一种基于矢量场制导和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法组成比例

一种基于矢量场制导和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法，步骤如下：1.建立平流层飞艇的动力学模型；2.建立虚拟控制量和执行机构之间关系的状态方程；3.设计上层控制器，利用滑模控制器和前向速度控制器来得到虚拟控制量τ；4.根据执行机构的布局建立虚拟控制量和实际控制量之间的等式关系，在考虑执行机构物理限制的情况下，得到近似的加权最小二乘法公式；5.利用拉格朗日函数和鞍点定理把加权最小二乘法公式简化成一个关于实际控制量的分段函数；6.利用递归神经网络求解分段函数得到实际控制量。控制流程见附图。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术提供一种基于矢量场制导和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法，它提出一种新型控制分配器与路径跟踪控制器结合的方法，属于自动控制

技术介绍
临近空间飞行器是一种能够穿梭在平流层并且执行特定任务的飞行器。在所有的临近空间飞行器当中，平流层飞艇因其应用价值近年来吸引了广泛的关注。平流层飞艇作为一种新型的飞行平台，具有极大的发展潜力。本方法的控制对象为采用矢量推进装置的平流层飞艇，如图1所示。其中BRF为艇体坐标系，ERF为地面坐标系，飞艇推力系统为两个安装在艇体坐标系Oxyz内Oxz平面的可以绕Oz轴转动的矢量螺旋桨组成，推力大小和矢量转角均可以调节。前螺旋桨提供拉力，后螺旋桨提供推力。平流层飞艇与普通的飞艇相比，其活动空间高度远远超过了一般的航空器。在距离地面约20km的平流层当中，由于气流相对比较稳定，没有竖直方向的对流，相较于其他飞行器而言，平流层浮空器的控制更具有应用价值。平流层飞艇研制的关键技术材料、结构、能源、控制等许多领域，在这些关键技术中，自主控制系统的开发是至关重要的。目前大多数控制方法都能够完成平流层飞艇在期望路径上的巡航，改变姿态和航向，但是不能保证飞艇的长航时运行。本方法中采用了矢量场制导和控制分配结合的控制方法，与传统控制器设计理念不同。采用路径跟踪控制器和控制分配器分开设计的形式，可以在不改变复杂的飞行控制律的情况下来实现力和力矩在每个执行机构上的分配。本专利技术“一种基于矢量场和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法”，提出了一种结合矢量场和控制分配的新型路径跟踪控制系统，整个控制系统由上下两层控制器组成，上层路径跟踪控制器解算出虚拟飞行控制律，其中包括矢量场制导指引飞艇向期望路径，滑模控制器减少路径跟踪误差到一个可接受的范围内以及前向速度控制器来维持平流层飞艇一个稳定的前向速度。下层控制分配器将虚拟控制律最优地分配到各个执行机构得到实际的飞行控制律。该方法减小了路径跟踪控制系统操作的复杂性，将载荷最优的分配到执行机构上，实现平流层飞艇高空长航时飞行。在执行机构出现故障时，不需要进行上层控制律的重构，就可以将故障重新分配。由该方法控制的闭环系统是有界稳定的，具有良好的收敛效果，这就为平流层飞艇长航时飞行工程的实现提供了有效的设计手段。
技术实现思路
(1)目的：本专利技术的目的在于提供一种基于矢量场制导和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法，控制工程师可以按照该方法并结合实际参数实现平流层飞艇的高空长航时飞行。(2)技术方案：本专利技术“一种基于矢量场制导和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法”，其主要内容及程序是：平流层飞艇高空巡航的路径都可以近似分解为参数化的直线和圆弧。上层控制器由矢量场制导，滑模控制器和前向速度控制器组成，下层控制分配器由最小二乘法和递归神经网络组成。由上层控制器解算出虚拟控制量即广义力和广义力矩，再通过控制分配器按照最优化的方式分配到各个执行机构上，解算得到执行机构所需的偏转角和姿态角，完成飞艇执行机构的控制。本专利技术“一种基于矢量场制导和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法”，其具体步骤如下：步骤一建立平流层飞艇的动力学模型：简化平流层飞艇的结构，得到虚拟控制量和飞艇飞行状态之间的相互关系的状态方程。步骤二建立虚拟控制量和执行机构的关系：通过分析平流层飞艇的受力情况，得到虚拟控制量τ和执行机构之间的关系。步骤三设计上层路径跟踪控制器：根据给定的期望平面路径计算期望偏航角，计算期望偏航角与实际偏航角之间的误差，利用滑模控制器计算消除误差所需要的虚拟控制量。步骤四平流层飞艇的最小二乘法公式推导：根据执行机构的布局建立虚拟控制量和实际控制量之间的等式关系，在考虑执行机构物理限制的情况下，得到近似的加权最小二乘法公式。步骤五简化加权最小二乘法公式：利用拉格朗日函数和鞍点定理把加权最小二乘法公式简化成一个关于实际控制量的分段函数。步骤六实际控制量的计算：利用递归神经网络求解分段函数得到实际控制量。其中，在步骤一中所述的平流层飞艇模型在本文中均指的是过驱动模型，在飞艇得下方安装了两个带矢量的螺旋桨推进器，动力学模型是根据刚体运动学原理建立的，其表达式为：其中f1(X1)和f2(X1,X2)分别是跟平流层飞艇模型有关的参数表达式。B为控制矩阵，τ为虚拟控制量。其中，在步骤二中所述的虚拟控制量τ可以写成：τ＝[τ1τ2τ3]T＝[FTx0MTz]T，其中τ1、τ2、τ3分别为实际控制量在x、y、z三个方向的分量，τ1、τ3分别代表x方向推力的合力以及z方向的合力矩，τ2在平流层飞艇布局不能控制的情况下的值是0。其中，在步骤三中所述的给定期望平面路径分为简单的直线和圆弧两种，两种路径均由简单的几何方式表示出来，在给定期望路径和期望速度的情况下能够计算出在该期望速度下受到的阻力的合力。所述的根据给定的期望平面路径计算的期望偏航角为ψd，其计算方法如下：直线：其中ψ∞为设定的初始偏航角，y为机体与直线路径之间的位置误差，可由规划路径起始点坐标PA＝[xAyA]T机体位置坐标Po＝[xoyo]T与直线路径由直线与北向夹角ξ求得；ψ为平流层卫星偏航角，可由机体轴与北向夹角ζ与直线位置角ξ1求得，即ψ＝ζ-ξ1，k＞0为决定矢量场中矢量方向转换速度的参数；圆弧：其中θ为机体位置与期望路径圆心连线与北向夹角，可由机体位置Po＝[xoyo]与期望路径圆心位置Pc＝[xcyc]求得，d为机体位置与期望位置之间的距离，k＞0为决定矢量场中矢量方向转换速度的参数。偏航角误差可以表示为：直线：圆弧：其中，在步骤四中所述的平流层飞艇加权最小二乘法公式，其计算方法如下：在控制分配器的计算步骤中，最小二乘法，拉格朗日函数以及递归神经网络均与期望路径没有关系，只是在现有虚拟控制量的基础上，对其进行分配，得到各个执行机构的最优化工作方案。其中，Wu和Wτ为权重矩阵，u和分别是执行机构的物理约束条件，A是控制分配矩阵。其中，在步骤五中所述的简化后的加权最小二乘法公式，其表达式如下：其中，和再由拉格朗日函数和鞍点定理整理这个最优化公式可以到步骤五中所述的分段函数，其表达式如下：其中，R＝DH-1DT,W＝H-1DT,q＝-DH-1c,K＝-H-1c。其中，在步骤六中所述的递归神经网络方法，其计算方法如下：得到实际控制量的表达式为：u(t)＝Wξ(t)+K。(3)优点及效果：本专利技术“一种基于矢量场制导和最小二乘法的平流层飞艇控制本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于矢量场和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法，其特征在于：具体步骤如下：步骤一 建立平流层飞艇的动力学模型：简化平流层飞艇的结构，得到虚拟控制量和飞艇飞行状态之间的相互关系的状态方程。步骤二 建立虚拟控制量和执行机构的关系：通过分析平流层飞艇的受力情况，得到虚拟控制量和执行机构之间的关系。步骤三 设计上层路径跟踪控制器：根据给定的期望平面路径计算期望偏航角，计算期望偏航角与实际偏航角之间的误差，利用滑模控制器计算消除误差所需要的虚拟控制量。步骤四 平流层飞艇的最小二乘法公式推导：根据执行机构的布局建立虚拟控制量和实际控制量之间的等式关系，在考虑执行机构物理限制的情况下，得到近似的加权最小二乘法公式。步骤五 简化加权最小二乘法公式：利用拉格朗日函数和鞍点定理把加权最小二乘法公式简化成一个关于实际控制量的分段函数。步骤六 实际控制量的计算：利用递归神经网络求解分段函数得到实际控制量。

【技术特征摘要】
1.一种基于矢量场和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法，其特征在于：具体步骤
如下：
步骤一建立平流层飞艇的动力学模型：简化平流层飞艇的结构，得到虚拟控制量和飞
艇飞行状态之间的相互关系的状态方程。
步骤二建立虚拟控制量和执行机构的关系：通过分析平流层飞艇的受力情况，得到虚
拟控制量和执行机构之间的关系。
步骤三设计上层路径跟踪控制器：根据给定的期望平面路径计算期望偏航角，计算期
望偏航角与实际偏航角之间的误差，利用滑模控制器计算消除误差所需要的虚拟控制量。
步骤四平流层飞艇的最小二乘法公式推导：根据执行机构的布局建立虚拟控制量和
实际控制量之间的等式关系，在考虑执行机构物理限制的情况下，得到近似的加权最小二
乘法公式。
步骤五简化加权最小二乘法公式：利用拉格朗日函数和鞍点定理把加权最小二乘法
公式简化成一个关于实际控制量的分段函数。
步骤六实际控制量的计算：利用递归神经网络求解分段函数得到实际控制量。
2.根据权利要求1所述的一种基于矢量场和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法，
其特征在于：
在步骤一中所述的平流层飞艇模型在本文中均指的是过驱动模型，在飞艇得下方安装
了两个带矢量的螺旋桨推进器，动力学模型是根据刚体运动学原理建立的，其表达式为：
其中f1(X1)和f2(X1,X2)分别是跟平流层飞艇模型
有关的参数表达式。B为控制矩阵，τ为虚拟控制量。
3.根据权利要求1所述的一种基于矢量场和最小二乘法的平流层飞艇控制分配方法，
其特征在于：
在步骤二中所述的虚拟控制量τ可以写成：τ＝[τ1τ2τ3]T＝[FTx0MTz]T，其中
FT=MTxMTyMTz=FT1cosγ1+FT2cosγ2FT1sinγ1+FT2sinγ20=110000110000FT1cosγ1FT2cosγ2FT1sinγ1FT2sinγ2]]>MT=MTxMTyMTz=-zTFT1sinγ1-zTFT2sinγ2zTFT1cosγ1+zTFT2cosγ2xTFT1sinγ1-xTFT2sinγ2=00-zT-zTzTzT0000xT-xTFT1cosγ1FT2cosγ2FT1sinγ1FT2sinγ2]]>τ1、τ2、τ3分别为实际控制量在x、y、z三个方向的分量，τ1、τ3分别代表x方向推力的合力
以及z方向的合力矩，τ2在平流层飞艇布局不能控制的情况下的值是0。
4.根据权利要...

【专利技术属性】
技术研发人员：郑泽伟，吕慧，祝明，田野，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11