CN109445283A - 一种用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法 - Google Patents

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CN109445283A CN201811385381.4A CN201811385381A CN109445283A CN 109445283 A CN109445283 A CN 109445283A CN 201811385381 A CN201811385381 A CN 201811385381A CN 109445283 A CN109445283 A CN 109445283A
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Abstract

本发明属于自动控制的技术领域，公开了一种用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法，包括步骤一、在机体坐标系下，设定虚拟参考点；步骤二、计算目标点与虚拟参考点之间的位置误差，根据位置误差，计算驱动浮空器到达目标点所需的前向控制力和偏航控制力矩；步骤三、根据前向控制力和偏航控制力矩，计算浮空器的每个螺旋桨所需的推力及其对应的角度，从而实现对目标点的跟踪。本发明通过引入虚拟参考点，根据目标点与虚拟参考点的位置误差，计算驱动浮空器到达目标点所需的前向控制力和偏航控制力矩，再转换为每个螺旋桨所需的推力及其对应的角度，从而实现对目标点的跟踪，计算过程简练，所需的控制模块简单，控制精度高，抗干扰能力强。

Description

一种用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法
技术领域
本发明属于自动控制的技术领域，具体涉及一种用于欠驱动浮空器在平面上 定点跟踪的控制方法及系统。
背景技术
针对一类具有回转对称外形的欠驱动浮空器实现稳定的位置跟踪和动态定 位。外形回转对称的浮空器具有水平气流的阻力系数较小、升力系数较大的特 点，因此具有广泛的应用前景。
然而回转对称的浮空器同时具有回转转动惯量小，回转阻尼低的特点，因此 易受气流影响，造成运动不稳定的特点。
现有技术中这类回转对称飞行器一般采用高速回转做为稳定的状态，比如弹 道导弹，飞碟等。
对于常规搭载和低速空间定点运动的航空飞行器，在结构上实现长时间高速 回转是很复杂的，在高速回转下是很难实现空间任意轨迹的运动的。特别是当 飞行器欠驱动情况下，执行器的驱动能力有限，如果飞行器自身运动稳定性很 差，则这类飞行器很难达到高精度的位置跟踪和定位。
经过对现有技术的检索，Rooz N,Johnson E N在“Design and modeling of anairship station holding controller for low cost satellite operations”(Proceedings of the AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference andExhibit.2005)公开了具有三个螺旋桨的高空球型浮空器内 外环分离控制律，该方法控制算法简单，但在风扰环境下位置精度低。
中国文献专利号CN106125757A公开(公告)日2016.11.16，公开了一种欠驱 动飞艇航迹跟踪控制方法。采用复杂的轨迹规划算法，通过多级结算得到航迹 控制量，该方法对于飞行器的动力学模型要求较高。
周华、陈丽、段登平在“基于滑模变结构的欠驱动浮空器轨迹跟踪控制”(浙 江大学学报,2017,51(7))中公开了这类欠驱动浮空器的直接位置控制方法。 该方法具有位置控制精度高，但所需制导和轨迹跟踪算法极其复杂，仿真结果 对外界扰动敏感。
因此目前没有针对欠驱动飞行器的简单的控制方法，特别针对回转对称欠驱 动飞行器的控制系统设计的研究甚少。
发明内容
本发明提供了一种用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法及系统， 解决了现在现有控制方法算法复杂、动力学模型要求较高、仿真结果对外界扰 动敏感等问题。
本发明可通过以下技术方案实现：
一种用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法，包括以下步骤：
步骤一、在机体坐标系下，设定虚拟参考点；
步骤二、计算目标点与虚拟参考点之间的位置误差，根据所述位置误差，计 算驱动浮空器到达目标点所需的前向控制力和偏航控制力矩；
步骤三、根据所述前向控制力和偏航控制力矩，计算浮空器的每个螺旋桨所 需的推力及其对应的角度，从而实现对目标点的跟踪。
进一步，所述虚拟参考点设置在机体坐标系下，对应的x轴方向上的一点， 不包括浮空器的体心。
进一步，计算所需的前向控制力和偏航控制力矩的方法包括以下步骤：
步骤Ⅰ、根据所述位置误差，通过比例控制，获取在机体坐标系下的指令跟 踪速度，再结合浮空器的当前速度，计算指令跟踪加速度，进而获得对应的纵 向指令跟踪加速度和侧向指令跟踪加速度；
步骤Ⅱ、根据所述纵向指令跟踪加速度，结合动力学理论，计算所需的前向 控制力；
步骤Ⅲ、根据所述侧向指令跟踪加速度，结合动力学理论，将其转换为偏航 指令角速度，再通过比例控制，获得对应的偏航指令角加速度，进而计算所需 的偏航控制力矩。
进一步，所述指令跟踪速度vc利用如下方程式计算得到
vc＝RTk(Pd-Pv)
其中，表示对应比例控制器的比例系数，表示变换矩阵，ψ表示浮空器的偏航角，Pd表示所述目标点在地理坐标系下的位置信息， Pv表示所述虚拟参考点在地理坐标系下的位置信息；
所述指令跟踪加速度利用如下方程式计算得到
其中，v表示浮空器的当前速度转换到机体坐标系下对应的速度，表 示对应比例控制器的比例系数，表示纵向指令跟踪加速度，表示侧向指令跟 踪加速度。
进一步，所述目标点、虚拟参考点在地理坐标系下的位置信息均包括x轴和 y轴的坐标值。
进一步，所述前向控制力X利用如下方程式计算得到
其中，m表示浮空器的质量，m11和m22分别表示浮空器的前向通道和侧向通道 的附加质量，v表示浮空器在机体坐标系下的侧向速度，r表示浮空器在机体坐 标系下的偏航角速度，FA1表示浮空器在前向通道所受的空气外力；
所述偏航指令角速度rc利用如下方程式计算得到
其中，u表示浮空器在机体坐标系下的前向速度；
所述偏航指令角加速度利用如下方程式计算得到
其中，λ3表示对应比例控制器的比例系数；
所述偏航控制力矩N利用如下方程式计算得到
其中，Iz表示浮空器的回转转动惯量，m66表示浮空器的偏航通道的附加质量， FA6表示浮空器在偏航通道所受的空气外力，w表示浮空器的垂直速度。
进一步，利用如下方程式计算浮空器的每个螺旋桨所需的推力及其对应的方 向
其中，高度方向的控制力Z＝0，FTHV＝[f1H,f2H,f1V,f2V]T，fiH表示第i个螺旋桨所 需的推力fi在机体坐标系下的x轴方向的分力，fiV表示第i个螺旋桨所需的推力 fi在机体坐标系下的z轴方向的分力，μi表示第i个螺旋桨所需的推力fi对应的 角度，Rp表示每个螺旋桨在机体坐标系下到浮空器体 心的距离。
一种用于欠驱动浮空器定点跟踪的控制系统，包括位置跟踪模块，所述位置 跟踪模块与制导模块相连，所述制导模块与前向控制力生成模块、偏航控制力 矩生成模块相连，所述偏航控制力矩生成模块、前向控制力生成模块与控制分 配模块相连，所述控制分配模块与浮空器的主控制器相连，所述主控制器通过 状态测量模块与位置跟踪模块、制导模块、前向控制力生成模块、偏航控制力 矩生成模块相连，
所述状态测量模块用于测量浮空器的姿态信息、垂直高度信息，和在地理坐 标系下的位置和速度信息，
所述位置跟踪模块用于接收在地理坐标系下，浮空器的虚拟参考点的当前位 置和目标点的位置信息，利用第一比例控制器，生成在机体坐标系下的跟踪速 度指令；
所述制导模块用于接收指令跟踪速度和浮空器的当前速度信息，利用第二比 例控制器，生成跟踪加速度指令，进而生成对应的前向跟踪加速度指令和侧向 跟踪加速度指令；
所述前向控制力生成模块用于接收前向跟踪加速度指令和状态测量模块测 量得到的浮空器的姿态信息，生成前向控制力；
所述偏航控制力矩生成模块用于接收侧向跟踪加速度指令和状态测量模块 测量得到的多个信息，利用第三比例控制器，结合动力学理论，生成偏航控制 力矩；
所述控制分配模块用于接收所述前向控制力和偏航控制力矩，生成浮空器的 每个螺旋桨所需的推力及其对应的角度。
进一步，所述偏航控制力矩生成模块包括与制导模块相连的相连侧向运动变 换模块，所述侧向运动变换模块与偏航运动控制模块相连，所述偏航运动控制 模块与力矩生成模块相连，
所述侧向运动变换模块用于接收侧向跟踪加速度指令和状态测量模块测量 得到的浮空器的姿态信息，生成偏航角速度指令；
所述偏航运动控制模块用于接收偏航角速度指令，利用第三比例控制器，生 成偏航角加速度指令；
所述力矩生成模块用于接收偏航角加速度指令和状态测量模块测量得到的 多个信息，生成偏航控制力矩。
进一步，所述状态测量模块包括惯性导航传感器、气压高度计和全球定位系 统，所述惯性导航传感器用于测量浮空器的姿态信息，包括俯仰角、偏航角和 翻滚角及对应的角速度信息，所述气压高度计用于测量浮空器的垂直高度信息， 所述全球定位系统用于测量在地理坐标系下的位置和速度信息。
本发明有益的技术效果在于：
本发明的控制方法通过引入虚拟参考点，根据目标点与虚拟参考点的位置误 差，计算驱动浮空器到达目标点所需的前向控制力和偏航控制力矩，再转换为 每个螺旋桨所需的推力及其对应的角度，从而实现在风场条件下对目标点的高 精度跟踪，计算过程简练，所需的控制模块简单，成本低廉，并且控制精度高， 抗干扰能力强。
附图说明
图1是本发明的控制方法的流程示意图；
图2是本发明的机体坐标系的示意图；
图3是本发明的体心和虚拟参考点的相对位置示意图；
图4是本发明的螺旋桨推力的分解示意图；
图5是本发明的每个螺旋桨推力在机体坐标系的x轴上的分力示意图；
图6是采用传统的控制方法在无风条件下对该浮空器进行仿真的结果，其中， 淡颜色点表示浮空器的头部，淡颜色实线表示浮空器的头部运动轨迹，短实线 表示浮空器的机体x轴，圆圈表示浮空器本身；
图7是采用本发明的控制方法在无风条件下对该浮空器进行仿真的结果，其 中，淡颜色点表示浮空器的头部，淡颜色实线表示浮空器的头部运动轨迹，短 实线表示浮空器的机体x轴，圆圈表示浮空器本身；
图8是采用传统的控制方法在不同风场条件下对该浮空器进行仿真的结果， 其中，淡颜色点表示浮空器的头部，淡颜色实线表示浮空器的头部运动轨迹， 短实线表示浮空器的机体x轴，圆圈表示浮空器本身；
图9是采用本发明的控制方法在不同风场条件下对该浮空器进行仿真的结 果，其中，淡颜色点表示浮空器的头部，淡颜色实线表示浮空器的头部运动轨 迹，短实线表示浮空器的机体x轴，圆圈表示浮空器本身；
图10是采用本发明的控制方法对不同的平面点进行跟踪的仿真结果；
图11是采用本发明的系统的电路连接框图。
具体实施方式
下面结合附图及较佳实施例详细说明本发明的具体实施方式。
针对回转对称飞行器特点，采用传统的飞行控制器设计形式是不能满足控制 性能的，本发明提供了一种欠驱动浮空器定点跟踪的控制方法，如图1所示， 主要用于多矢量推力组合飞行器，如左右带有螺旋桨的椭圆外形飞艇，两个螺 旋桨对称分布于浮空器的直径处，由于该浮空器仅受到两个矢量螺旋桨驱动， 其横侧向飞行是无法直接驱动的，因此，该浮空器是欠驱动的。首先采用直接 位置跟踪方法代替传统的速度、航向跟踪，实现高精度的位置跟踪；然后通过 设计虚拟参考点，代替传统的浮空器体心进行目标跟踪，实现稳定的位置跟踪。
考虑回转对称浮空器的特点以及计算方便，假设浮空器的俯仰和滚转姿态变 化不大，假定地理坐标系为[X、Y、Z]，机体坐标系为[x、y、z]，其原点为机 体的体积中心，如图2所示，对应的x轴、y轴、z轴上的速度为[u、v、w]， 对应的x轴、y轴、z轴上的角速度为[p、q、r]，地理坐标系与机体坐标系之 间的转换矩阵为ψ表示浮空器在地理坐标系下的偏航角。
该方法具体包括以下步骤：
步骤一、在机体坐标系下，设定虚拟参考点Pv，优选对应的x轴方向上的一 点，不包括浮空器的体心，如图3所示，若其距离浮空器体心P点距离为du，该 点的位置和浮空器的体心的关系为：其中，
步骤二、计算目标点与虚拟参考点之间的位置误差，根据该位置误差，计算 驱动浮空器到达目标点所需的前向控制力和偏航控制力矩。
具体如下：
步骤Ⅰ、首先，根据该位置误差，通过比例控制，利用如下方程式，获取在 机体坐标系下的指令跟踪速度vc
vc＝RTk(Pd-Pv)
其中，表示对应比例控制器的比例系数，Pd表示目标点在地理坐标 系下的位置信息，Pv表示虚拟参考点在地理坐标系下的位置信息，Pd-Pv表示目 标点与虚拟参考点之间的位置误差，通过与变换矩阵相乘转换 到机体坐标系下。
然后，结合浮空器的当前速度，利用如下方程式计算得到计算指令跟踪加速 度进而获得对应的纵向指令跟踪加速度和侧向指令跟踪加速度；
其中，v表示浮空器在地理坐标系下的当前速度转换到机体坐标系下对应的 速度，可以通过变换矩阵转换得到，表示对应比例控 制器的比例系数，表示纵向指令跟踪加速度，表示侧向指令跟踪加速度。
步骤Ⅱ、根据上述纵向指令跟踪加速度，结合动力学理论，利用如下方程式 计算得到所需的前向控制力X；
其中，m表示浮空器的质量，m11和m22分别表示浮空器的前向通道和侧向通道 的附加质量，v表示浮空器在机体坐标系下的侧向速度，该量通过地理坐标系 与机体坐标系的变换矩阵将浮空器在地理坐标系下的当前速 度转换到机体坐标系下得到，r表示浮空器在机体坐标系下的偏航角速度，由于 浮空器的俯仰和滚转姿态变化不大，可以通过惯性导航传感器IMU直接测量得 到，不需要转换，FA1表示浮空器在前向通道所受的空气外力。
步骤Ⅲ、首先，根据上述侧向指令跟踪加速度，结合动力学理论，利用如下 方程式，将其转换为偏航指令角速度rc，
其中，u表示浮空器在机体坐标系下的前向速度，可以通过地理坐标系与机 体坐标系的变换矩阵将浮空器在地理坐标系下的当前速度转 换到机体坐标系下得到；
然后，通过比例控制，利用如下方程式计算得到对应的偏航指令角加速度
其中，λ3表示对应比例控制器的比例系数；
最后，利用如下方程式计算所需的偏航控制力矩N
其中，Iz表示浮空器的回转转动惯量，m66表示浮空器的偏航通道的附加质量， FA6表示浮空器在偏航通道所受的空气外力，w表示浮空器的垂直速度，由于浮 空器的俯仰和滚转姿态变化不大，可以通过气压高度计测量浮空器的高度变化， 通过微分计算得到。
步骤三、根据上述前向控制力和偏航控制力矩，利用如下方程式计算浮空器 的每个螺旋桨所需的推力及其对应的角度。
其中，FT＝[X Z N]T表示在浮空器的运动空间合成三维的控制力和控制力矩， 为了抑制螺旋桨的转动对浮空器高度的扰动，令高度方向的控制力Z＝0，表示间接控制量，由于该浮空器螺旋桨的方向是可以改变， 能在如图1所示的机体坐标系的xoz平面上旋转运动，为矢量螺旋桨推力，均 可分解为沿x轴和z轴的两个分力，如图4所示，fiH表示第i个螺旋桨所需的推 力fi在机体坐标系下的x轴方向的分力，如图5所示，fiV表示第i个螺旋桨所需 的推力fi在机体坐标系下的z轴方向的分力，μi表示第i个螺旋桨所需的推力fi对 应的角度，表示间接操纵矩阵，仅和螺旋桨的安装位置 有关，Rp表示每个螺旋桨在机体坐标系下到浮空器体心的距离。
以设定虚拟参考点距离体心为du＝5m为例，具体说明本发明的控制方法。
步骤1)、设定虚拟参考点距离体心为＝5m。
步骤2)、利用上述方法，计算浮空器在机体轴下的前向和侧向指令跟踪加速 度，可见其与控制目标点位置xd,yd相关，x,y表示浮空器的虚拟参考点的当前位 置：
步骤3)、利用上述方法，把侧向指令跟踪加速度转换成偏航指令角速度：u表示浮空器当前的前向速度，由于前向速度u作为分母，而浮 空器飞行速率很小，可以为零，为了避免歧义，将该速度进行零值附近的校正， 用up代替：
步骤4)、把偏航指令角速度指令转换成偏航指令角加速度
步骤5)、将上述求得控制量偏航指令角加速度和纵向指令跟踪加速度，与质 量相乘得到所需的前向控制力和偏航控制力矩，即可得到在浮空器的运动空间 合成三维的控制力和控制力矩FT＝[X Z N]T。
X＝(m+m11)λ1(k1(xd-x)cos(ψ)+k2(yd-y)sin(ψ)-k1du(cos(ψ))2-k2du(sin(ψ))2-u)-(m+m22)vr-FA1
Z＝0；
步骤6)、利用三维的控制力和控制力矩公式
的反推式，求取间接控制量 进而得到每个螺旋桨推力对应的分力f1H,f2H,f1V,f2V。
步骤7)、利用公式计算得到每个螺旋桨推力及其对应的角度。
由浮空器的结构特性可知，当浮空器的侧向力和偏航力矩的方向相同时，其 具有稳定的位置跟踪构型，根据偏航指令角速度的计算公式可知， 为了保证稳定的构型，则需要rc和方向相同，因此，前向速度u必须为负。由 于引入了虚拟参考点的设计，根据前向控制力的计算公式可知，在前向通道多 了一项和前向速度u反方向的力ΔF＝-(m+m11)λ1k1du，从而实现了前向速度u为负。
另外，由于虚拟参考点的引入，有虚拟参考点的前向速度u和没有虚拟参考 点的前向速度的关系为u'：u＝u'-k1du，又因为在稳定跟踪条件下u＜0,u'＜0，可以 看出|u|＞|u'|，根据偏航指令角速度的计算公式的变换可知，侧向指 令跟踪加速度和偏航指令角速度的比值就会变大，从而减弱了偏航角速度随着 侧向速度变化的发散趋势，提高了系统的抗干扰能力。
对本发明的控制法进行仿真验证，通过采集实际飞行实验数据，分析位置跟 踪和控制器的输出，给出是否采用虚拟参考点做位置跟踪的控制效果，如图6-7 所示，以及基于虚拟参考点，比较传统的控制方法和本发明所提出的控制方法 在有无风场条件下的仿真结果，如图8-9所示。对比图6和图7的仿真结果，可 见采用传统的控制方法，由于浮空器的偏航阻尼轻，浮空器的偏航角度变化很 大，浮空器会转很多圈才能到达目标点，而采用本发明的控制方法，最初的响 应导致浮空器的偏航角达到180度左右，所以浮空器是倒着走向目标点，对于 浮空器的回转对称特点，它的倒、正运动是没有区别的，因此，不影响浮空器 的位置运动状态；对比图8和图9的仿真结果，Wd＝[0,0]T,[0,2]T,[2,0]T表示风速和 风向，可见传统的欠驱动控制方法是直接控制浮空器的前向速度和偏航角实现 位置跟踪的，其缺点是收到外界扰动后，浮空器的轨迹会偏离目标点，而采用 本发明的控制方法可以直接控制浮空器的纵向和侧向位置，具有很好的抗风扰 动能力，并且结合图10，Pd＝[30,20]T,[-30,20]T,[30,-20]T,[-30,-20]T表示机体坐标系xoy 上的点，可以看出本发明的控制器方法可以实现对平面上任一点的跟踪。
本发明的控制方法通过引入虚拟参考点，根据目标点与虚拟参考点的位置误 差，计算驱动浮空器到达目标点所需的前向控制力和偏航控制力矩，再转换为 每个螺旋桨所需的推力及其对应的角度，从而实现对目标点的跟踪，计算过程 简练，所需的控制模块简单，成本低廉，并且控制精度高，抗干扰能力强。
另外，如图11所示，本发明还提供了一种用于欠驱动浮空器定点跟踪的控 制系统，包括位置跟踪模块，该位置跟踪模块与制导模块相连，该制导模块与 前向控制力生成模块、偏航控制力矩生成模块相连，该偏航控制力矩生成模块、 前向控制力生成模块与控制分配模块相连，该控制分配模块与浮空器的主控制 器相连，该主控制器通过状态测量模块与位置跟踪模块、制导模块、前向控制 力生成模块、偏航控制力矩生成模块相连。
该状态测量模块包括惯性导航传感器IMU、气压高度计和全球定位系统GPS， 其中，惯性导航传感器IMU用于测量浮空器的姿态信息，包括俯仰角、偏航角 和翻滚角及对应的角速度信息，气压高度计用于测量浮空器的垂直高度信息， 全球定位系统GPS用于测量在地理坐标系下的位置和速度信息。
该位置跟踪模块用于接收在地理坐标系下，利用全球定位系统GPS测量得到 的浮空器的虚拟参考点的当前位置和目标点的位置信息，利用第一比例控制器， 生成在机体坐标系下的跟踪速度指令；该制导模块用于接收指令跟踪速度和浮 空器的当前速度信息，利用第二比例控制器，生成跟踪加速度指令，进而生成 对应的前向跟踪加速度指令和侧向跟踪加速度指令；
该前向控制力生成模块用于接收前向跟踪加速度指令和状态测量模块测量 得到的浮空器的姿态信息，生成前向控制力。该偏航控制力矩生成模块用于接 收侧向跟踪加速度指令和状态测量模块测量得到的多个信息，利用第三比例控 制器，结合动力学理论，生成偏航控制力矩，具体包括与制导模块相连的相连 侧向运动变换模块，该侧向运动变换模块与偏航运动控制模块相连，该偏航运 动控制模块与力矩生成模块相连，其中，侧向运动变换模块用于接收侧向跟踪 加速度指令和状态测量模块测量得到的浮空器的姿态信息，生成偏航角速度指 令；偏航运动控制模块用于接收偏航角速度指令，利用第三比例控制器，生成 偏航角加速度指令；力矩生成模块用于接收偏航角加速度指令和状态测量模块测量得到的多个信息，生成偏航控制力矩。
该控制分配模块用于接收上述前向控制力和偏航控制力矩，生成浮空器的每 个螺旋桨所需的推力及其对应的角度。
虽然以上描述了本发明的具体实施方式，但是本领域的技术人员应当理解， 这些仅是举例说明，在不背离本发明的和实质的前提下，可以对这些实施方式 做出多种变更或修改，因此，本发明的保护范围由所附权利要求书限定。

Claims (10)

1.一种用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法，其特征在于包括以下步骤：
步骤一、在机体坐标系下，设定虚拟参考点；
步骤二、计算目标点与虚拟参考点之间的位置误差，根据所述位置误差，计算驱动浮空器到达目标点所需的前向控制力和偏航控制力矩；
步骤三、根据所述前向控制力和偏航控制力矩，计算浮空器的每个螺旋桨所需的推力及其对应的角度，从而实现对目标点的跟踪。
2.根据权利要求1所述的用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法，其特征在于：所述虚拟参考点设置在机体坐标系下，对应的x轴方向上的一点，不包括浮空器的体心。
3.根据权利要求1所述的用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法，其特征在于计算所需的前向控制力和偏航控制力矩的方法包括以下步骤：
步骤Ⅰ、根据所述位置误差，通过比例控制，获取在机体坐标系下的指令跟踪速度，再结合浮空器的当前速度，计算指令跟踪加速度，进而获得对应的纵向指令跟踪加速度和侧向指令跟踪加速度；
步骤Ⅱ、根据所述纵向指令跟踪加速度，结合动力学理论，计算所需的前向控制力；
步骤Ⅲ、根据所述侧向指令跟踪加速度，结合动力学理论，将其转换为偏航指令角速度，再通过比例控制，获得对应的偏航指令角加速度，进而计算所需的偏航控制力矩。
4.根据权利要求3所述的用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法，其特征在于：所述指令跟踪速度vc利用如下方程式计算得到
vc＝RTk(Pd-Pv)
其中，表示对应比例控制器的比例系数，表示变换矩阵，ψ表示浮空器的偏航角，Pd表示所述目标点在地理坐标系下的位置信息，Pv表示所述虚拟参考点在地理坐标系下的位置信息；
所述指令跟踪加速度利用如下方程式计算得到
其中，v表示浮空器的当前速度转换到机体坐标系下的对应速度，表示对应比例控制器的比例系数，表示纵向指令跟踪加速度，表示侧向指令跟踪加速度。
5.根据权利要求4所述的用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法，其特征在于：所述目标点、虚拟参考点在地理坐标系下的位置信息均包括x轴和y轴的坐标值。
6.根据权利要求3所述的用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法，其特征在于：所述前向控制力X利用如下方程式计算得到
其中，m表示浮空器的质量，m11和m22分别表示浮空器的前向通道和侧向通道的附加质量，v表示浮空器在机体坐标系下的侧向速度，r表示浮空器在机体坐标系下的偏航角速度，FA1表示浮空器在前向通道所受的空气外力；
所述偏航指令角速度rc利用如下方程式计算得到
其中，u表示浮空器在机体坐标系下的前向速度；
所述偏航指令角加速度利用如下方程式计算得到
其中，λ3表示对应比例控制器的比例系数；
所述偏航控制力矩N利用如下方程式计算得到
其中，Iz表示浮空器的回转转动惯量，m66表示浮空器的偏航通道的附加质量，FA6表示浮空器在偏航通道所受的空气外力，w表示浮空器的垂直速度。
7.根据权利要求6所述的用于欠驱动浮空器在平面上定点跟踪的控制方法，其特征在于：利用如下方程式计算浮空器的每个螺旋桨所需的推力及其对应的方向
其中，高度方向的控制力Z＝0，FTHV＝[f1H,f2H,f1V,f2V]T，fiH表示第i个螺旋桨所需的推力fi在机体坐标系下的x轴方向的分力，fiV表示第i个螺旋桨所需的推力fi在机体坐标系下的z轴方向的分力，μi表示第i个螺旋桨所需的推力fi对应的角度，Rp表示每个螺旋桨在机体坐标系下到浮空器体心的距离。
8.一种用于欠驱动浮空器定点跟踪的控制系统，其特征在于：包括位置跟踪模块，所述位置跟踪模块与制导模块相连，所述制导模块与前向控制力生成模块、偏航控制力矩生成模块相连，所述偏航控制力矩生成模块、前向控制力生成模块与控制分配模块相连，所述控制分配模块与浮空器的主控制器相连，所述主控制器通过状态测量模块与位置跟踪模块、制导模块、前向控制力生成模块、偏航控制力矩生成模块相连，
所述状态测量模块用于测量浮空器的姿态信息、垂直高度信息，和在地理坐标系下的位置和速度信息，
所述位置跟踪模块用于接收在地理坐标系下，浮空器的虚拟参考点的当前位置和目标点的位置信息，利用第一比例控制器，生成在机体坐标系下的跟踪速度指令；
所述制导模块用于接收指令跟踪速度和浮空器的当前速度信息，利用第二比例控制器，生成跟踪加速度指令，进而生成对应的前向跟踪加速度指令和侧向跟踪加速度指令；
所述前向控制力生成模块用于接收前向跟踪加速度指令和状态测量模块测量得到的浮空器的姿态信息，生成前向控制力；
所述偏航控制力矩生成模块用于接收侧向跟踪加速度指令和状态测量模块测量得到的多个信息，利用第三比例控制器，结合动力学理论，生成偏航控制力矩；
所述控制分配模块用于接收所述前向控制力和偏航控制力矩，生成浮空器的每个螺旋桨所需的推力及其对应的角度。
9.根据权利要求8所述的用于欠驱动浮空器定点跟踪的控制系统，其特征在于：所述偏航控制力矩生成模块包括与制导模块相连的相连侧向运动变换模块，所述侧向运动变换模块与偏航运动控制模块相连，所述偏航运动控制模块与力矩生成模块相连，
所述侧向运动变换模块用于接收侧向跟踪加速度指令和状态测量模块测量得到的浮空器的姿态信息，生成偏航角速度指令；
所述偏航运动控制模块用于接收偏航角速度指令，利用第三比例控制器，生成偏航角加速度指令；
所述力矩生成模块用于接收偏航角加速度指令和状态测量模块测量得到的多个信息，生成偏航控制力矩。
10.根据权利要求8所述的用于欠驱动浮空器定点跟踪的控制系统，其特征在于：所述状态测量模块包括惯性导航传感器、气压高度计和全球定位系统，所述惯性导航传感器用于测量浮空器的姿态信息，包括俯仰角、偏航角和翻滚角及对应的角速度信息，所述气压高度计用于测量浮空器的垂直高度信息，所述全球定位系统用于测量在地理坐标系下的位置和速度信息。
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