CN107315419B - 一种实现飞艇远距离定点悬停的三段式控制策略 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种实现飞艇远距离定点悬停的三段式控制策略，根据初始远距离，设置减速开始距离与悬停开始距离；测量飞艇实时飞行位置，并与目标悬停位置进行比较，并作出控制模式选择判断；设定飞艇匀速飞行的期望速度为u^d，测量飞艇的实际前向飞行速度为u，则速度误差记为e_u，进行匀速飞行段飞艇前向速度跟踪控制律设计；选定悬停开始段的期望速度，进行减速段控制；测量飞艇的位置信息、前向速度信息，进行小距离的精确定点悬停控制；建立飞艇俯仰通道模型，通过仿真来调选控制参数。发明的有益效果是提高了远距离情况下末段定点悬停的动态与稳态性能。

Description

一种实现飞艇远距离定点悬停的三段式控制策略

技术领域

本发明属于飞行器控制领域，涉及一种实现飞艇远距离定点悬停的三段式控制策略。

背景技术

由于平流层有着稳定的气象条件和良好的电磁特性，平流层飞艇的应用价值和广阔应用前景引起了世界各国的重视，越来越多的文献进行了相关的报道。在现有的公开文献中，关于飞艇飞行控制系统的资料较少，大多是关于飞艇设计和稳定性分析。目前关于飞艇悬停控制的研究比较多的多是关于近距离的飞艇悬停控制，重点在于悬停的准确性与快速性。但已公开的远距离定点悬停的研究成果较少，主要是远距离的定点悬停控制和近距离的定点悬停控制有本质的区别。因为近距离定点悬停可以采用位置误差的PID控制得以实现，而初始点距目标悬停点较近，因此采用一套参数即可获得满意的控制效果。而远距离的定点悬停由于初始位置离目标悬停点较远，难以通过位置PID控制而实现。

发明内容

本发明的目的在于提供一种实现飞艇远距离定点悬停的三段式控制策略，解决了目前定点悬停由于初始位置离目标悬停点较远，难以通过位置PID控制而实现的问题。

本发明所采用的技术方案是按照以下步骤进行：

步骤一：根据初始远距离，设置减速开始距离与悬停开始距离；

假设初始时刻飞艇距离目标定点悬停位置为d₀，则设定减速开始距离为l，设定悬停开始距离为m；

步骤二：测量飞艇实时飞行位置，并与目标悬停位置进行比较，并作出控制模式选择判断；

测量飞艇的实时飞行位置，记为x，而期望的远距离定点悬停位置记为x^d，则两种之间的距离记为d＝|x-x^d|；

如果l＜d＜d₀，则进入第一段匀速飞行控制段；

如果m＜d≤l，则进入第二段减速飞行控制段；

如果0＜d≤m，则进入第三段定点悬停控制段；

步骤三：设定飞艇匀速飞行的期望速度为u^d，测量飞艇的实际前向飞行速度为u，则速度误差记为e_u，进行匀速飞行段飞艇前向速度跟踪控制律设计；

步骤四：速度控制；选定悬停开始段的期望速度，进行减速段控制；

首先记录减速段开始的时间，记为t₁；其次设定悬停开始段的期望速度为u^db，然后设定减速持续时间为t_a，按照如下公式选取：

t_a＝2(l-m)/(u^da+u^db)

最后设定期望速度v^d＝u^da-(u^da-u^db)(t-t₁)/t_a，并以该速度为期望速度，输入给步骤三设计的匀速飞行段飞艇前向速度跟踪控制律；

步骤五：位置控制；测量飞艇的位置信息、前向速度信息，进行小距离的精确定点悬停控制；

其中u²表示前向飞行的发动机输入参数，以控制飞艇的前向运动动力，e_x＝x-x^d，其中x为惯性导航器件测量所得的飞艇实时位置，而x^d为飞艇的期望定点悬停位置，

其中u为飞艇前向飞行速度，其可由惯性导航器件测量而得，∫e_xdt为误差的积分，可有位置误差信号经过艇上计算机积分而得到，k_a1、k_a2、k_a3、ε为正的控制参数；

步骤六：建立飞艇俯仰通道模型，通过仿真来调选控制参数；

其中

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃由计算M矩阵的逆阵而获得，即满足

M矩阵由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；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；

发明的有益效果是提高了远距离情况下末段定点悬停的动态与稳态性能。该设计物理意义明确，能很好地解决远距离定点悬停的飞艇速度分配与规划问题，因此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实现飞艇远距离定点悬停的三段式控制策略原理流程图；

图2是本发明实施例提供的8000米远距离定点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8000米远距离定点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8000米远距离定点悬停情况下的给定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8000米远距离定点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8000米远距离定点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8000米远距离定点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8000米远距离定点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8000米远距离定点悬停情况下的飞艇的前向运动速度期望值曲线。

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实现飞艇远距离定点悬停的三段式控制策略，该方法的特点是通过分三段过渡来实现飞艇执行远距离定点悬停任务。其中第一段为从出发到加速并匀速飞行到远距离的任务点附近，该段为匀速跟踪段，第二段为减速以为定点悬停做好准备，该段为减速段，第三段为定点悬停段，实现到达任务点的精确定点悬停功能。本发明包括如下七步：

步骤一：根据初始远距离，设置减速开始距离与悬停开始距离；

假设初始时刻飞艇距离目标定点悬停位置为d₀，则设定减速开始距离为l，显然l＜d₀，设定悬停开始距离为m，显然m＜l。

步骤二：测量飞艇实时飞行位置，并与目标悬停位置进行比较，并作出控制模式选择判断；

采用惯性导航组合，测量飞艇的实时飞行位置，记为x，而期望的远距离定点悬停位置记为x^d，则两种之间的距离记为d＝|x-x^d|。

如果l＜d＜d₀，则进入第一段匀速飞行控制段；

如果m＜d≤l，则进入第二段减速飞行控制段；

如果0＜d≤m，则进入第三段定点悬停控制段；

步骤三：选定匀速飞行速度，并进行匀速飞行段飞艇前向速度跟踪控制律设计；

设定飞艇匀速飞行的期望速度为u^d，测量飞艇的实际前向飞行速度为u，则速度误差记为e_u，此时可采用误差信号的PID控制律或其它控制律实现对给定速度信号的跟踪控制。

步骤四：选定悬停开始段的期望速度，进行减速段控制；

首先记录减速段开始的时间，记为t₁；

其次设定悬停开始段的期望速度为u^db，显然u^db＜u^da；

然后设定减速持续时间为t_a，可以按照如下公式选取：

t_a＝2(l-m)/(u^da+u^db)

最后设定期望速度v^d＝u^da-(u^da-u^db)(t-t₁)/t_a，并以该速度为期望速度，输入给步骤三设计的匀速飞行段飞艇前向速度跟踪控制律，所不同的是步骤三中期望速度为常值，而步骤四中期望速度为匀速减小的变量。

步骤五：测量飞艇的位置信息、前向速度信息，进行小距离的精确定点悬停控制；

经过前面的步骤一至步骤四后，飞艇已经飞行到定点悬停位置附近较小的范围内，而且经过减速段的缓冲，飞艇的飞行速度已经接近于0，那么采用常规的PID控制或者其它控制方法，即可实现小距离的精确定点悬停。下面仅以一类非线性改进PID控制方法为例示意，使得整个远距离定点悬停得以完整展示。

其中u₂表示前向飞行的发动机输入，以控制飞艇的前向运动动力。

e_x＝x-x^d，其中x为惯性导航器件测量所得的飞艇实时位置，而x^d为飞艇的期望定点悬停位置。

其中u为飞艇前向飞行速度，其可由惯性导航器件测量而得。∫e_xdt为误差的积分，可有位置误差信号经过艇上计算机积分而得到。

k_a1、k_a2、k_a3、ε为正的控制参数，该参数需要在建立步骤六的近似模型中调试得到，可见经过多次参数调试，选取合适值以得到满意的悬停控制效果。

步骤六：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，从而进行参数调整达到最优。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矩阵由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，非本发明所保护与所讨论的内容，故不详细累述。

针对上述复杂模型的分析，可以简化为如下一阶模型：

飞艇前向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，使其跟踪给定的飞行速度，或者通过前向运动速度，进一步实现定点悬停位置的精确控制。在本发明中，第一段匀速飞行段与第二段减速飞行段，均是为了实现速度的跟踪控制，而第三段的定点悬停段，则是为了实现飞行距离的精确控制。此时系统模型可简化为如下二阶系统：

此时θ接近于0。说明：姿态稳定是实现近距离或远距离定点悬停的基础，因此在本案例中，我们假使定点悬停的同时，飞艇不进行高度的爬升运动，因此将其姿态角稳定在0度附近。

步骤一至步骤五所得的控制量代入步骤六所建立的模型，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速度以及飞行距离的数据曲线，分析远距离定点悬停的响应效果以及飞艇速度是否按照预订的速度分配运行，从而最终确定一组飞艇远距离定点悬停的控制方案参数，使得飞艇的远距离定点悬停具有满意的动态响应与稳态响应性能。

本发明提出三段式的控制策略，将原距离定点悬停分为匀速飞行段、减速缓冲段、定点悬停段，最终经过减速缓冲后进入末段定点悬停的精确控制，大大提高了远距离情况下末段定点悬停的动态与稳态性能。该设计物理意义明确，能很好地解决远距离定点悬停的飞艇速度分配与规划问题，因此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，最后稳定在0度左右，见附图4。

在上述姿态稳定的基础上，设定飞艇初始高度为10000米，初始速度为0m/s，假设定点悬停距离为8000米，飞艇先以20米每秒的速度进行飞行，当接近悬停点1000米区域开始，飞艇进行减速至3米每秒的速度进行飞行，减速过程大约为60秒，飞行距离大约为600米。最近接近目标100米时，采用近距离定点悬停方案设计。

则按照上述步骤一至步骤六，选取方案参数为假设初始时刻飞艇距离目标定点悬停位置为d₀＝8000，则设定减速开始距离为l＝1000，显然l＜d₀，设定悬停开始距离为m＝100，显然m＜l。

设定飞艇匀速飞行的期望速度为u^d＝20，首先记录减速段开始的时间，记为t₁＝400；其次设定悬停开始段的期望速度为u^db＝3，显然u^db＜u^da；然后设定减速持续时间为t_a，t_a＝2(l-m)/(u^da+u^db)＝1800/23＝78.2s，最后设定期望速度

通过以上设定后进行飞艇的远距离定点悬停控制，得到的结果如图2至图8所示。

通过以上仿真结果与曲线可以看出，定点悬停阶段，俯仰角能够稳定在0附近，有波动但周期比较长，频率比较低，符合飞艇的运动特点与物理特性。而由期望的前向飞行速度曲线图9可以看出本发明所提出的三段式控制策略对飞艇速度分配与控制非常合理，由于经过减速缓冲，大大减轻了末端定点悬停的控制设计难度，同时也获得了较好的悬停控制效果，而且该控制方案很容易推广到其它不同距离的悬停控制中，因此本发明具有较高的工程应用价值。

Claims (1)

1.一种实现飞艇远距离定点悬停的三段式控制策略，其特征在于按照以下步骤进行：

步骤一：根据初始远距离，设置减速开始距离与悬停开始距离；

假设初始时刻飞艇距离目标定点悬停位置为d₀，则设定减速开始距离为l，设定悬停开始距离为m；

步骤二：测量飞艇实时飞行位置，并与目标悬停位置进行比较，并作出控制模式选择判断；

测量飞艇的实时飞行位置，记为x，而期望的远距离定点悬停位置记为x^d，则两者之间的距离记为d＝|x-x^d|；

如果l＜d＜d₀，则进入第一段匀速飞行控制段；

如果m＜d≤l，则进入第二段减速飞行控制段；

如果0＜d≤m，则进入第三段定点悬停控制段；

步骤三：设定飞艇匀速飞行的期望速度为u^d，测量飞艇的实际前向飞行速度为u，则速度误差记为e_u，进行匀速飞行段飞艇前向速度跟踪控制律设计；

步骤四：速度控制；选定悬停开始段的期望速度，进行减速段控制；

首先记录减速段开始的时间，记为t₁；其次设定悬停开始段的期望速度为u^db，然后设定减速持续时间为t_a，按照如下公式选取：

t_a＝2(l-m)/(u^da+u^db)

最后设定期望速度v^d＝u^da-(u^da-u^db)(t-t₁)/t_a输入给步骤三设计的匀速飞行段飞艇前向速度跟踪控制律；

u^da为减速段控制开始时刻飞艇所具有的速度，t为实时时间；

步骤五：位置控制；测量飞艇的位置信息、前向速度信息，进行小距离的精确定点悬停控制；

其中u₂表示前向飞行的发动机输入参数，以控制飞艇的前向运动动力，e_x＝x-x^d，其中x为惯性导航器件测量所得的飞艇实时位置，而x^d为飞艇的期望定点悬停位置，

其中u为飞艇前向飞行速度，其可由惯性导航器件测量而得，∫e_xdt为误差的积分，可由位置误差信号经过艇上计算机积分而得到，k_a1、k_a2、k_a3、ε为正的控制参数；

步骤六：建立飞艇俯仰通道模型，通过仿真来调选控制参数；

其中

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃由计算M矩阵的逆阵而获得，即满足

M矩阵由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；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。

Images