一种输入饱和的飞艇航迹控制方法技术

本发明专利技术提供一种输入饱和的飞艇航迹控制方法，针对执行机构具有输入饱和特性的飞艇的航迹控制问题，建立了其空间运动的数学模型；以此模型为受控对象，采用反步控制方法设计了输入饱和航迹控制律，解决了执行机构输入饱和约束下的航迹控制问题。

An input saturated airship track control method

The invention provides an airship track input saturation control method, aiming at the problem of tracking control actuator with input saturation characteristics of the airship, established the mathematical model of the space motion; taking the model as the controlled object, the input saturation control law design of track control method of anti step, solve the implementation of track mechanism with input saturation constraints the control problem.

【技术实现步骤摘要】
一种输入饱和的飞艇航迹控制方法
本专利技术涉及航空飞行自动控制
，具体的涉及一种输入饱和的飞艇航迹控制方法。
技术介绍
飞艇是一种依靠轻于空气的气体(如氦气)提供静升力，依靠飞行控制系统实现低速机动和定点驻留的浮空类飞行器，具有留空时间长、能耗低、效费比高等优点，被广泛应用于环境监测、国土测绘、对地观测、侦察监视等领域，具有重要的应用价值和广阔的应用前景，当前已成为航空领域的研究热点。航迹控制是以特定的控制律操控飞艇，使其能够沿预定的航迹飞行。飞艇的飞行力学模型具有非线性、通道耦合、不确定等特点，且浮空类飞行器易受风场扰动影响，因此，航迹控制为飞艇飞行控制的关键之一。已有文献针对飞艇航迹控制问题，提出了鲁棒控制、滑模控制、轨迹线性化控制、智能控制等一系列控制方法。但是，上述控制方法均假定飞艇执行机构能够提供“足够充分的控制力和控制力矩”，而未考虑飞艇执行机构输入饱和问题。因而现有方法无法用于有效解决飞艇执行机构存在输入饱和时的飞艇控制问题。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种输入饱和的飞艇航迹控制方法，该专利技术解决了现有飞艇控制方法无法在飞艇输入饱和的情况下实现有效控制的技术问题。为解决上述问题，本专利技术“一种输入饱和飞艇航迹控制方法”，提出了一种执行机构具有输入饱和特性的飞艇的三维航迹控制方法。本专利技术针对飞艇的航迹跟踪问题，建立了其空间运动的数学模型；以此模型为受控对象，考虑飞艇执行机构输入饱和特性，采用反步控制方法设计了输入饱和航迹控制律。本专利技术所提出的航迹控制结构框图如图1所示。由该方法控制的闭环系统能够稳定跟踪指令航迹，且具有良好的控制精度，为输入饱和飞艇的航迹控制工程实现提供了有效方案。本专利技术提供一种输入饱和的飞艇航迹控制方法，包括以下步骤：步骤S100：设定指令航迹ηd＝[xd,yd,zd,θd,ψd,φd]T，其中xd、yd、zd、θd、ψd和φd分别为指令x坐标、指令y坐标、指令z坐标、指令俯仰角、指令偏航角和指令滚转角；步骤S200：误差量计算：计算所述指令航迹与所述飞艇的实际航迹之间的误差量e；步骤S300：输入饱和航迹控制律设计：选取虚拟控制量，采用反步控制方法设计输入饱和航迹控制律，计算航迹控制量u；步骤S400：用所得航迹控制量u对所述飞艇进行控制后，判断控制结果是否满足航迹控制误差小于1m，如果满足则控制结束，如果不满足则调整滑模面设计参数c，虚拟控制参数ki和航迹控制参数ρi的取值后，重复步骤S300；所述步骤S300包括以下步骤：步骤310：建立所述飞艇的空间运动数学模型步骤S311：飞艇空间运动的坐标系及运动参数定义：地面坐标系oexyz和体坐标系obxbybzb对飞艇的空间运动进行描述，CV为浮心，CG为重心，浮心到重心的矢量为rG＝[xG,yG,zG]T。运动参数定义：位置P＝[x,y,z]T，x、y、z分别为轴向、侧向和竖直方向的位移；姿态角Ω＝[θ,ψ,φ]T，θ、ψ、φ分别为俯仰角、偏航角和滚转角；速度v＝[u,v,w]T，u、v、w分别为体坐标系中轴向、侧向和垂直方向的速度；角速度ω＝[p,q,r]T，p、q、r分别为滚转、俯仰和偏航角速度；步骤S312：飞艇空间运动的数学模型：式中其中式中，m为飞艇质量，m11、m22、m33为附加质量,I11、I22、I33为附加惯量；Q为动压，α为迎角,β为侧滑角，CX、CY、CZ、Cl、Cm、Cn为气动系数；Ix、Iy、Iz分别为绕obxb、obyb、obzb的主惯量；Ixy、Ixz、Iyz分别为关于平面obxbyb、obxbzb、obybzb的惯量积；T为推力大小，μ为推力矢量与obxbzb面之间的夹角，规定其在obxbzb面之左为正，υ为推力矢量在obxbzb面的投影与obxb轴之间的夹角，规定其投影在obxb轴之下为正；lx、ly、lz表示推力作用点距原点ob的距离；步骤S313：将关于广义速度V的表达式式(3)，变换为关于广义坐标η的表达式：由式(1)可得：式中J-1(η)为J(η)的逆矩阵。对式(16)微分，可得式中式(19)左乘可得由式(3)、式(19)以及式(21)可得，如式(22)所示的数学模型，即为被控对象采用反步控制方法设计航迹控制律：式中Mη(η)＝RTMR(23)u＝RTτ(26)其中，u＝[u1,u2,u3,u4,u5,u6]T，τ＝[τ1,τ2,τ3,τ4,τ5,τ6]T。飞艇执行机构的输入饱和特性：其中，和分别为执行机构输入的下阈值和上阈值，和死区的下阈值和上阈值，i＝1,2,…,6，函数ξ(τm)为步骤S320：航迹控制律设计虚拟控制量为：其中，k＝diag(k1,k2,k3,k4,k5,k6)，diag(·)表示对角矩阵，k为正定矩阵。定义广义速度V与虚拟控制量Γ之间的误差：ε＝V-Γ(30)其中，ε＝[ε1,ε2,ε3,ε4,ε5,ε6]T。定义滑模面：s＝ce+ε(31)其中，c＞0，s＝[s1,s2,s3,s4,s5,s6]T。定义向量函数：其中，0＜λ＜1，f(x)＝[f1(x),f2(x),f3(x),f4(x),f5(x),f6(x)]T，设计输入饱和航迹控制律，航迹控制量为：其中，ρi＞0，si∈s，ui∈u，fi(x)∈f(x)，i＝1,2,…,6。进一步地，按公式(1)计算所述步骤S200中的计算指令航迹与实际航迹之间的误差量：e＝η-ηd＝[x-xd,y-yd,z-zd,θ-θd,ψ-ψd,φ-φd]T(1)η＝[x,y,z,θ,ψ,φ]T为实际航迹，x、y、z、θ、ψ、φ分别为实际航迹的x坐标、y坐标、z坐标、俯仰角、偏航角和滚转角。本专利技术的技术效果：本专利技术提供的输入饱和的飞艇航迹控制方法，基于飞艇空间运动的非线性动力学模型设计，考虑了各项非线性因素以及纵向和横侧向运动之间的耦合作用，克服了线性化模型仅适于平衡态的局限性，拓宽了系统的工作点变化范围。该方法适应于具有输入饱和约束的飞艇航迹控制，解决了飞艇执行机构输入饱和限制下的航迹控制问题。本专利技术提供的输入饱和的飞艇航迹控制方法，在现有飞艇控制方法的基础上考虑了输入饱和的情况，从而使得在应用过程中可以根据实际飞艇给定任意指令航迹，并将由该方法得到的控制量传输至执行机构实现航迹控制功能。本专利技术提供的输入饱和的飞艇航迹控制方法，针对执行机构具有输入饱和特性的飞艇的航迹控制问题，建立了其空间运动的数学模型；以此模型为受控对象，采用反步控制方法设计了输入饱和航迹控制律，解决了执行机构输入饱和约束下的航迹控制问题。由该方法控制的闭环系统能够稳定跟踪指令航迹，且具有良好的控制精度，为输入饱和飞艇航迹控制的工程实现提供了有效方案。具体请参考根据本专利技术的输入饱和的飞艇航迹控制方法提出的各种实施例的如下描述，将使得本专利技术的上述和其他方面显而易见。附图说明图1为本专利技术提供的飞艇航迹控制结构框图；图2为本专利技术提供的飞艇航迹控制方法步骤流程图；图3为本专利技术优选实施例中飞艇坐标系及运动参数定义示意图；图4为本专利技术优选实施例中飞艇航迹控制结果示意图；图5为本专利技术优选实施例中飞艇航迹控制误差结果示意图，其中；图6为本专利技术优选实施例中飞艇航迹控制量示意图；图例说明：η：η＝[x,y,z,θ,ψ,φ]T为飞艇航迹，其中，x、y、z、本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种输入饱和的飞艇航迹控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S100：设定指令航迹ηd＝[xd,yd,zd,θd,ψd,φd]

【技术特征摘要】
1.一种输入饱和的飞艇航迹控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤S100：设定指令航迹ηd＝[xd,yd,zd,θd,ψd,φd]T，其中xd、yd、zd、θd、ψd和φd分别为指令x坐标、指令y坐标、指令z坐标、指令俯仰角、指令偏航角和指令滚转角；步骤S200：误差量计算：计算所述指令航迹与所述飞艇的实际航迹之间的误差量e；步骤S300：输入饱和航迹控制律设计：选取虚拟控制量，采用反步控制方法设计输入饱和航迹控制律，计算航迹控制量u；步骤S400：用所得航迹控制量u对所述飞艇进行控制后，判断控制结果是否满足航迹控制误差小于1m，如果满足则控制结束，如果不满足则调整滑模面设计参数c，虚拟控制参数ki和航迹控制参数ρi的取值后，重复步骤S300；所述步骤S300包括以下步骤：步骤310：建立所述飞艇的空间运动数学模型步骤S311：飞艇空间运动的坐标系及运动参数定义：地面坐标系oexyz和体坐标系obxbybzb对飞艇的空间运动进行描述，CV为浮心，CG为重心，浮心到重心的矢量为rG＝[xG,yG,zG]T；运动参数定义：位置P＝[x,y,z]T，x、y、z分别为轴向、侧向和竖直方向的位移；姿态角Ω＝[θ,ψ,φ]T，θ、ψ、φ分别为俯仰角、偏航角和滚转角；速度v＝[u,v,w]T，u、v、w分别为体坐标系中轴向、侧向和垂直方向的速度；角速度ω＝[p,q,r]T，p、q、r分别为滚转、俯仰和偏航角速度；步骤S312：飞艇空间运动的数学模型：式中1其中式中，m为飞艇质量，m11、m22、m33为附加质量,I11、I22、I33为附加惯量；Q为动压，α为迎角,β为侧滑角，CX、CY、CZ、Cl、Cm、Cn为气动系数；Ix、Iy、Iz分别为绕obxb、obyb、obzb的主惯量；Ixy、Ixz、Iyz分别为关于平面obxbyb、obxbzb、obybzb的惯量积；T为推力大小，μ为推力矢量与obxbzb面之间的...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨跃能，闫野，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43