参数需要重新设计。而本发明提出一类采用自适应与变结构的飞艇定点悬停控制方法，其优点是自适应能力强，参数选定后无需调整即可适应大范围的悬停控制要求。因此该发明不仅具有很好的创新性，也具有很高的工程实用价值。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

首先采用PID控制规律，设定飞艇的俯仰角稳定控制器，悬停时选取飞艇的期望俯仰角为0度。实际俯仰角会在0度附近波动，见附图4。

在上述姿态稳定的基础上，设定飞艇初始高度为100米，初始速度为10m/s，飞艇初始水平位置为0米，期望的定点悬停的期望位置为50米。

设计控制器参数为：c₁＝0.01，c₂＝0.0001，k_a1＝1200，k_a2＝50，k_a3＝20，Γ₅＝0.1。按照上述发明内容的步骤一至五，最终得到仿真结果如图2至图8所示。

同时再设置期望悬停位置为500米，飞艇初始高度设为10000米，采用上述控制参数，按照上述发明内容的步骤一至五，最终得到仿真结果如图9至图15所示。

通过以上仿真结果与曲线可以看出，尽管俯仰角有波动，但其周期较长，频率较低，符合飞艇的特性，而且波动幅值较小，能够满足工程应用需求。由于本发明采用自适应变结构的滑模方法，因此对给定点的定点悬停具有同一组参数能实现大小范围的定点悬停，而PID控制则往往需要进行控制参数的调整来实现不同的初始误差情况下的悬停控制。同时悬停的精度以及平台的稳定性均较好，因此本发明具有较高的工程应用价值。

以上所述仅是对本发明的较佳实施方式而已，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施方式所做的任何简单修改，等同变化与修饰，均属于本发明技术方案的范围内。

Claims (4)

1.一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法，其特征在于按照以下步骤进行：

步骤一：位置测量与位置误差信号的生成；

采用惯性组合导航设备测量飞艇的实时前向飞行位置，记为x，根据给定的定点悬停点x^d，得到位置误差变量e_x，e_x＝x-x^d；

步骤二：速度测量与误差微分信号的形成；

采用前向飞行速度传感器测量飞艇的前向飞行速度，记为v_x，采用前向飞行速度代替误差微分信号，即

步骤三：滑模面s₂信号的构建；

对位置误差信号采用积分算法产生积分信号Ω，其满足

选取控制参数c₁与c₂为正的常数，形成滑模面信号s₂

步骤四：将上述滑模面信号引入俯仰舵偏量设计自适应规律补偿俯仰姿态运动对定点悬停的干扰，并考虑发动机推力的饱和限制，构造自适应变结构定点悬停控制律u₂，从而实现飞艇的定点悬停；

自适应变结构定点悬停控制律u_2a设计如下：

其中u₁为飞艇俯仰舵偏角，其中k_a1、k_a2、k_a3、ε为控制器参数，其为正常数；

θ为飞艇的俯仰角；

项用于补偿飞艇俯仰姿态的变化对定点悬停带来的干扰；

设计如下：其初始值选取为Γ₄为正常数；飞艇自适应变结构定点悬停控制律u₂如下：

2.按照权利要求1所述一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法，其特征在于：

建立飞艇俯仰通道的微分方程所建立的数学模型，近似模拟飞艇俯仰通道的特性，对参数进行实际调整；

飞艇俯仰通道的模型如下：

其中

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃由计算M矩阵的逆阵而获得，即满足

而M矩阵有飞艇的质量与转动惯量所决定，其求取方法如下：

I₃为3阶单位矩阵；

其中m为飞艇的质量，a_z为常量，m₁₁、m₃₃、m₅₅由飞艇质量分布与转动惯量所决定：

m₁₁＝k_m1M_r，m₃₃＝k_m2M_r，m₅₅＝k_m3I_y，其中

k_m1＝0.1053；k_m2＝0.8260；k_m3＝0.1256；M_r＝ρV，其中ρ为大气密度，V为飞艇的体积；

Q为动压头，其计算方法为Q＝0.5ρV_f ²；V_f为飞艇的运动速度；

为飞艇的前向飞行加速度；u为艇体坐标系中飞艇的前向飞行速度；

为飞艇的垂向飞行加速度；w为艇体坐标系中飞艇的垂向飞行速度；

为飞艇的俯仰角加速度；q为飞艇的俯仰角速度；

为飞艇的俯仰角速度，θ为飞艇的俯仰角；

为发射坐标系中飞艇的前向飞行速度；x为飞艇的前向飞行距离；

为发射坐标系中飞艇的垂向飞行速度；z为飞艇的飞行高度；

k_g1与k_g2为舵效常数，为空气动力学系数；

C_X1、C_X2、C_z1、C_z2与C_z3为飞艇受力相关的空气动力系数，C_M1、C_M2、C_M3为飞艇受力矩相关的空气动力系数。

3.按照权利要求1所述一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法，其特征在于：所述步骤四中θ用0来近似。

4.按照权利要求1所述一种采用自适应变结构的飞艇定点悬停控制方法，其特征在于：所述步骤四中Γ₄＝0.01。