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原文传递一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法

专利名称：	一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法
摘要：	本发明公开了一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，属于无人机导航制导与控制技术领域。所述方法首先建立反映变化风场影响的仿射非线性型受油机质心/插头运动综合模型；采用LESO对总干扰项进行估计；采用反步设计思想和自抗扰控制方法设计插头运动轨迹控制通道控制器；设计插头运动姿态控制通道控制器；基于所设计的插头运动轨迹控制通道和插头运动姿态控制通道控制器，设计角速度控制器；结合受油机各通道和回路的控制器，完成基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法。本发明可以提高受油机对接控制系统对多重复杂气流扰动影响的主动抗扰能力；解决受油机/插头对加油锥套的跟踪滞后问题，并且易于工程实现。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	北京;11
申请人：	北京航空航天大学
发明人：	王宏伦;苏子康;李娜;刘一恒
专利状态：	有效
申请日期：	2019-01-18T00:00:00+0800
发布日期：	2019-05-03T00:00:00+0800
申请号：	CN201910047289.5
公开号：	CN109703768A
代理机构：	北京永创新实专利事务所
代理人：	姜荣丽
分类号：	B64D39/00(2006.01);B;B64;B64D;B64D39
申请人地址：	100191 北京市海淀区学院路37号
主权项：	1.一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，其特征在于：具体包括如下步骤，步骤一、建立反映变化风场影响的仿射非线性型受油机质心/插头运动综合模型；地速的回路方程为：其中，为时变输入系数，为与地速相关的时变非线性项；下式(3)分别为位置回路方程、航迹角回路方程和姿态回路方程：受油插头动力学方程为：角速度回路方程为：其中，pb＝[xb,yb,zb]T为受油机质心位置，pp＝[xp,yp,zp]T为受油插头位置；Q＝0.5ρV2为动压，ρ为空气密度，V为空速；Bi为时变输入矩阵，Fi为与各状态变量X1、X2、X3、X4相关的时变非线性项，i＝1,...,4；RI/B是机体系到地面系的转换矩阵，BProbe为位置矢量pbp对应的斜对称矩阵，pbp＝[xbp,ybp,zbp]T为机体系下受油插头相对于受油机质心的位置矢量；步骤二、针对步骤一中仿射非线性型受油机质心/插头运动综合模型形式，采用线性扩张状态观测器LESO对总干扰项进行估计，得到总干扰项估计值，并在受油机跟踪控制器设计时予以补偿；步骤三、基于步骤二得到的总干扰项估计值，针对步骤一中受油机仿射非线性运动模型，采用反步设计思想和自抗扰控制方法设计插头运动轨迹控制通道控制器，包括地速回路、位置回路、航迹角回路和姿态回路控制器；步骤四、设计插头运动姿态控制通道控制器；步骤五、基于步骤三、四中所设计的插头运动轨迹控制通道和插头运动姿态控制通道控制器，设计角速度控制器；步骤六、结合步骤二中的LESO和步骤三、四、五中受油机各通道和回路的控制器设计，完成基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法设计。 2.根据权利要求1所述的一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，其特征在于：步骤二的具体步骤如下，步骤201、在已建立的受油机仿射非线性模型(2)、(3)、(5)的基础上，将视为模型总干扰；步骤202、以地速回路仿射非线性型运动模型为例，设计线性扩张状态观测器对地速Vk及总干扰项进行估计与补偿，观测器具体设计如下：构造如下的线性扩张状态观测器：其中，为对Vk的估计值，为对总干扰项的估计值，且 l01＝2ω01，l02＝ω012 (11-2) 其中，ω01为地速通道线性扩张状态观测器带宽；步骤203、采用步骤202相同的方法，分别设计线性扩张状态观测器对位置回路仿射非线性模型、航迹角回路仿射非线性模型、姿态回路仿射非线性模型和角速率回路仿射非线性模型的状态及总扰动进行估计与补偿；具体地，对航迹角回路仿射非线性模型设计线性扩张状态观测器：其中，为对状态X1的估计值，为对总扰动F1的估计值，且 l11＝diag(2ω11,2ω12)，l12＝diag(ω112,ω122) (12-2) 其中，ω11,ω12分别为xb,yb通道线性扩张状态观测器带宽；l11，l12为线性扩张状态观测器的设计参数；对航迹角回路仿射非线性模型设计线性扩张状态观测器：其中，为对X2的估计值，为总扰动F2的估计值，且 l21＝diag(2ω21,2ω22)，l22＝diag(ω212,ω222) (13-2) 其中，ω21,ω22分别为χ,γ通道线性扩张状态观测器带宽；l21，l22为线性扩张状态观测器的设计参数；对姿态回路仿射非线性模型设计线性扩张状态观测器：其中，为对X3的估计值，为对总扰动F3的估计值，且 l31＝diag(2ω31,2ω32,2ω33)，l32＝diag(ω312,ω322,ω332) (14-2) 其中，ω31＝ω32＝ω33分别为各通道线性扩张状态观测器带宽；l31，l32为线性扩张状态观测器的设计参数；对角速率回路仿射非线性模型设计线性扩张状态观测器：其中，为对X4的估计值，为对总扰动F4的估计值，且 l41＝diag(2ω41,2ω42,2ω43)，l42＝diag(ω412,ω422,ω432) (15-2) 其中，ω41＝ω42＝ω43分别为各通道线性扩张状态观测器带宽；l41、l42为线性扩张状态观测器的设计参数。 3.根据权利要求1所述的一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，其特征在于：步骤三的具体步骤如下，步骤301、根据受油机当前的姿态信息φ,θ,ψ，将期望的受油插头指令转换成期望的受油机质心位置指令信号为后续对接控制器提供指令信号；其中，为期望的受油机质心位置指令，分别表示期望的插头位置在惯性系下y,z方向的指令信号，数值分别为和步骤302、定义各回路指令及相应的跟踪误差：其中，υ1,υ2,υ3为位置、航迹角、姿态回路的虚拟控制量，为期望的受油机质心位置指令，为航迹、姿态、角速率回路的期望的跟踪指令；步骤303、结合步骤三中线性扩张状态观测器(11)-(15)得到的干扰项估计值，设计地速控制器、位置控制器、航迹角控制器、姿态角回路控制器分别如式(18)-(21)：其中，右上角星标“*”标注的信号表示各通道或回路的指令信号，υi,i＝1,2,3分别为位置回路、航迹角回路和姿态回路的虚拟控制量，分别为相应的指令信号的微分估计值，为各回路总扰动的估计值。为各回路的控制器增益参数。为各回路的跟踪误差。 4.根据权利要求1所述的一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，其特征在于：步骤四的具体步骤如下，步骤401、当受油机质心运动被很好地控制在期望范围内运动时，忽略其质心平动的变化在机体转动控制设计时，将(4)进一步地简化为：其中，表示实际插头位置的微分；步骤402、定义插头位置跟踪误差为则根据反馈线性化理论，受油机机体转动控制器设计如下：步骤403、将(24)式进一步简化为(22)式。 5.根据权利要求1所述的一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法，其特征在于：步骤五中所述的角速度控制器如下：其中，为插头运动轨迹控制通道对应的角速度控制指令。
所属类别：	发明专利