一種基于矢量場制導(dǎo)和最小二乘法的平流層飛艇控制分配方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明提供一種基于矢量場制導(dǎo)和最小二乘法的平流層飛艇控制分配方法，它提 出一種新型控制分配器與路徑跟蹤控制器結(jié)合的方法，屬于自動控制技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 臨近空間飛行器是一種能夠穿梭在平流層并且執(zhí)行特定任務(wù)的飛行器。在所有的 臨近空間飛行器當(dāng)中，平流層飛艇因其應(yīng)用價值近年來吸引了廣泛的關(guān)注。平流層飛艇作 為一種新型的飛行平臺，具有極大的發(fā)展?jié)摿Α１痉椒ǖ目刂茖ο鬄椴捎檬噶客七M(jìn)裝置的 平流層飛艇，如圖1所示。其中BRF為艇體坐標(biāo)系，ERF為地面坐標(biāo)系，飛艇推力系統(tǒng)為兩個安 裝在艇體坐標(biāo)系Oxyz內(nèi)Οχζ平面的可以繞0z軸轉(zhuǎn)動的矢量螺旋槳組成，推力大小和矢量轉(zhuǎn) 角均可以調(diào)節(jié)。前螺旋槳提供拉力，后螺旋槳提供推力。平流層飛艇與普通的飛艇相比，其 活動空間高度遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過了一般的航空器。在距離地面約20km的平流層當(dāng)中，由于氣流相對 比較穩(wěn)定，沒有豎直方向的對流，相較于其他飛行器而言，平流層浮空器的控制更具有應(yīng)用 價值。
[0003] 平流層飛艇研制的關(guān)鍵技術(shù)材料、結(jié)構(gòu)、能源、控制等許多領(lǐng)域，在這些關(guān)鍵技術(shù) 中，自主控制系統(tǒng)的開發(fā)是至關(guān)重要的。目前大多數(shù)控制方法都能夠完成平流層飛艇在期 望路徑上的巡航，改變姿態(tài)和航向，但是不能保證飛艇的長航時運(yùn)行。本方法中采用了矢量 場制導(dǎo)和控制分配結(jié)合的控制方法，與傳統(tǒng)控制器設(shè)計理念不同。采用路徑跟蹤控制器和 控制分配器分開設(shè)計的形式，可以在不改變復(fù)雜的飛行控制律的情況下來實(shí)現(xiàn)力和力矩在 每個執(zhí)行機(jī)構(gòu)上的分配。
[0004] 本發(fā)明"一種基于矢量場和最小二乘法的平流層飛艇控制分配方法"，提出了一種 結(jié)合矢量場和控制分配的新型路徑跟蹤控制系統(tǒng)，整個控制系統(tǒng)由上下兩層控制器組成， 上層路徑跟蹤控制器解算出虛擬飛行控制律，其中包括矢量場制導(dǎo)指引飛艇向期望路徑， 滑?？刂破鳒p少路徑跟蹤誤差到一個可接受的范圍內(nèi)以及前向速度控制器來維持平流層 飛艇一個穩(wěn)定的前向速度。下層控制分配器將虛擬控制律最優(yōu)地分配到各個執(zhí)行機(jī)構(gòu)得到 實(shí)際的飛行控制律。該方法減小了路徑跟蹤控制系統(tǒng)操作的復(fù)雜性，將載荷最優(yōu)的分配到 執(zhí)行機(jī)構(gòu)上，實(shí)現(xiàn)平流層飛艇高空長航時飛行。在執(zhí)行機(jī)構(gòu)出現(xiàn)故障時，不需要進(jìn)行上層控 制律的重構(gòu)，就可以將故障重新分配。由該方法控制的閉環(huán)系統(tǒng)是有界穩(wěn)定的，具有良好的 收斂效果，這就為平流層飛艇長航時飛行工程的實(shí)現(xiàn)提供了有效的設(shè)計手段。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] (1)目的：本發(fā)明的目的在于提供一種基于矢量場制導(dǎo)和最小二乘法的平流層飛 艇控制分配方法，控制工程師可以按照該方法并結(jié)合實(shí)際參數(shù)實(shí)現(xiàn)平流層飛艇的高空長航 時飛行。
[0006] (2)技術(shù)方案:本發(fā)明"一種基于矢量場制導(dǎo)和最小二乘法的平流層飛艇控制分配 方法"，其主要內(nèi)容及程序是：
[0007] 平流層飛艇高空巡航的路徑都可以近似分解為參數(shù)化的直線和圓弧。上層控制器 由矢量場制導(dǎo)，滑?？刂破骱颓跋蛩俣瓤刂破鹘M成，下層控制分配器由最小二乘法和遞歸 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)組成。由上層控制器解算出虛擬控制量即廣義力和廣義力矩，再通過控制分配器 按照最優(yōu)化的方式分配到各個執(zhí)行機(jī)構(gòu)上，解算得到執(zhí)行機(jī)構(gòu)所需的偏轉(zhuǎn)角和姿態(tài)角，完 成飛艇執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制。
[0008] 本發(fā)明"一種基于矢量場制導(dǎo)和最小二乘法的平流層飛艇控制分配方法"，其具體 步驟如下：
[0009] 步驟一建立平流層飛艇的動力學(xué)模型：簡化平流層飛艇的結(jié)構(gòu)，得到虛擬控制量 和飛艇飛行狀態(tài)之間的相互關(guān)系的狀態(tài)方程。
[0010] 步驟二建立虛擬控制量和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的關(guān)系:通過分析平流層飛艇的受力情況，得 到虛擬控制量τ和執(zhí)行機(jī)構(gòu)之間的關(guān)系。
[0011] 步驟三設(shè)計上層路徑跟蹤控制器:根據(jù)給定的期望平面路徑計算期望偏航角，計 算期望偏航角與實(shí)際偏航角之間的誤差，利用滑?？刂破饔嬎阆`差所需要的虛擬控制 量。
[0012] 步驟四平流層飛艇的最小二乘法公式推導(dǎo):根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的布局建立虛擬控制量 和實(shí)際控制量之間的等式關(guān)系，在考慮執(zhí)行機(jī)構(gòu)物理限制的情況下，得到近似的加權(quán)最小 二乘法公式。
[0013] 步驟五簡化加權(quán)最小二乘法公式:利用拉格朗日函數(shù)和鞍點(diǎn)定理把加權(quán)最小二乘 法公式簡化成一個關(guān)于實(shí)際控制量的分段函數(shù)。
[0014] 步驟六實(shí)際控制量的計算:利用遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)求解分段函數(shù)得到實(shí)際控制量。
[0015] 其中，在步驟一中所述的平流層飛艇模型在本文中均指的是過驅(qū)動模型，在飛艇 得下方安裝了兩個帶矢量的螺旋槳推進(jìn)器，動力學(xué)模型是根據(jù)剛體運(yùn)動學(xué)原理建立的，其 表達(dá)式為：
[0016]
，f 1 (Χι)和f 2 (Χι，Χ2)分別是跟平流層飛 艇模型有關(guān)的參數(shù)表達(dá)式。B為控制矩陣，τ為虛擬控制量。
[0017] 其中，在步驟二中所述的虛擬控制量τ可以寫成：1 = 1；·^ τ2 t3]t=[Ftx 0 Μτζ]Τ，其 中
[0020] 11、12、1：3分別為實(shí)際控制量在1、7、2三個方向的分量，1：1、1： 3分別代表1方向推力的 合力以及ζ方向的合力矩，τ2在平流層飛艇布局不能控制的情況下的值是〇。
[0021]其中，在步驟三中所述的給定期望平面路徑分為簡單的直線和圓弧兩種，兩種路 徑均由簡單的幾何方式表示出來，在給定期望路徑和期望速度的情況下能夠計算出在該期 望速度下受到的阻力的合力。所述的根據(jù)給定的期望平面路徑計算的期望偏航角為V，其 計算方法如下：
[0022]
，其中ιΓ為設(shè)定的初始偏航角，y為機(jī)體與直線路徑之 間的位置誤差，可由規(guī)劃路徑起始點(diǎn)坐標(biāo)Pa= [XA yA]T機(jī)體位置坐標(biāo)Ρ〇= [X。y。]1"與直線路 徑由直線與北向夾角ξ求得;Φ為平流層衛(wèi)星偏航角，可由機(jī)體軸與北向夾角ζ與直線位置角 ξι求得，即Φ=ζ-ξιΛ>0為決定矢量場中矢量方向轉(zhuǎn)換速度的參數(shù)；
[0023]
，其中Θ為機(jī)體位置與期望路徑圓心連線與北向 夾角，可由機(jī)體位置P〇=[x。y。]與期望路徑圓心位置Pc=[Xc ycj求得，d為機(jī)體位置與期望 位置之間的距離，k>0為決定矢量場中矢量方向轉(zhuǎn)換速度的參數(shù)。偏航角誤差可以表示為： 直線= V-Z(.v)圓?。?br>[0024] ψ = ψ-ψ<,(?)
[0025] 其中，在步驟四中所述的平流層飛艇加權(quán)最小二乘法公式，其計算方法如下：
[0027] 在控制分配器的計算步驟中，最小二乘法，拉格朗日函數(shù)以及遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)均與 期望路徑?jīng)]有關(guān)系，只是在現(xiàn)有虛擬控制量的基礎(chǔ)上，對其進(jìn)行分配，得到各個執(zhí)行機(jī)構(gòu)的 最優(yōu)化工作方案。其中，WjPW T為權(quán)重矩陣和分別是執(zhí)行機(jī)構(gòu)的物理約束條件，Α是控制 分配矩陣。
[0028] 其中，在步驟五中所述的簡化后的加權(quán)最小二乘法公式，其表達(dá)式如下：
[0031]再由拉格朗日函數(shù)和鞍點(diǎn)定理整理這個最優(yōu)化公式可以到步驟五中所述的分段 函數(shù)，其表達(dá)式如下
，其中，R = DH-V，W=H-V，q = -DH-ν，Κ = _Η-L。
[0032]其中，在步驟六中所述的遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法，其計算方法如下：
[0034] 得到實(shí)際控制量的表達(dá)式為:u(t)=W|(t)+K。
[0035] (3)優(yōu)點(diǎn)及效果：
[0036] 本發(fā)明"一種基于矢量場制導(dǎo)和最小二乘法的平流層飛艇控制分配方法"，與現(xiàn)在 已經(jīng)有的控制分配方法相比，有著很多的優(yōu)點(diǎn)：
[0037] 1)該方法結(jié)合了一種新型的矢量推進(jìn)系統(tǒng)平流層飛艇，該結(jié)構(gòu)大大改善了平流層 飛艇的長時間駐空性能，并且具有相對高的機(jī)動性能，比普通的平流層飛艇結(jié)構(gòu)靠改變飛 艇內(nèi)氣體含量來改變飛行軌跡更具有應(yīng)用前景。
[0038] 2)該方法結(jié)合了路徑跟蹤控制器和控制分配器，解決了過驅(qū)動執(zhí)行機(jī)構(gòu)的故障問 題，能夠在故障出現(xiàn)的時候，及時通過控制分配對其余的執(zhí)行機(jī)構(gòu)進(jìn)行合理的配置。在未出 現(xiàn)執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障的情況下也可以通過控制分配在過驅(qū)動系統(tǒng)的作用下得到一個最優(yōu)的控 制方案，延長執(zhí)行機(jī)構(gòu)的使用壽命，達(dá)到高空長航時的目的。
[0039] 3)該方法采用的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制具有非常強(qiáng)的非線性逼近能力，可以很好的解決約 束條件下從偽控制量到各個操縱面偏轉(zhuǎn)的問題即控制分配問題。
[0040] 4)該方法采用滑?？刂品椒?，能夠克服系統(tǒng)的不確定性，對干擾和未建模動態(tài)具 有很強(qiáng)的魯棒性，尤其是對非線性系統(tǒng)的控制具有良好的控制效果。
[0041] 5)該方法采用上下兩層控制器的結(jié)構(gòu)，控制系統(tǒng)各部分控制器分工明確，易于工 程實(shí)現(xiàn)。
[0042] 控制工程師在應(yīng)用過程中可以根據(jù)實(shí)際平流層飛艇所需要執(zhí)行的任務(wù)，給平流層 飛艇安裝相應(yīng)數(shù)量的矢量推進(jìn)裝置，并給出期望路徑，由此方法計算出實(shí)際控制量直接作 用到執(zhí)行機(jī)構(gòu)上實(shí)現(xiàn)路徑跟蹤的功能。
【附圖說明】
[0043] 圖1為本發(fā)明平流層飛艇布局示意圖；
[0044] 圖2為本發(fā)明控制方法流程框圖；
[0045]圖3為本發(fā)明矢量場路徑導(dǎo)航計算幾何關(guān)系圖；
[0046] 符號說明如下：
[0047] Pa Pa=[xa yA]T為直線期望路徑規(guī)劃起始點(diǎn)位置；
[0048] p。 P〇=[x。7。]7為飛艇在慣性坐標(biāo)系下的當(dāng)前位置；
[0049] 期望直線路徑與北向夾角；
[0050] Φ 平流層衛(wèi)星偏航角；
[0051] V 平流層衛(wèi)星期望偏航角；
[0052] Ψ 平流層衛(wèi)星偏航角誤差；
[0053] ψ 平流層衛(wèi)星偏航角速度；
[0054] Φ 平流層衛(wèi)星偏航角；
[0055] Ft 單個螺旋槳產(chǎn)生推力；
[0056] γ 矢量裝置的矢量偏角；
[0057] Vg 慣性系中平流層衛(wèi)星速度；
[0058] ζ 機(jī)體軸與北向夾角；
[0059] r 無窮遠(yuǎn)處偏航角，矢量場參數(shù)，為可調(diào)節(jié)正數(shù)；
[0060] (xc,yc) 圓弧路徑圓心位置坐標(biāo)；
[0061