CN114967723A - 一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法 - Google Patents

一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于航行体控制领域，公开了一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法。步骤1：建立超空泡外形航行体的姿态动力学模型；步骤2：基于步骤1的姿态动力学模型，设计高精度姿态控制律；步骤3：基于步骤2设计的高精度姿态控制律，进行数学仿真分析。本发明用以解决当航行体同时作俯仰、偏航和滚转三个方向或两个通道组合机动时控制精度不够，或导致航行体姿态失控的问题，实现对航行体姿态的高精度控制。

Description

一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法
技术领域
本发明属于航行体控制领域，具体涉及一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法。
背景技术
超空泡外形的航行体在水下航行尤其是机动航行时，由于俯仰、偏航和滚转三个通道间存在较大的耦合关系，为控制器设计增加了难度，常规航行体姿态控制系统设计都是采用各通道独立设计PID参数的控制策略，这种控制策略在航行器定深直航或弱机动时能保证控制精度满足要求，但当航行体同时作俯仰、偏航和滚转三个方向或两个通道组合机动时，由于通道间的耦合效应，会造成控制精度不够，甚至导致航行体姿态失控。
发明内容
本发明提供一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，用以解决当航行体同时作俯仰、偏航和滚转三个方向或两个通道组合机动时控制精度不够，或导致航行体姿态失控的问题，实现对航行体姿态的高精度控制。
本发明通过以下技术方案实现：
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述控制方法包括以下步骤：
步骤1：建立超空泡外形航行体的姿态动力学模型；
步骤2：基于步骤1的姿态动力学模型，设计高精度姿态控制律；
步骤3：基于步骤2设计的高精度姿态控制律，进行数学仿真分析。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤1具体包括以下步骤：
步骤1.1：建立航行体姿态动力学方程；
步骤1.2：建立航行体姿态运动学方程；
步骤1.3：基于步骤1.1的方程和步骤1.2的方程对俯仰子系统状态方程进行推导；
步骤1.4：得到俯仰通道的状态方程；
步骤1.5：得到偏航通道的状态方程；
步骤1.6：基于步骤1.4和步骤1.5得到滚转通道的状态方程。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤1.1的建立航行体姿态动力学方程具体为，
Figure BDA0003695311500000021
式中：
Figure BDA0003695311500000022
为三轴转动惯量，
Figure BDA0003695311500000023
为三轴流体力矩，
Figure BDA0003695311500000024
为三轴姿态角速度，B为浮力，T为航行体推力，xb,h,zb为航行体浮心与质心在三轴投影的差，θ为俯仰角，
Figure BDA0003695311500000025
为滚转角。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤1.2的建立航行体姿态运动学方程具体为，
Figure BDA0003695311500000026
式中，ψ为偏航角，
Figure BDA0003695311500000027
为滚转角，θ为俯仰角，
Figure BDA0003695311500000028
为三轴姿态角速度。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，是步骤1.3对俯仰子系统状态方程进行推导具体为，
Figure BDA0003695311500000029
又由角速度表达式有：
Figure BDA00036953115000000210
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤1.4得到俯仰通道的状态方程具体为，
令
Figure BDA00036953115000000211
得到俯仰通道的状态方程为：
Figure BDA00036953115000000212
其中，fz代表耦合项。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述所述步骤1.5得到偏航通道的状态方程具体为，
令
Figure BDA0003695311500000031
得到偏航通道的状态方程：
Figure BDA0003695311500000032
式中，fy代表耦合项。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤2的设计高精度姿态控制律具体为：
对于俯仰子系统，进行精确线性化，得偏航通道的控制律；
基于自适应律对干扰进行自适应补偿，得到滚转通道控制律。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，对于俯仰子系统，进行精确线性化，得偏航通道的控制律具体为，
取
Figure BDA0003695311500000033
为虚拟控制量，且满足
Figure BDA0003695311500000034
则可以得到俯仰子系统为：
Figure BDA0003695311500000035
取滑模面为：
Figure BDA0003695311500000036
式中，c为常数且大于0，θd为期望俯仰角，
Figure BDA0003695311500000037
为期望俯仰角速度；
对其求导可得：
Figure BDA0003695311500000038
设计指数型滑模趋近律为：
Figure BDA0003695311500000039
式中，ε＞0,k＞0为控制系数；
联立和得：
Figure BDA0003695311500000041
同理可得偏航通道的控制律为：
Figure BDA0003695311500000042
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述基于自适应律对干扰进行自适应补偿，得到滚转通道控制律具体为，考虑外界干扰d(t)影响：
Figure BDA0003695311500000043
设计自适应律对干扰进行自适应补偿：
Figure BDA0003695311500000044
式中，λ为正常数，代表收敛速率，|·|代表向量的模；
故最终滚转通道控制律为：
Figure BDA0003695311500000045
本发明的有益效果是：
本发明在分别设计三通道回路的同时，考虑三通道间的耦合关系，将其进行协调设计，实现对航行体姿态的高精度控制。
本发明能在设计航行体姿态控制器时，对外界干扰进行自适应高精度估计，从而在姿态控制系统中进行补偿，实现对各通道控制指令的精确跟踪，具备优秀的鲁棒性。
本发明在滑模控制器中采用了指数型滑模趋近律，能够实现对期望指令平滑跟踪，且收敛速度快，收敛时间短。
本发明通过精确线性化的方式设计了俯仰、偏航、滚转三通道的控制器，提高了控制精度，保证了系统稳定性，并且进行三通道的解耦，能够使得三通道分别进行参数整定，从而呈现出更优的控制性能。
附图说明
图1是本发明的结构示意图。
图2是本发明的航行体深度曲线图。
图3是本发明的航行体姿态角曲线图。
图4是本发明的滚转舵偏角示意图。
图5是本发明的俯仰舵偏角示意图。
图6是本发明的偏航舵偏角示意图。
图7是本发明的三维曲线图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述控制方法包括以下步骤：
步骤1：建立超空泡外形航行体的姿态动力学模型；
步骤2：基于步骤1的姿态动力学模型，设计高精度姿态控制律；
步骤3：基于步骤2设计的高精度姿态控制律，进行数学仿真分析。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤1具体包括以下步骤：
步骤1.1：建立航行体姿态动力学方程；
步骤1.2：建立航行体姿态运动学方程；
步骤1.3：基于步骤1.1的方程和步骤1.2的方程对俯仰子系统状态方程进行推导；
步骤1.4：得到俯仰通道的状态方程；
步骤1.5：得到偏航通道的状态方程；
步骤1.6：基于步骤1.4和步骤1.5得到滚转通道的状态方程。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤1.1的建立航行体姿态动力学方程具体为，
Figure BDA0003695311500000051
式中：
Figure BDA0003695311500000052
为三轴转动惯量，
Figure BDA0003695311500000053
为三轴流体力矩，
Figure BDA0003695311500000054
为三轴姿态角速度，B为浮力，T为航行体推力，xb,h,zb为航行体浮心与质心在三轴投影的差，θ为俯仰角，
Figure BDA0003695311500000061
为滚转角。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤1.2的建立航行体姿态运动学方程具体为，
Figure BDA0003695311500000062
式中，ψ为偏航角，
Figure BDA0003695311500000063
为滚转角，θ为俯仰角，
Figure BDA0003695311500000064
为三轴姿态角速度。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，是步骤1.3对俯仰子系统状态方程进行推导具体为，
Figure BDA0003695311500000065
又由角速度表达式有：
Figure BDA0003695311500000066
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤1.4得到俯仰通道的状态方程具体为，
令
Figure BDA0003695311500000067
得到俯仰通道的状态方程为：
Figure BDA0003695311500000068
其中，fz代表耦合项。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述所述步骤1.5得到偏航通道的状态方程具体为，
令
Figure BDA0003695311500000069
得到偏航通道的状态方程：
Figure BDA00036953115000000610
式中，fy代表耦合项。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述步骤2的设计高精度姿态控制律具体为：
对于俯仰子系统，进行精确线性化，得偏航通道的控制律；
基于自适应律对干扰进行自适应补偿，得到滚转通道控制律。
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，对于俯仰子系统，进行精确线性化，得偏航通道的控制律具体为，
取
Figure BDA0003695311500000071
为虚拟控制量，且满足
Figure BDA0003695311500000072
则可以得到俯仰子系统为：
Figure BDA0003695311500000073
取滑模面为：
Figure BDA0003695311500000074
式中，c为常数且大于0，θd为期望俯仰角，
Figure BDA0003695311500000075
为期望俯仰角速度；
对其求导可得：
Figure BDA0003695311500000076
设计指数型滑模趋近律为：
Figure BDA0003695311500000077
式中，ε＞0,k＞0为控制系数；
联立和得：
Figure BDA0003695311500000078
同理可得偏航通道的控制律为：
Figure BDA0003695311500000079
一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，所述基于自适应律对干扰进行自适应补偿，得到滚转通道控制律具体为，考虑外界干扰d(t)影响：
Figure BDA0003695311500000081
设计自适应律对干扰进行自适应补偿：
Figure BDA0003695311500000082
式中，λ为正常数，代表收敛速率，|·|代表向量的模；
故最终滚转通道控制律为：
Figure BDA0003695311500000083
数学仿真分析，设定工况如下：
变量 数值
深度 5米
目标航速 8kn
目标机动 是
目标机动形式 正弦机动
根据上述工况设定，如图2、3、4、5、6和7所示，该控制算法精度较高，深度，姿态角等均能满足控制精度要求，在目标机动频率较高的情况下，依然能够保证对控制信号的准确追踪，证实了控制系统的有效性。

Claims (10)

1.一种超空泡外形航行体高精度姿态控制方法，其特征在于，所述控制方法包括以下步骤：
步骤1：建立超空泡外形航行体的姿态动力学模型；
步骤2：基于步骤1的姿态动力学模型，设计高精度姿态控制律；
步骤3：基于步骤2设计的高精度姿态控制律，进行数学仿真分析。
2.根据权利要求1所述一种控制方法，其特征在于，所述步骤1具体包括以下步骤：
步骤1.1：建立航行体姿态动力学方程；
步骤1.2：建立航行体姿态运动学方程；
步骤1.3：基于步骤1.1的方程和步骤1.2的方程对俯仰子系统状态方程进行推导；
步骤1.4：得到俯仰通道的状态方程；
步骤1.5：得到偏航通道的状态方程；
步骤1.6：基于步骤1.4和步骤1.5得到滚转通道的状态方程。
3.根据权利要求2所述一种控制方法，其特征在于，所述步骤1.1的建立航行体姿态动力学方程具体为，
Figure FDA0003695311490000011
式中：
Figure FDA0003695311490000012
为三轴转动惯量，
Figure FDA0003695311490000013
为三轴流体力矩，
Figure FDA0003695311490000014
为三轴姿态角速度，B为浮力，T为航行体推力，xb,h,zb为航行体浮心与质心在三轴投影的差，θ为俯仰角，
Figure FDA0003695311490000015
为滚转角。
4.根据权利要求3所述一种控制方法，其特征在于，所述步骤1.2的建立航行体姿态运动学方程具体为，
Figure FDA0003695311490000016
式中，ψ为偏航角，
Figure FDA0003695311490000017
为滚转角，θ为俯仰角，
Figure FDA0003695311490000018
为三轴姿态角速度。
5.根据权利要求4所述一种控制方法，其特征在于，是步骤1.3对俯仰子系统状态方程进行推导具体为，
Figure FDA0003695311490000021
又由角速度表达式有：
Figure FDA0003695311490000022
6.根据权利要求5所述一种控制方法，其特征在于，所述步骤1.4得到俯仰通道的状态方程具体为，
令
Figure FDA0003695311490000023
得到俯仰通道的状态方程为：
Figure FDA0003695311490000024
其中，fz代表耦合项。
7.根据权利要求6所述一种控制方法，其特征在于，所述所述步骤1.5得到偏航通道的状态方程具体为，
令x1y＝ψ,
Figure FDA0003695311490000025
得到偏航通道的状态方程：
Figure FDA0003695311490000026
式中，fy代表耦合项。
8.根据权利要求1所述一种控制方法，其特征在于，所述步骤2的设计高精度姿态控制律具体为：
对于俯仰子系统，进行精确线性化，得偏航通道的控制律；
基于自适应律对干扰进行自适应补偿，得到滚转通道控制律。
9.根据权利要求8所述一种控制方法，其特征在于，对于俯仰子系统，进行精确线性化，得偏航通道的控制律具体为，
取
Figure FDA0003695311490000031
为虚拟控制量，且满足
Figure FDA0003695311490000032
则可以得到俯仰子系统为：
Figure FDA0003695311490000033
取滑模面为：
Figure FDA0003695311490000034
式中，c为常数且大于0，θd为期望俯仰角，
Figure FDA0003695311490000035
为期望俯仰角速度；
对其求导可得：
Figure FDA0003695311490000036
设计指数型滑模趋近律为：
Figure FDA0003695311490000037
式中，ε＞0,k＞0为控制系数；
联立和得：
Figure FDA0003695311490000038
同理可得偏航通道的控制律为：
Figure FDA0003695311490000039
10.根据权利要求8所述一种控制方法，其特征在于，所述基于自适应律对干扰进行自适应补偿，得到滚转通道控制律具体为，考虑外界干扰d(t)影响：
Figure FDA00036953114900000310
设计自适应律对干扰进行自适应补偿：
Figure FDA00036953114900000311
式中，λ为正常数，代表收敛速率，|·|代表向量的模；
故最终滚转通道控制律为：
Figure FDA0003695311490000041
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CN116176870A (zh) * 2023-03-20 2023-05-30 北京星途探索科技有限公司 一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统
CN116176870B (zh) * 2023-03-20 2023-09-19 北京星途探索科技有限公司 一种用于飞行器的固体姿轨控动力系统

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