一種自治飛艇平面路徑跟蹤控制方法技術

一種自治飛艇平面路徑跟蹤控制方法，步驟如下：(一)給定期望跟蹤值：給定期望平面路徑；給定期望俯仰角θc、期望滾轉角φc；給定期望速度；(二)導航計算：計算消除期望位置與實際位置之間的誤差所需的期望偏航角ψc；(三)姿態運動學控制計算：計算消除期望姿態與實際姿態之間的誤差所需的期望角速度ωc；(四)動力學縱橫向分解：將動力學方程和期望速度值按照縱橫向進行分解；(五)縱向動力學控制計算：計算消除期望縱向速度與實際縱向速度之間的誤差所需的控制量μlon；(六)橫向動力學控制計算：計算消除期望橫向速度與實際橫向速度之間的誤差所需的控制量μlat。該方法能跟蹤任意參數化平面路徑，保證閉環系統漸近穩定性能，簡化了控制計算。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術提供，它為全驅動自治飛艇提供一種跟蹤任意參數化平面路徑的新控制方法，屬于自動控制

技術介紹
自治飛艇是一類非線性力學系統，其典型飛行狀態包括起飛、巡航飛行、降落等。 對于自治飛艇的巡航飛行，目前的飛行控制方法均基于動力學線性化模型進行設計，只能在平衡點附近有效。當存在模型不準確、外界干擾等因素時不能保證系統的穩定性。此外， 目前的路徑跟蹤控制方法均存在控制奇異點，即當對象處于某些特定位置時會引起控制失效。為解決這些問題，本專利技術“”，提出了基于動力學非線性模型的平面路徑跟蹤控制方法。該方法綜合了基于導航的路徑跟蹤算法和軌跡線性化理論。由該方法控制的閉環系統是漸近穩定的，并且不存在控制奇異點，這就為自治飛艇的巡航飛行工程實現提供了有效的設計手段。
技術實現思路
(1)目的本專利技術的目的在于提供，控制工程師可以按照該方法并結合實際參數實現自治飛艇的巡航飛行。(2)技術方案本專利技術“”，其主要內容及程序是先由給定期望跟蹤值進行導航計算，生成期望角度；然后進行姿態運動學控制計算得到期望角速度；將動力學方程按照縱橫向分解，并分別對縱向動力學和橫向動力學進行控制計算，最終得到控制量。實際應用中，飛艇的位置、姿態、速度等狀態量由組合慣導等傳感器測量得到，將由該方法計算得到的控制量傳輸至舵機和推進螺旋槳等執行裝置即可實現自治飛艇平面路徑跟蹤功能。本專利技術“”，其具體步驟如下步驟一給定期望跟蹤值給定期望平面路徑；給定期望俯仰角θ。、期望滾轉角 Φ。；給定期望速度。步驟二導航計算計算消除期望位置與實際位置之間的誤差所需的期望偏航角Ψ。。步驟三姿態運動學控制計算計算消除期望姿態與實際姿態之間的誤差所需的期望角速度ω。。步驟四動力學縱橫向分解將動力學方程和期望速度值按照縱橫向進行分解。步驟五縱向動力學控制計算計算消除期望縱向速度與實際縱向速度之間的誤差所需的控制量ylm。步驟六橫向動力學控制計算計算消除期望橫向速度與實際橫向速度之間的誤差所需的控制量ylat。 其中，在步驟一中所述的給定期望平面路徑為 路徑參數，\，yp為飛艇期望平面位置；所述的給定期望俯仰角θ。、期望滾轉角Φ。均為零； 所述的給定期望速度為υ。= \00為常數，11。，、《。為期望速度沿艇體坐標系的分解量。其中，在步驟二中所述的計算消除期望位置與實際位置之間的誤差所需的期望偏航角Ψ。，其計算方法如下1)計算期望路徑參考點的方向角6 H = arctan2(y； (m),x'p (m))，見圖3所示， x'p (ezr) Udxp jdm，yp (ezr) UdypIdm。2)計算飛艇當前位置與期望路徑參考點的誤差{χ-Xc (^))COS^ +(y-yc (στ))sin^ -Xc (^))sin^ +(y-yc (στ))cosρ = T為自治飛艇的當前位置。3)計算期望偏航角Ψ。= ￥p+arctan2(-e, Δ)，見圖3所示，Δ > 0為控制參數。其中，在步驟三中所述的計算消除期望姿態與實際姿態之間的誤差所需的期望角速度ω。= τ，其計算方法如下 1)偽逆計算利用姿態運動學方程7 =tan 0 sin^ twθcosφ ρ0 cos φ m SIq0 sin φ I cos θ cos φ I cos θ r計算姿態運動學的偽逆⑴OJn = R；1 (yc)yc其中Υ = τ為自治飛艇的姿態角(滾轉角、俯仰角、偏航角)，ω =/、crTsT為自治飛艇的角速度、由偽微分器求得，σ γ > 0為偽微分器的帶y c7覓ο2)誤差穩定控制計算^ X Ayl=diag{aln,aln,aln},Ay2=diag{anl,an2,ani},ank=-mlk, a12k = _2 ξ lkcolk，k = 1，2，3，其中阻尼ξ11;，頻率《lk根據期望閉環系統的響應指標選取；選取、Z=-K1OOJ1M, Ap=-仄1OOl2;定義姿態誤差Ye = Yc-Y ；計算誤差穩定控制ωΒ=-Ky ^yeClt-Kyp7e(2)3)由(1)和(2)所得結果計算期望角速度ω c = ω η+ ω e其中，在步驟四中所述的將動力學方程和期望速度值按照縱橫向進行分解，其分解方法如下1)動力學模型縱橫向分解記自治飛艇動力學模型方程為Μ = Ρ(η) + Α(η) + α(η) + μ(3)其中M= e R6X6(i，k= 1，2，…，6)為質量矩陣；η = τ，其中 υ =T為自治飛艇速度沿艇體坐標系的分解量；F(il) = τ為氣動力項；G(il) = T為重力和浮力項；μ = Τ為控制量。動力學模型方程⑶中各項的具體值隨不同飛艇結構和參數而不同，在實際應用中根據實際情況確定。將方程(3)按照縱橫向運動分解為縱向動力學方程MlJhm = Flon + Alon + Glon + μ1οη(4)和橫向動力學方程M1Jhat = Flat + Aht + Ght + μ1α,(5)其中縱向狀態Jllon= T，橫向狀態ηlat = T，下標為Ion和Iat的各項分別表示縱向運動項和橫向運動項。2)期望速度縱橫向分解將期望速度υ。，ω。按照縱橫向分解為縱向期望速度ni。n,。= T和橫向期望速度 nlat,。= T0其中，在步驟五中所述的計算消除期望縱向速度與實際縱向速度之間的誤差所需的控制量U ，其計算方法如下1)偽逆計算利用(4)式計算縱向動力學的偽逆μ— = M,Jjlahc - Flon ) - Ahn (η1οη ι:) - Glon )(6)其中μ由偽微分器、^(力=；^求得，Ol。n>0為偽微分器的帶寬。rUon,c^ ^uIon2)誤差穩定控制計算計算Kd、WG-、 ，定義^9tIlon叫 Bhn = MhI ；Λ ,1 =^g { 21P 212' 213)，=^Kl, 222, 223} ‘ = , 22i = A , k = 1，2，3，其中阻尼 ξ21 ，頻率 & 根據期望閉環系統的響應指標選取；選取^^ ==紀淀義縱向狀態誤差n ion, e = n lon,。- n lon ；計算誤差穩定控制μ lon, e = -Klonj J f n lon, edt-Klon, ρ n lon, e (7)3)由(6)和(7)所得結果計算縱向動力學控制量Ulon= μ1οη, +μ1οη,6其中，在步驟六中所述的計算消除期望橫向速度與實際橫向速度之間的誤差所需的控制量Ulat。其計算方法如下1)偽逆計算利用(5)式計算橫向動力學的偽逆μ Λ， = Mlat^lat c - Fht (η1α, ο) - Alat {t]M c) - Glat (η1α, ο)(8)其中u由偽微分器= 求得，。lat >0為偽微分器的帶寬。"at,c‘3 ^uIat2)誤差穩定控制計算權利要求1.，其特征在于其具體步驟如下步驟一給定期望跟蹤值給定期望平面路徑；給定期望俯仰角θ。、期望滾轉角Φ。；給定期望速度；步驟二導航計算計算消除期望位置與實際位置之間的誤差所需的期望偏航角Ψ。； 步驟三姿態運動學控制計算計算消除期望姿態與實際姿態之間的誤差所需的期望角速度《。；步驟四動力學縱橫向分解將動力學方程和期望速度值按照縱本文檔來自技高網...

【技術保護點】
１．一種自治飛艇平面路徑跟蹤控制方法，其特征在于：其具體步驟如下：步驟一　給定期望跟蹤值：給定期望平面路徑；給定期望俯仰角θｃ、期望滾轉角φｃ；給定期望速度；步驟二　導航計算：計算消除期望位置與實際位置之間的誤差所需的期望偏航角ψｃ；步驟三姿態運動學控制計算：計算消除期望姿態與實際姿態之間的誤差所需的期望角速度ωｃ；步驟四　動力學縱橫向分解：將動力學方程和期望速度值按照縱橫向進行分解；步驟五　縱向動力學控制計算：計算消除期望縱向速度與實際縱向速度之間的誤差所需的控制量μｌｏｎ；步驟六　橫向動力學控制計算：計算消除期望橫向速度與實際橫向速度之間的誤差所需的控制量μｌａｔ。

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：鄭澤偉，霍偉，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：11