CN112026750B - 一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法。其首先根据飞行任务设置期望侧向位置信号，并安装YIS500‑N型MEMS战术级惯性传感系统，测量偏航角与侧向加速度，再通过积分得到侧向速度与位置信号。然后通过设计基于位置误差与积分以及速度的滑模面信号，经过校正叠加后得到偏航角期望信号，与偏航角测量信号进行对比得到偏航角误差信号，再进行误差积分与误差近似微分的解算，并设计基于角度误差与积分微分的滑模信号，通过校正与组合后得到偏航通道的综合控制信号，在滚转通道稳定的情况下，实现无人飞行器的侧滑转弯。该方法的优点在于使得传统侧滑转弯的飞行器稳定有余而快速性不足的问题得以改善。

Description

一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法

技术领域

本发明涉及无人飞行器稳定与转弯控制领域，具体而言，涉及一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法。

背景技术

飞行器的侧向运动控制，目前普遍采用的方法有两种，其一为侧滑转弯，也就是靠偏航通道的侧滑角提高侧向运动的动力，其主要是通过偏航通道的偏航角稳定控制来实现的。其二为倾斜转弯，其通过滚转通道的滚转提高侧向转弯的向心力。两者相比，侧滑转弯具有稳定性有余而机动能力与快速性不足的特点。当然，在导引阶段按照导引规律进行侧向运动的方式属于特殊情况，不在上述两者方法之列。基于上述背景原因，本发明针对侧滑转弯模式的飞行器，提出了一种采用位置误差与速度误差信息组建滑模面得到偏航角期望信号，并由角度误差与滤波校正构造滑模控制律的方式，解决了传统侧滑转弯快速性不足的问题。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的无人飞行器侧滑转弯稳定有余而快速性不足的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法，包括以下步骤：

步骤S10，在无人飞行器上安装YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统，测量飞行器的偏航角与侧向加速度；

步骤S20，根据YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号；

步骤S30，根据所述的侧向位置误差信号，进行线性积分得到误差积分信号，并与误差信号以及速度信号，组成相应的非线性滑模信号，并通过校正，得到偏航角期望信号；

步骤S40，根据YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后进行积分得到误差微分信号，再构造非线性微分器，得到偏航角误差的非线性微分信号；

步骤S50，根据所述的偏航角误差信号、偏航角误差积分信号与偏航角误差的非线性微分信号构造非线性滑模面与偏航通道滑模控制信号，输送给无人飞行器偏航舵系统，即可实现无人飞行器的侧向转弯的质心位置控制。

在本发明的一种示例实施例中，在无人飞行器上安装YIS500-N型 MEMS战术级惯性传感系统，测量飞行器的偏航角与侧向加速度，根据测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号包括：

v_z＝∫a_zdt；

z＝∫v_zdt；

e_z＝z-z^d；

其中a_z为采用YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量无人飞行器的侧向加速度得到的测量值，a_z(n)表示侧向加速度的在时间t＝n*ΔT时刻的数据，其中n＝1,2,3…，ΔT为数据采样周期。v_z为侧向速度信号，dt表示对时间信号进行积分。z为侧向位置信号，z^d为根据无人飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，e_z为侧向位置误差信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的侧向位置误差信号，进行线性积分得到误差积分信号，并与误差信号以及速度信号，组成相应的非线性滑模信号，并通过校正，得到偏航角期望信号包括：

s_z＝∫e_zdt；

ψ^d＝s₂+c₇w₂；

其中e_z为为无人飞行器侧向位置误差信号，s_z为位置误差积分信号，v_z为侧向速度信号，s₂为位置误差非线性滑模面信号，ψ^d为最终的偏航角期望信号，c₁,c₂,c₃,c₄,c₅,c₆,ε₁,ε₂,ε₃为常值参数，其详细选取见后文实施。T₁、T₂为滤波参数，c₇为常值参数，其详细设计见后文案例实施，s代表传递函数的微分算子。

在本发明的一种示例实施例中，根据YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后进行积分得到误差微分信号，再构造非线性微分器，得到偏航角误差的非线性微分信号包括：

e_ψ＝ψ-ψ^d；

s₃＝∫e_ψdt；

y(n+1)＝y(n)+(f(e_ψ(n)-y(n))+e_ψ(n))*ΔT；

D₁＝f(e_ψ(n)-y(n))+e_ψ(n)；

其中ψ为采用YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统对无人飞行器的偏航角进行测量，ψ(n)表示偏航角的在时间t＝n*ΔT时刻的数据，其中 n＝1,2,3…，ΔT为数据采样周期，其详细设计见后文案例实施。e_ψ为偏航角误差信号，s₃为偏航角误差积分信号，dt表示对时间信号的积分。D₁为偏航角误差的非线性微分信号，k₁、k₂、ε₄为常值参数，其详细选取见后文实施。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的偏航角误差信号、偏航角误差积分信号与偏航角误差的非线性微分信号构造非线性滑模面与偏航通道滑模控制信号包括：

其中e_ψ为无人飞行器偏航角误差信号，s₃为偏航角误差积分信号，D₁为偏航角误差的非线性微分信号，w_a为角度误差非线性滑模面信号， k₃,k₄,k₅,k₆,k₇,k₈、ε_a、ε_b、ε_c为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。 T₃、T₄为滤波参数，其详细设计见后文案例实施，s代表传递函数的微分算子。w_b为滑模校正信号，u_h为偏航通道控制信号，c₈,c₉,c₁₀,ε_d为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

最后，将所得到的偏航通道控制量u_h输送给偏航舵系统，然后保证滚转通道的滚转角期望信号为0，即实现滚转角的镇定，即可实现无人飞行器的偏航转弯，跟踪期望的侧向位置信号。

有益效果

本发明提供的一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法，其优点在于能够通过YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统对无人飞行器侧滑转弯控制所需的偏航角、侧向加速度进行一体化测量，同时采用位置与姿态误差双层滑模校正控制的方式，大大提高了整个回路响应的快速性，使得侧滑转弯的稳定性与快速性能够较好的兼顾与改善。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统实物图；

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器偏航角曲线(单位：度)；

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向速度曲线(单位：米每秒)；

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置曲线(单位：米)；

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器侧向位置误差曲线(单位：米)；

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器位置误差积分信号曲线(无单位)；

图8是本发明实施例所提供方法的偏航角期望信号曲线(单位：度)；

图9是本发明实施例所提供方法的偏航角误差信号曲线(单位：度)；

图10是本发明实施例所提供方法的偏航角误差积分信号曲线(单位：度)；

图11是本发明实施例所提供方法的偏航角误差的非线性微分信号曲线(无单位)；

图12是本发明实施例所提供方法的角度非线性滑模面信号曲线(无单位)；

图13是本发明实施例所提供方法的偏航通道控制信号曲线(无单位)；

图14是本发明实施例所提供方法的偏航舵偏角信号曲线(单位：度)；

图15是本发明实施例所提供方法的侧滑角信号曲线(单位：度)。

具体实施方式

现在将参考附图基础上更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明提供了一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法，其通过安装YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量无人飞行器转弯所需的全部状态信息，即测量无人飞行器的偏航角与侧向加速度。再通过两次积分依次得到侧向速度与侧向位置，并与期望侧向位置比较得到侧向位置误差，再通过测速反馈与位置误差积分组成位非线性滑模面信号，通过滤波微分叠加得到偏航角期望信号，再与偏航角测量信号进行比较得到偏航角误差信号，然后通过积分与滤波微分得到偏航通道的滑模面与滑模控制信号，输送给偏航通道舵系统，在滚转通道保持镇定的状态下，实现无人飞行器的侧滑转弯。

下面，将结合附图对本发明的一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法包括以下步骤：

步骤S10，在无人飞行器上安装YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统，测量飞行器的偏航角与侧向加速度。

具体的，首先在无人飞行器上安装YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统，其实物图片如图2所示，其性能指标如下：重量120g，尺寸 54*54*23.8mm，测角精度0.3度，测量范围为滚转角0度至180度，角度测量带宽60赫兹。加速度计测量精度0.03mg，测量范围-6g至6g，加速度计测量带宽60赫兹。

其次，采用YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统对无人飞行器的偏航角进行测量，计作ψ，ψ(n)表示偏航角的在时间t＝n*ΔT时刻的数据，其中n＝1,2,3…，ΔT为数据采样周期，其详细设计见后文案例实施。

最后，采用YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统对无人飞行器的侧向加速度进行测量，计作a_z，a_z(n)表示侧向加速度的在时间t＝n*ΔT时刻的数据，其中n＝1,2,3…，ΔT为数据采样周期，其详细设计可选取与偏航角测量相同。

步骤S20，根据YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号；

具体的，首先，根据所述的侧向加速度测量信号a_z，进行积分，得到侧向速度信号，计作v_z，其积分方式如下：

v_z＝∫a_zdt；

其中dt表示对时间信号进行积分。

再次，对侧向速度测量信号a_z进行线性积分，得到侧向位置信号，计作z，其积分方式如下：

z＝∫v_zdt；

其中dt表示对时间信号进行积分。

最后，根据无人飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，记作z^d。然后与所述的侧向位置信号进行对比，得到侧向位置误差信号，记作e_z，其比较方式如下：

e_z＝z-z^d；

步骤S30，根据所述的侧向位置误差信号，进行线性积分得到误差积分信号，并与误差信号以及速度信号，组成相应的位置误差非线性滑模信号，并通过校正，得到偏航角期望信号。

具体的，首先，针对所述的无人飞行器侧向位置误差信号，进行线性积分，得到位置误差积分信号，记作s_z，其积分方式如下：

s_z＝∫e_zdt；

其中dt表示对时间信号的积分。

其次，针对所述的无人飞行器侧向位置误差信号、位置误差积分信号与侧向速度信号，组成位置误差非线性滑模面信号，记作s₂，其计算方式如下：

其中c₁,c₂,c₃,c₄,c₅,c₆,ε₁,ε₂,ε₃为常值参数，其详细选取见后文实施。

最后，有所述的非线性滑模信号进行滤波校正，组成最终的偏航角期望信号，计作ψ^d，其计算方式如下：

ψ^d＝s₂+c₇w₂；

其中T₁、T₂为滤波参数，c₇为常值参数，其详细设计见后文案例实施，s代表传递函数的微分算子。

步骤S40，根据YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后进行积分得到误差微分信号，再构造非线性微分器，得到偏航角误差的非线性微分信号；

具体的，首先对所述的偏航角测量信号与偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，记作记作e_ψ，其比较方式如下：

e_ψ＝ψ-ψ^d；

再次，根据偏航角误差信号，进行线性积分，得到偏航角误差积分信号，记作s₃，其积分方式如下：

s₃＝∫e_ψdt；

其中dt表示对时间信号的积分。

最后，根据偏航角误差信号构造如下的非线性微分器，得到偏航角误差的非线性微分信号，计作D₁，其计算方式如下：

y(n+1)＝y(n)+(f(e_ψ(n)-y(n))+e_ψ(n))*ΔT；

D₁＝f(e_ψ(n)-y(n))+e_ψ(n)；

其中ΔT为数据采样的时间间隔，k₁、k₂、ε₄为常值参数，其详细选取见后文实施。

步骤S50，根据所述的偏航角误差信号、偏航角误差积分信号与偏航角误差的非线性微分信号构造角度误差非线性滑模面与偏航通道滑模控制信号，输送给无人飞行器偏航舵系统，即可实现无人飞行器的侧向转弯的质心位置控制。

具体的，首先，针对所述的无人飞行器偏航角误差信号e_ψ以及偏航角误差积分信号s₃、偏航角误差的非线性微分信号D₁进行线性组合，得到角度误差非线性滑模面信号，计作w_a，其计算方式如下：

其中k₃,k₄,k₅,k₆,k₇,k₈、ε_a、ε_b、ε_c为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。

其次，对上述滑模信号进行滤波校正，得到滑模校正信号，记作w_b，其计算方式如下：

其中T₃、T₄为滤波参数，其详细设计见后文案例实施，s代表传递函数的微分算子。

然后，对上述滑模信号与滑模校正信号进行组合，得到最终的偏航通道控制信号，记作u_h，其计算方式如下：

c₈,c₉,c₁₀,ε_d为常值参数，其详细设置见后文案例实施。

最后，将所得到的偏航通道控制量u_h输送给偏航舵系统，然后保证滚转通道的滚转角期望信号为0，即实现滚转角的镇定即可，即可实现无人飞行器的偏航转弯，跟踪期望的侧向位置信号。

案例实施与模拟实验结果分析

为验证本发明所提供方法的正确性与有效性，特提供如下案例仿真进行模拟。

在步骤S10中，在无人飞行器上安装YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统，测量飞行器的偏航角如图3所示。

在步骤S20中，根据侧向加速度测量信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号如图4与图5所示，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号如图6所示。

在步骤S30中，选取c₁＝0.01,c₂＝0.005,c₃＝0.008,c₄＝0.004,c₅＝0.003,c₆＝0.004，ε₁＝0.006,ε₂＝0.6,ε₃＝0.5，选取T₁＝0.1、T₂＝0.3，c₇＝0.2，得到位置误差积分信号如图7所示，得到偏航角期望信号如图8所示。

在步骤S40中，选取k₁＝5、k₂＝4、ε₄＝0.05，得到偏航角误差信号如图 9所示，得到偏航角误差积分信号如图10所示，得到偏航角误差的非线性微分信号如图11所示。

在步骤S50中，选取k₃＝2,k₄＝0.5,k₅＝0.2,k₆＝1,k₇＝0.3,k₈＝0.2、ε_a＝0.05、ε_b＝0.3、ε_c＝0.5，c₈＝0.2,c₉＝0.3,c₁₀＝0.9,ε_d＝2，得到角度非线性滑模面信号如图12所示，以及偏航通道滑模控制信号如图13所示。最终无人飞行器的偏航舵偏角信号如图14所示，侧滑角如图15所示。

由图3可以看出，偏航角在1.2度以内，而由图14可以看出，偏航舵偏角在1度以内，侧滑角在0.7度以内，因此整个控制过程，侧滑角与舵偏角均在工程要求的限制范围内，没有超标，满足工程控制需要。由图5 与图6可以看出，整个侧向质心控制的响应过程比较快，上升时间大约为 5秒，而且由图4可以看出，响应的最大侧向速度大约为2.5米每秒，响应过程平滑而无颤振，速度大小合理，从而可以得出整个控制方法是有效的，具有较好的工程应用价值。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未指明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (4)

1.一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，在无人飞行器上安装YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统，测量飞行器的偏航角与侧向加速度；

步骤S20，根据YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分分别得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号；

步骤S30，根据所述的侧向位置误差信号，进行线性积分得到误差积分信号，并与侧向位置误差信号以及侧向速度信号，组成相应的非线性滑模信号，并通过校正，得到偏航角期望信号；

步骤S40，根据YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量得到的偏航角信号与所述的偏航角期望信号进行对比，得到偏航角误差信号，然后进行积分得到偏航角误差积分信号，再构造非线性微分器，得到偏航角误差的非线性微分信号；

步骤S50，根据所述的偏航角误差信号、偏航角误差积分信号与偏航角误差的非线性微分信号构造非线性滑模面与偏航通道滑模控制信号，输送给无人飞行器偏航舵系统，即可实现无人飞行器的侧向转弯的质心位置控制。

2.根据权利要求1所述的一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法，其特征在于，在无人飞行器上安装YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统，测量飞行器的偏航角与侧向加速度，根据测量得到的侧向加速度信号，进行两次积分得到侧向速度信号与侧向位置信号，并与侧向位置指令信号进行对比，得到侧向位置误差信号包括：

v_z＝∫a_zdt；

z＝∫v_zdt；

e_z＝z-z^d；

其中a_z为采用YIS500-N型MEMS战术级惯性传感系统测量无人飞行器的侧向加速度得到的测量值，v_z为侧向速度信号，dt表示对时间信号进行积分；z为侧向位置信号，z^d为根据无人飞行器的侧向任务设定侧向期望位置信号，e_z为侧向位置误差信号。

3.根据权利要求1所述的一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法，其特征在于，根据所述的侧向位置误差信号，进行线性积分得到误差积分信号，并与侧向位置误差信号以及侧向速度信号，组成相应的位置误差非线性滑模信号，并通过校正得到位置误差非线性滑模校正信号，最终得到偏航角期望信号包括：

s_z＝∫e_zdt；

ψ^d＝s₂+c₇w₂；

其中e_z为无人飞行器侧向位置误差信号，s_z为位置误差积分信号，v_z为侧向速度信号，s₂为位置误差非线性滑模面信号，w₂为位置误差非线性滑模校正信号；ψ^d为最终的偏航角期望信号，c₁,c₂,c₃,c₄,c₅,c₆,ε₁,ε₂,ε₃为常值参数；T₁、T₂为滤波参数，c₇为常值参数，s代表传递函数的微分算子。

4.根据权利要求1所述的一种基于位置误差的无人飞行器滑模控制侧滑转弯方法，其特征在于，根据所述的偏航角误差信号、偏航角误差积分信号与偏航角误差的非线性微分信号构造非线性滑模面与偏航通道滑模控制信号包括：

其中e_ψ为无人飞行器偏航角误差信号，s₃为偏航角误差积分信号，D₁为偏航角误差的非线性微分信号，w_a为角度误差非线性滑模面信号，k₃,k₄,k₅,k₆,k₇,k₈、ε_a、ε_b、ε_c为常值控制参数；T₃、T₄为滤波参数，s代表传递函数的微分算子；w_b为滑模校正信号，u_h为偏航通道控制信号，c₈,c₉,c₁₀,ε_d为常值参数；最后，将所得到的偏航通道控制量u_h输送给偏航舵系统，然后保证滚转通道的滚转角期望信号为0，即实现滚转角的镇定，即可实现无人飞行器的偏航转弯，跟踪期望的侧向位置信号。

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