CN115657729B - 一种考虑探测任务约束的无人机边界保护控制方法 - Google Patents

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CN115657729B CN202211679488.6A CN202211679488A CN115657729B CN 115657729 B CN115657729 B CN 115657729B CN 202211679488 A CN202211679488 A CN 202211679488A CN 115657729 B CN115657729 B CN 115657729B
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Abstract

本发明涉及一种考虑探测任务约束的无人机边界保护控制方法，属于无人机飞行控制技术领域，解决了现有技术中无人机在海域执行任务时的飞行稳定性低、飞行风险高和探测任务执行困难的问题。本发明的方法通过设置能够适用于海上环境作业和探测设备的无人机的自增稳控制律、无人机边界保护控制律、无人机的非线性动态逆控制律和比例积分补偿控制律实现对无人机的控制，使无人机在执行海域探测任务时，具有更高的飞行品质，同时提高了机上外挂特殊探测设备的保障能力，进而保障无人机高效、稳定执行探测任务。

Description

一种考虑探测任务约束的无人机边界保护控制方法
技术领域
本发明属于无人机飞行控制技术领域，涉及一种考虑探测任务约束的无人机边界保护控制方法。
背景技术
我国海域面积较大，海岸线长，在海域探测、监测、反潜等方面有很大需求。近年来，随着无人机技术的不断成熟，无人机在侦察、监视、测绘等方面的应用优势不断凸显。无人机能够搭载多种不同的海洋环境探测任务载荷，对各类海洋环境、气候和海上目标进行监测，具有探测区域广、时间长等特点，是获取海上数据的重要技术手段。
无人机在海域执行探测任务时，面临海域风浪等外部环境的影响，以及执行任务中无人机携带的特种探测设备的影响，都对无人机的环境适应性和飞行稳定性有更高的要求。目前，已经有大量针对无人机的环境适应性和飞行稳定性的研究，如：中国专利CN112486193B和CN111273678B。
通过海域飞行环境的特点进行无人机的飞行控制方法的设计，是提高无人机飞行安全性和保障探测任务高效的重要手段。
发明内容
鉴于上述问题，本发明提供了一种考虑探测任务约束的无人机边界保护控制方法，以解决现有技术中无人机在海域执行任务时的飞行稳定性低、飞行风险高和探测任务执行困难的问题。
本发明提供的一种考虑探测任务约束的无人机边界保护控制方法，具体步骤如下：
建立无人机的机体坐标系和气流坐标系；
基于无人机的机体坐标系和气流坐标系建立无人机的平动动力学模型和转动动力学模型；
无人机的平动动力学模型为：
Figure 538836DEST_PATH_IMAGE001
其中，V X 、V Y 和V Z 分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴方向的速度；
Figure 386707DEST_PATH_IMAGE002
分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴方向的加速度；T X 、T Y 和T Z 分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴的受到的发动机推力；F X 、F Y 和F Z 分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴的受到的升力、阻力和侧力；p，q和r分别表示无人机的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；g表示无人机的重力加速度，m表示无人机的质量；θ表示无人机的俯仰角；φ表示无人机的滚转角；
无人机的转动动力学模型为：
Figure 577517DEST_PATH_IMAGE003
其中，L、M和N分别表示无人机的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩；I X 、I Y 和I Z 分别表示无人机沿机体坐标系X轴、Y轴和Z轴方向的转动惯量；I XZ 表示无人机沿机体坐标系上X轴和Z轴方向的惯性积；
Figure 67404DEST_PATH_IMAGE004
分别表示无人机的滚转角加速度、俯仰角加速度和偏航角加速度；
基于无人机的平动动力学模型和转动动力学模型建立无人机的自增稳控制律、无人机的边界保护控制律、无人机的非线性动态逆控制律和无人机的比例积分补偿控制律；
基于无人机的自增稳控制律、无人机边界保护控制律、无人机的非线性动态逆控制律和比例积分补偿控制律实现对无人机的控制。
可选地，无人机的自增稳控制律为：
Figure 660059DEST_PATH_IMAGE005
其中，δ e 、δ a 和δ r 分别表示无人机的升降舵指令、副翼指令和方向舵指令；δ eout 、δ aour 和δ rout 分别表示无人机的边界保护控制律的输出升降舵指令、输出副翼指令和输出方向舵指令；α为无人机的迎角；α 0、V 0、p 0和r 0分别表示无人机携带探测设备在执行任务阶段时无人机配平状态的迎角、速度、滚转角和偏航角；V表示无人机的飞行速度；K q 、K p 、K r 、K α 和K V 均为自增稳定控制律的俯仰角速度通道、滚转角速度通道、偏航角速度通道、仰角通道和速度通道的增益。
可选地，无人机的边界保护控制律为：
δ out = (K P △+ K I △1/S)K 1+δ c K 2=[δ eout δ aour δ rout ]；
其中，δ eout 、δ aour 和δ rout 分别表示无人机的边界保护控制律的输出升降舵指令、输出副翼指令和输出方向舵指令；△为无人机边界保护控制律的输入误差，1/S为控制信号积分，K P 和K I 均为边界保护控制律的积分增益；δ c 为内环动态逆控制律控制指令； K 1和K 2分别表示边界控制率的控制增益，其表达式分别为：
K 1=[K 11 K 12]；
K 2=[K 21 K 22]；
式中，
Figure 944410DEST_PATH_IMAGE006
Figure 622516DEST_PATH_IMAGE007
其中，n为预设安全边界；θ lim 为无人机的最大俯仰角；φ lim 为无人机的最小滚转角。
可选地，根据无人机的探测设备的安装位置，设置无人机的最大俯仰角和最小滚转角；
无人机的最大俯仰角为：
Figure 650515DEST_PATH_IMAGE008
其中，l为探测设备在机体坐标系下的X轴坐标，H为无人机的飞行高度，H det 为探测设备的限制高度；
无人机的最大滚转角为：
Figure 97677DEST_PATH_IMAGE009
其中，b为探测设备在机身坐标系下的Y轴坐标。
可选地，非线性动态逆控制律包括无人机的内环控制律和外环控制律。
可选地，无人机的内环控制律为：
Figure 552929DEST_PATH_IMAGE010
其中，δ ac 、δ ec 和δ rc 分别表示无人机的内环控制律的输出副翼指令、升降舵指令和方向舵指令；x 1=[θβμ pqr V] T ，β表示无人机的侧滑角，μ表示无人机的速度滚转角，V表示无人机的飞行速度；
Figure 718331DEST_PATH_IMAGE011
为x 1对时间的求导；
Figure 550021DEST_PATH_IMAGE012
Figure 851689DEST_PATH_IMAGE013
Figure 477842DEST_PATH_IMAGE014
ρ表示空气密度，S表示无人机有效升力面积，W表示无人机的翼展；C Lδa 表示无人机的副翼舵偏的升力系数，C Lδr 表示无人机的方向舵舵偏升力系数，C Nδr 表示无人机的方向舵舵偏的偏航力矩系数，C Nδa 表示无人机的副翼舵偏的偏航力矩系数，C Mδe 表示无人机的升降舵舵偏的俯仰力矩系数；c表示无人机的平均气动弦长；
g 1 -1为g 1的逆矩阵，
Figure 130541DEST_PATH_IMAGE015
。
可选地，无人机的外环控制律为：
Figure 500342DEST_PATH_IMAGE016
其中，p c 、q c 和r c 分别为无人机的滚转角速度指令、俯仰角速度指令和偏航角速度指令；x 2=[αβμ] T ，
Figure 656517DEST_PATH_IMAGE017
为x 2对时间的求导；
Figure 719151DEST_PATH_IMAGE018
γ表示无人机的爬升角；T YW 和T ZW 分别表示无人机沿气流坐标系上的Y W 轴和Z W 轴受到的发动机推力；F YW 和F ZW 分别表示无人机在气流坐标系上的Y W 轴和Z W 轴受到的气动力；g YW 和g ZW 分别表示无人机在气流坐标系上的Y W 轴和Z W 轴的重力加速度；
g 2 -1为g 2的逆矩阵，
Figure 593566DEST_PATH_IMAGE019
。
可选地，无人机的比例积分补偿控制律：
Figure 32638DEST_PATH_IMAGE020
其中，α c 、β c 和μ c 分别表示无人机的迎角指令、侧滑角指令和绕速度轴的滚转角指令；H c 为待探测的目标高度；
Figure 43319DEST_PATH_IMAGE021
分别表示无人机的高度误差△H、无人机的高度变化率
Figure 276854DEST_PATH_IMAGE022
和无人机的偏航速率
Figure 638565DEST_PATH_IMAGE023
的增益。
与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果：
（1）本发明的方法通过无人机控制器的内外回路非线性动态逆控制律与比例积分补偿控制律，能够使无人机在海域风浪扰动的影响下保持稳定飞行，并结合无人机的自增稳控制律和边界保护控制律，实现对无人机的探测器等任务载荷的约束保护控制。
（2）本发明的方法的无人机参数设置采用自适应方法，因此对于海域环境探测任务中无人机由于探测任务特殊性要求有保护约束作用，且本发明采用的控制律收敛速度相对较快。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制。
图1为本发明的控制方法示意图；
图2为本发明的无人机的侧视图；
图3为本发明的无人机的正视图；
图4为本发明的自增稳控制律框图；
图5为本发明的边界保护控制律框图；
图6为本发明的内环控制律框图；
图7为本发明的外环控制律框图；
图8为本发明的比例积分补偿控制律框图。
附图标记：
1.探测设备；2.无人机重心。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。另外，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
本发明的一个具体实施例，如图1-图3，公开了一种考虑探测任务约束的无人机边界保护控制方法，在无人机上设置探测设备，包括以下具体步骤：
步骤一、建立无人机的机体坐标系和气流坐标系；
无人机的机体坐标系OXYZ为：以无人机重心为坐标原点，以平行于机身轴线指向机头方向为X轴，以垂直于飞机纵向对称面并指向右侧机翼方向为Y轴，以垂直于X轴和Y轴并指向下方为Z轴；其中，右侧机翼为从机头向机尾方向看，位于机身右侧的机翼。
无人机的气流坐标系OX W Y W Z W 为：以无人机重心为坐标原点，以无人机的瞬时速度矢量方向为X W 轴；以在飞机纵向对称面上且垂直于X W 轴向下为Z W 轴；Y W 轴基于X W 轴和Z W 轴由右手准则确立；
步骤二、建立无人机的平动动力学模型和转动动力学模型：
无人机的平动动力学模型为：
Figure 350169DEST_PATH_IMAGE024
其中，V X 、V Y 和V Z 分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴方向的速度；
Figure 480936DEST_PATH_IMAGE002
分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴方向的加速度；T X 、T Y 和T Z 分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴的受到的发动机推力；F X 、F Y 和F Z 分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴的受到的升力、阻力和侧力；p，q和r分别表示无人机的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；g表示无人机的重力加速度，m表示无人机的质量；θ表示无人机的俯仰角；φ表示无人机的滚转角。
无人机的转动动力学模型为：
Figure 885373DEST_PATH_IMAGE025
其中，L、M和N分别表示无人机的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩；I X 、I Y 和I Z 分别表示无人机沿机体坐标系X轴、Y轴和Z轴方向的转动惯量；I XZ 表示无人机沿机体坐标系上X轴和Z轴方向的惯性积；
Figure 734380DEST_PATH_IMAGE004
分别表示无人机的滚转角加速度、俯仰角加速度和偏航角加速度。
步骤三、建立无人机自增稳控制律，如图4：
Figure 984096DEST_PATH_IMAGE005
其中，δ e 、δ a 和δ r 分别表示无人机的升降舵指令、副翼指令和方向舵指令；δ eout 、δ aour 和δ rout 分别表示无人机的边界保护控制律的输出升降舵指令、输出副翼指令和输出方向舵指令；α为无人机的迎角；α 0、V 0、p 0和r 0分别表示无人机携带探测设备在执行任务阶段时无人机配平状态的迎角、速度、滚转角和偏航角；V表示无人机的飞行速度；K q 、K p 、K r 、K α 和K V 均为自增稳定控制律的俯仰角速度通道、滚转角速度通道、偏航角速度通道、仰角通道和速度通道的增益。
步骤四、建立无人机的边界保护控制律，如图5：
δ out = (K P △+ K I △1/S)K 1+δ c K 2=[δ eout δ aour δ rout ]；
其中，△为无人机边界保护控制律的输入误差，1/S为控制信号积分，K P 和K I 均为边界保护控制律的积分增益；δc为内环动态逆控制律控制指令；K 1和K 2分别表示边界保护控制律的控制增益，其表达式分别为：
K 1=[K 11 K 12]；
K 2=[K 21 K 22]；
式中，
Figure 234949DEST_PATH_IMAGE026
Figure 810287DEST_PATH_IMAGE027
其中，n为预设安全边界；θ lim 为无人机的最大俯仰角；φ lim 为无人机的最小滚转角。
可选地，预设安全边界n为飞行范围。
如图2-3，根据无人机的探测设备的安装位置，设置无人机的最大俯仰角和最小滚转角：
无人机的最大俯仰角为：
Figure 146590DEST_PATH_IMAGE028
其中，l为探测设备在机体坐标系下的X轴坐标，H为无人机的飞行高度，H det 为探测设备的限制高度。
无人机的最大滚转角为：
Figure 199997DEST_PATH_IMAGE009
其中，b为探测设备在机身坐标系下的Y轴坐标。
获得无人机的边界保护控制律的输出升降舵指令δ eout 、输出副翼指令δ aour 和输出方向舵指令δ rout 。
无人机执行探测任务的过程中，无人机的飞行高度受环境等扰动（如：风浪扰动）而不断变化，因此无人机的最大俯仰角和最大滚转角也在时刻变化。
步骤五、建立无人机的非线性动态逆控制律：
非线性动态逆控制律包括无人机的内环控制律和外环控制律；
无人机的内环控制律为，如图6：
Figure 305356DEST_PATH_IMAGE029
其中，δ ac 、δ ec 和δ rc 分别表示无人机的内环控制律的输出副翼指令、升降舵指令和方向舵指令；x 1=[θβμpqr V] T ，β表示无人机的侧滑角，μ表示无人机的速度滚转角，V表示无人机的飞行速度；
Figure 51595DEST_PATH_IMAGE011
为x 1对时间的求导；
Figure 344036DEST_PATH_IMAGE012
Figure 466713DEST_PATH_IMAGE013
Figure 426579DEST_PATH_IMAGE014
ρ表示空气密度，S表示无人机有效升力面积，W表示无人机的翼展；C Lδa 表示无人机的副翼舵偏的升力系数，C Lδr 表示无人机的方向舵舵偏升力系数，C Nδr 表示无人机的方向舵舵偏的偏航力矩系数，C Nδa 表示无人机的副翼舵偏的偏航力矩系数，C Mδe 表示无人机的升降舵舵偏的俯仰力矩系数；c表示无人机的平均气动弦长；
g 1 -1为g 1的逆矩阵，
Figure 78140DEST_PATH_IMAGE015
；
获得无人机的内环控制律的输出副翼指δ ac 令、升降舵指令δ ec 和方向舵指令δ rc 。
无人机的外环控制律为，如图7：
Figure 389036DEST_PATH_IMAGE016
其中，p c 、q c 和r c 分别为无人机的滚转角速度指令、俯仰角速度指令和偏航角速度指令；x 2=[αβμ] T ，
Figure 49824DEST_PATH_IMAGE017
为x 2对时间的求导；
Figure 864196DEST_PATH_IMAGE018
γ表示无人机的爬升角；T YW 和T ZW 分别表示无人机沿气流坐标系上的Y W 轴和Z W 轴受到的发动机推力；F YW 和F ZW 分别表示无人机在气流坐标系上的Y W 轴和Z W 轴受到的气动力；g YW 和g ZW 分别表示无人机在气流坐标系上的Y W 轴和Z W 轴的重力加速度；
g 2 -1为g 2的逆矩阵，
Figure 952238DEST_PATH_IMAGE019
；
获得无人机的外环控制律的输出滚转角速度指令p c 、俯仰角速度指令q c 和偏航角速度指令r c 。
步骤六、建立无人机的比例积分补偿控制律，如图8：
Figure 484850DEST_PATH_IMAGE030
其中，α c 、β c 和μ c 分别表示无人机的迎角指令、侧滑角指令和绕速度轴的滚转角指令；H c 为待探测的目标高度；
Figure 683751DEST_PATH_IMAGE021
分别表示无人机的高度误差△H、无人机的高度变化率
Figure 618209DEST_PATH_IMAGE022
和无人机的偏航速率
Figure 877152DEST_PATH_IMAGE022
的增益；
获得无人机输出的迎角指令α c 、侧滑角指令β c 和绕速度轴的滚转角指令μ c 。
步骤七、基于步骤三、步骤四、步骤五和步骤六建立的无人机的自增稳控制律、无人机的边界保护控制律、无人机的非线性动态逆控制律和无人机的比例积分补偿控制律实现对无人机的控制。
本发明的优势在于考虑因素，在比例积分控制律、非线性动态逆控制律的基础上，建立自增稳控制回路与边界保护控制回路，可以解决无人机在海域探测问题下面对复杂海况下的稳定飞行控制以及探测任务约束下的无人机运动边界保护问题，进而为相关控制器设计提供指导思想，具有一定的工程应用价值。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种考虑探测任务约束的无人机边界保护控制方法，其特征在于，具体步骤如下：
建立无人机的机体坐标系和气流坐标系；
基于无人机的机体坐标系和气流坐标系建立无人机的平动动力学模型和转动动力学模型；
无人机的平动动力学模型为：
Figure QLYQS_1
其中，V X 、V Y 和V Z 分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴方向的速度；
Figure QLYQS_2
分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴方向的加速度；T X 、T Y 和T Z 分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴的受到的发动机推力；F X 、F Y 和F Z 分别表示无人机沿机体坐标系上X轴、Y轴和Z轴的受到的升力、阻力和侧力；p，q和r分别表示无人机的滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；g表示无人机的重力加速度，m表示无人机的质量；θ表示无人机的俯仰角；φ表示无人机的滚转角；
无人机的转动动力学模型为：
Figure QLYQS_3
其中，L、M和N分别表示无人机的滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩；I X 、I Y 和I Z 分别表示无人机沿机体坐标系X轴、Y轴和Z轴方向的转动惯量；I XZ 表示无人机沿机体坐标系上X轴和Z轴方向的惯性积；
Figure QLYQS_4
分别表示无人机的滚转角加速度、俯仰角加速度和偏航角加速度；
基于无人机的平动动力学模型和转动动力学模型建立无人机的自增稳控制律、无人机的边界保护控制律、无人机的非线性动态逆控制律和无人机的比例积分补偿控制律；
无人机的自增稳控制律为：
Figure QLYQS_5
其中，δ e 、δ a 和δ r 分别表示无人机的升降舵指令、副翼指令和方向舵指令；δ eout 、δ aour 和δ rout 分别表示无人机的边界保护控制律的输出升降舵指令、输出副翼指令和输出方向舵指令；α为无人机的迎角；α 0、V 0、p 0和r 0分别表示无人机携带探测设备在执行任务阶段时无人机配平状态的迎角、速度、滚转角和偏航角；V表示无人机的飞行速度；K q 、K p 、K r 、K α 和K V 均为自增稳定控制律的俯仰角速度通道、滚转角速度通道、偏航角速度通道、仰角通道和速度通道的增益；
无人机的边界保护控制律为：
δ out =(K P △+K I △1/S)K 1+δ c K 2=[δ eout δ aour δ rout ]；
其中，δ eout 、δ aour 和δ rout 分别表示无人机的边界保护控制律的输出升降舵指令、输出副翼指令和输出方向舵指令；△为无人机边界保护控制律的输入误差，1/S为控制信号积分，K P 和K I 均为边界保护控制律的积分增益；δ c 为内环动态逆控制律控制指令；K 1和K 2分别表示边界控制率的控制增益，其表达式分别为：
K 1=[K 11 K 12]；
K 2=[K 21 K 22]；
式中，
Figure QLYQS_6
Figure QLYQS_7
其中，n为预设安全边界；θ lim 为无人机的最大俯仰角；φ lim 为无人机的最小滚转角；
非线性动态逆控制律包括无人机的内环控制律和外环控制律；
无人机的比例积分补偿控制律：
Figure QLYQS_8
其中，α c 、β c 和μ c 分别表示无人机的迎角指令、侧滑角指令和绕速度轴的滚转角指令；H c 为待探测的目标高度；
Figure QLYQS_9
分别表示无人机的高度误差△H、无人机的高度变化率
Figure QLYQS_10
和无人机的偏航速率
Figure QLYQS_11
的增益；
基于无人机的自增稳控制律、无人机边界保护控制律、无人机的非线性动态逆控制律和比例积分补偿控制律实现对无人机的控制。
2.根据权利要求1所述的无人机边界保护控制方法，其特征在于，根据无人机的探测设备的安装位置，设置无人机的最大俯仰角和最小滚转角；
无人机的最大俯仰角为：
Figure QLYQS_12
其中，l为探测设备在机体坐标系下的X轴坐标，H为无人机的飞行高度，H det 为探测设备的限制高度；
无人机的最大滚转角为：
Figure QLYQS_13
其中，b为探测设备在机身坐标系下的Y轴坐标。
3.根据权利要求1所述的无人机边界保护控制方法，其特征在于，无人机的内环控制律为：
Figure QLYQS_14
其中，δ ac 、δ ec 和δ rc 分别表示无人机的内环控制律的输出副翼指令、升降舵指令和方向舵指令；x 1=[θβ μ pqrV] T ，β表示无人机的侧滑角，μ表示无人机的速度滚转角，V表示无人机的飞行速度；
Figure QLYQS_15
为x 1对时间的求导；
Figure QLYQS_16
Figure QLYQS_17
Figure QLYQS_18
ρ表示空气密度，S表示无人机有效升力面积，W表示无人机的翼展；C Lδa 表示无人机的副翼舵偏的升力系数，C Lδr 表示无人机的方向舵舵偏升力系数，C Nδr 表示无人机的方向舵舵偏的偏航力矩系数，C Nδa 表示无人机的副翼舵偏的偏航力矩系数，C Mδe 表示无人机的升降舵舵偏的俯仰力矩系数；c表示无人机的平均气动弦长；
g 1 -1为g 1的逆矩阵，
Figure QLYQS_19
。
4.根据权利要求1所述的无人机边界保护控制方法，其特征在于，无人机的外环控制律为：
Figure QLYQS_20
其中，p c 、q c 和r c 分别为无人机的滚转角速度指令、俯仰角速度指令和偏航角速度指令；x 2=[αβ μ] T ，
Figure QLYQS_21
为x 2对时间的求导；
Figure QLYQS_22
γ表示无人机的爬升角；T YW 和T ZW 分别表示无人机沿气流坐标系上的Y W 轴和Z W 轴受到的发动机推力；F YW 和F ZW 分别表示无人机在气流坐标系上的Y W 轴和Z W 轴受到的气动力；g YW 和g ZW 分别表示无人机在气流坐标系上的Y W 轴和Z W 轴的重力加速度；
g 2 -1为g 2的逆矩阵，
Figure QLYQS_23
。
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