一種平流層飛艇的制導(dǎo)控制一體化及控制分配方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明提供一種平流層飛艇制導(dǎo)控制一體化及控制分配方法，針對平流層飛艇的 飛行特點，設(shè)計一種制導(dǎo)控制一體化及控制分配的方法，為過驅(qū)動平流層飛艇提供一種跟 蹤平面路徑并且在出現(xiàn)允許故障時仍然保證完成飛行指令的新控制方法，屬于自動控制技 術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 傳統(tǒng)的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計通常分解為制導(dǎo)環(huán)節(jié)和姿態(tài)控制環(huán)節(jié)，并對運兩個環(huán)節(jié) 分別進(jìn)行設(shè)計。但實際上制導(dǎo)環(huán)節(jié)和姿態(tài)控制環(huán)節(jié)并不相互獨立，因此對制導(dǎo)和姿態(tài)控制 的整體系統(tǒng)進(jìn)行控制設(shè)計可W提高最終制導(dǎo)品質(zhì)。通常將在反饋控制設(shè)計中使用了姿態(tài)、 過載和視線角速度等綜合信息W提高最終制導(dǎo)品質(zhì)的方法稱為制導(dǎo)控制一體化設(shè)計方法 (簡稱一體化）。
[0003] -體化設(shè)計方法在20世紀(jì)80年代提出。目前，國內(nèi)外很多學(xué)者已進(jìn)行了大量的 研究工作?，F(xiàn)有文獻(xiàn)中一體化設(shè)計所采用模型主要可分為相對位置模型和視線角模型。本 發(fā)明"一種平流層飛艇制導(dǎo)控制一體化及控制分配方法"，提出了基于平流層飛艇動力學(xué)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(dǎo)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(huán)系統(tǒng)是漸近穩(wěn)定的，并且不存在控制奇異點，運就為自治飛艇的 巡航飛行工程實現(xiàn)提供了有效的設(shè)計手段。
[0004] 平流層飛艇作為一種新型信息平臺，具有滯空時間長、使用成本低、偵察視野寬、 無線通信及時準(zhǔn)備等顯著優(yōu)點，可W用來進(jìn)行長時間、高精度地對地觀測、通信中繼、區(qū)域 檢測等，具有廣闊的軍事和民用前景。平流層飛艇一般使用多種操縱機(jī)構(gòu)進(jìn)行飛行控制，多 種操縱機(jī)構(gòu)需要同時協(xié)調(diào)作用，運對其飛行控制協(xié)調(diào)的設(shè)計帶來巨大挑戰(zhàn)，因此平流層飛 艇的控制分配問題逐漸受到重視。因此本文針對可提高飛艇飛行安全性，操縱性和可靠性 的過驅(qū)動模型的控制分配問題。本文為保證工程實用性，采用了考慮優(yōu)化問題和廣義逆算 法的控制分配方法，確保當(dāng)執(zhí)行器出現(xiàn)艙面漂浮卡死等意外故障時，仍可有效保證各分配 指令到達(dá)各個執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] (1)目的：本發(fā)明的目的在于提供一種平流層飛艇制導(dǎo)控制一體化及控制分配方 法，控制工程師可W按照該方法并結(jié)合實際參數(shù)實現(xiàn)自治飛艇的巡航飛行。
[0006] 似技術(shù)方案：本發(fā)明"一種平流層飛艇制導(dǎo)控制一體化及控制分配方法"，可W 分解為基于一體化設(shè)計方法的上層控制律設(shè)計和下層控制分配算法設(shè)計兩部分，分層結(jié)構(gòu) 設(shè)計可W簡化控制系統(tǒng)，避免不必要的禪合問題。其主要內(nèi)容及程序是：先根據(jù)控制目標(biāo)定 義每部分的跟蹤誤差，然后對誤差連續(xù)求導(dǎo)至方程中顯式出現(xiàn)控制量。通過設(shè)計控制律使 跟蹤誤差收斂到零，并W此解出各部分控制應(yīng)當(dāng)滿足的方程，最后綜合所有方程計算實際 的控制量。選取平面位置，速度，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角，和高度五個控制目標(biāo)。依據(jù)上述準(zhǔn)則進(jìn)行 控制律設(shè)計求解，得到上層虛擬控制量；下層控制分配先確定系統(tǒng)權(quán)值矩陣，根據(jù)優(yōu)化準(zhǔn)則 求解實際控制量，最終得到各個執(zhí)行機(jī)構(gòu)最終控制量。實際應(yīng)用中，飛艇的位置、姿態(tài)、速度 等狀態(tài)量由組合慣導(dǎo)等傳感器測量得到，將由該方法計算得到的控制量傳輸至艙機(jī)和推進(jìn) 螺旋獎等執(zhí)行裝置即可實現(xiàn)平流層飛艇對平面路徑的跟蹤功能。
[0007] 本發(fā)明"一種平流層飛艇制導(dǎo)控制一體化及控制分配方法"，其具體步驟如下： 步驟一建立平流層飛艇數(shù)學(xué)模型：動力學(xué)模型和運動學(xué)模型； 步驟二給定期望平面路徑唉i;計算位置跟蹤誤差！ii% ;設(shè)計控制律； 步驟=給定期望速度跟蹤值51:;計算速度誤差雨;設(shè)計速度控制律； 步驟四給定期望俯仰角;:胃^ ;計算俯仰角跟蹤誤差;設(shè)計俯仰姿態(tài)控制律； 步驟五給定期望滾轉(zhuǎn)角;計算滾轉(zhuǎn)角跟蹤誤差;設(shè)計滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制律； 步驟六給定期望高度;計算高度跟蹤誤差ip設(shè)計高度控制律； 步驟屯綜合求解步驟二至步驟六，求得系統(tǒng)上層控制律； 步驟八建立下層控制分配的優(yōu)化準(zhǔn)則； 步驟九確定權(quán)重矩陣r; 步驟十求解控制分配的方程組，輸出各執(zhí)行器的實際控制量。
[0008] 其中，在步驟一中所述的建立平流層飛艇數(shù)學(xué)模型方法如下： 1) 平流層飛艇運動學(xué)方程表示如下：
其中，；
巧為狀 態(tài)方程的狀態(tài)向量；其中為飛艇質(zhì)必在地面坐標(biāo)系下的位置坐標(biāo)， 分別為滾轉(zhuǎn)角，俯仰角和偏航角；為艇體坐標(biāo)系下原點的速度矢量在艇體坐標(biāo)系 下的投影，為艇體坐標(biāo)系下飛艇角速度矢量在艇體坐標(biāo)系下的投影；;是 非線性動態(tài)函數(shù)； 2) 平流層飛艇動力學(xué)方程表示如下：
其中，;Ulliglp是關(guān)于變量胃肖11|前非線性動態(tài)函數(shù)，是非線性控制分配函 數(shù)；if為平流層飛艇控制輸入量矩陣。
[0009] 其中，在步驟二中所述的給定期望平面路徑二0 ;所述的設(shè) 計控制律使得點在期望幾何路徑X(A% > 0二0上，取平流層飛艇體系下一點
，對位置跟蹤誤差求導(dǎo)得：
，方程中 不包含控制量； 繼續(xù)對誤差求二階導(dǎo)可得到系數(shù)不為0的控制量；因此系統(tǒng)相對階為2,則設(shè)計控制律 滿巧
由化rwitz判據(jù)可知平面位置跟蹤 誤差投P -> 0。
[0010] 其中，在步驟S中所述的給定期望速度，則速度誤差為磬一%;;所述的 設(shè)計控制規(guī)律，對速度誤差求一階導(dǎo)數(shù)，即可得到系數(shù)不為0的控制量；設(shè)計控制律使得
[0011] 其中，在步驟四中所述的給定期望俯仰角二0,所述的俯仰角跟蹤誤差為
對俯仰角跟蹤誤差求一階導(dǎo)數(shù)，方程中不包含控 制量；系統(tǒng)相對階為2,則繼續(xù)對誤差求二階導(dǎo)數(shù)可得到系數(shù)不為0的控制量，則設(shè)計控制
[0012] 其中，在步驟五中所述的給定期望滾轉(zhuǎn)角4二0，所述的滾轉(zhuǎn)角跟蹤誤差為
;對滾轉(zhuǎn)角跟蹤誤差求一階導(dǎo)數(shù)，方程中不包含控制 量； 系統(tǒng)相對階為2,則繼續(xù)對誤差求二階導(dǎo)數(shù)可得到系數(shù)不為0的控制量，則設(shè)計控制律 滿磨
[001引其中，在步驟六中所述的給定期望高度Ilf,所述的高度跟蹤誤差為戸# ;所述的控制律滿足
[0014] 其中，在步驟屯中所述的求解步驟二至步驟六，求得系統(tǒng)上層控制律，如下方程 組：

[0015] 其中，在步驟八中所述的建立控制分配的優(yōu)化準(zhǔn)則方法如下： 考慮到工程實際應(yīng)用，利用較直接的控制分配方法偽逆方法；因此可將該最優(yōu)化問題 表示為：
約束條件為；
[0016] 其中，在步驟九中所述的確定權(quán)重矩陣舜：其中
為正定的加權(quán)對角矩陣；具體可表示如下：
其中，通過調(diào)整權(quán)重矩陣5蒙'，來減少對應(yīng)的執(zhí)行器的權(quán)值，將故障分配在剩余完好的 執(zhí)行器機(jī)構(gòu)中
卽i表執(zhí)行機(jī)構(gòu)中可靠性最低的機(jī)構(gòu)的故 障率。
[0017] 其中，在步驟十中所述的求解控制分配的方程組，輸出各執(zhí)行器的實際控制量，根 據(jù)分配準(zhǔn)則及飛艇動力學(xué)方程求解可得W下方程，可得實際控制輸入量為：
[001引 0)優(yōu)點及效果： 本發(fā)明"一種平流層飛艇的制導(dǎo)控制一體化及控制分配方法"，與現(xiàn)有技術(shù)比，其優(yōu)點 是： 1)該方法能夠良好地跟蹤平面路徑，且在出現(xiàn)故障時能在線調(diào)整控制律，保證路徑跟 蹤方向。
[0019] 2)該方法能夠保證閉環(huán)系統(tǒng)的漸近穩(wěn)定性能，且不存在控制奇異點。
[0020] 3)該方法上層采取一體化控制方法，避免了內(nèi)外環(huán)設(shè)計系統(tǒng)的禪合性； 4) 該方法可保證能量最優(yōu)，當(dāng)平流層飛艇出現(xiàn)故障時，在可分配的情況下可W實現(xiàn)控 制重分配，大大提高系統(tǒng)的可靠性； 5) 該方法采用分層設(shè)計結(jié)構(gòu)，將復(fù)雜的系統(tǒng)分層后分別設(shè)計，避免了全系統(tǒng)控制分配 的復(fù)雜性，簡化了控制計算。
[0021] 控制工程師在應(yīng)用過程中可W根據(jù)實際飛艇給定任意期望巡航路徑，且針對故障 有效重分配，并將由該方法計算得到的實際控制量直接傳輸至執(zhí)行機(jī)構(gòu)實現(xiàn)路徑跟蹤功 能。
【附圖說明】
[0022] 圖1為本發(fā)明所述控制方法流程框圖； 圖2為本發(fā)明平流層飛艇示意圖； 圖3為本發(fā)明導(dǎo)航計算幾何關(guān)系圖； 巧巧= 1^,巧，％.巧_;、,?4、％f為依據(jù)飛艇動力學(xué)方程求解各控制目標(biāo)控制律所得表達(dá) 式，其中職lifciifiw戀代表了平面位置，速度，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角，和高度五個控制目標(biāo)； 繊rit為系統(tǒng)的權(quán)值矩陣 IlMlI為飛艇初始平面位置；同理分別為飛艇初始速度，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角及高度； 為飛艇的期望平面位置；同理為飛艇期望速度，俯仰角，滾轉(zhuǎn)角及高度； i||讓II游IIKI為飛艇的螺旋獎推力； 在If*?為飛艇的方向艙，分為上下方向艙表不為瑪SgjisC;; 為飛艇的升降艙，左右升降艙分別表示為; 索i飄lii緣#為飛艇速度沿艇體坐標(biāo)系的分解量； 護(hù)、穿? r共、璋? r為飛艇角速度沿艇體坐標(biāo)系的分解量. 胃liift慣性坐標(biāo)系； 銭巧§艇體坐標(biāo)系； 滬為飛艇上某一參考點； 為飛艇參考點的速度方向； 1為期望路徑參考點； .1:為期望路徑參考點的切線方向； iilill為期望路徑； 胃;ill為慣性坐標(biāo)系下胃i讓I平面。
【具體實施方式】
[0023] 下面結(jié)合附圖，對本發(fā)明中的各部分設(shè)計方法作進(jìn)一步的說明： 本發(fā)明"一種平流層飛艇的制導(dǎo)控制一體化及控制分配方法"，見圖1所示，其具體步 驟如下： 步驟一：平流層運動學(xué)方程和動力學(xué)方程 1) 如圖2所示，W自治飛艇浮屯、為原點建立艇體坐標(biāo)系說〇、： ；W地面上任一點為原 點建立慣性坐標(biāo)系illlli，其中原點i|為地面任意一點，胃1|指向北，eyy旨向東， 馬指向地屯、； 2) 平流層飛艇運動學(xué)方程表示如下：
其中，
均為狀 態(tài)方程的狀態(tài)向量；其中