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原文传递一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法

专利名称：	一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法
摘要：	本发明公开了一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法，属于无人机导航制导与控制技术领域。本发明包括：建立反映各种复杂气流扰动影响的受油机六自由度非线性运动模型，并将其转化成便于后续控制器设计的形式；在此基础上，通过引入变长度滚动时域预瞄目标、采用主动抗干扰控制方法提出一种结合直瞄/变时长滚动时域预瞄引导的软管式自主空中加油精准对接引导方法。本发明可在兼顾多重复杂气流扰动对无人机六自由度运动的影响的同时，提高空中受油机对多重复杂气流扰动影响的主动抗扰能力，并显著解决了慢动态受油机跟踪快动态锥套时的对接响应滞后问题；此外，本发明设计过程所涉及的控制器物理意义明确，参数整定方便，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;姚鹏
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：	CN201910047574.7
公开号：	CN109703769A
代理机构：	北京永创新实专利事务所
代理人：	祗志洁
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：	1.一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法，空中受油机为固定翼无人机，控制目的是控制受油机携带的插头插入加油机携带的锥套，其特征在于，包括如下步骤：步骤一、设定大气中各种变化的风场，将其矢量合成作用于固定翼无人机质心的风场，并分解为惯性系下的三轴风速度分量；步骤二、建立反映变化风场影响的受油机仿射非线性运动模型，包括地速回路、位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路，数学模型如公式(1)～(3)：其中，Vk为地速，V0表示初始地速；X1、X2、X3、X4分别为位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的状态向量；xb,yb,zb为受油机质心位置；γ,χ分别为受油机航迹倾角和航迹偏航角；α,β分别为受油机迎角和侧滑角，μ为受油机航迹滚转角，p,q,r分别为滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；υ为设置的中间向量，包括两个中间变量υ1,υ2；Uact为舵偏向量，δa,δe,δr分别为副翼舵、升降舵和方向舵偏角；表示地速回路的总和扰动，表示地速回路的输入矩阵，δT为油门开度；F1、F2、F3、F4分别表示位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的总和扰动；B1、B2、B3、B4分别表示位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的输入矩阵；Q为动压；其中，δT,Uact为实际控制变量，Fi(i＝1,2,3,4)是与虚拟控制量形式上线性无关的项；步骤三、将步骤二建立的受油机仿射非线性运动模型中的Fi(i＝1,2,3,4)作为干扰项，采用线性扩张状态观测器获得各干扰项的估计补偿值；步骤四、结合步骤三得到的干扰项估计补偿值，针对步骤二中受油机仿射非线性运动模型(2)-(3)，设计受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器，包括：步骤401、定义各回路指令及相应的跟踪误差，如下式：其中，u1,u2,u3分别为位置、航迹、姿态回路的虚拟控制量，由各个回路的自抗扰控制器产生；为期望的受油机质心位置指令；为期望的航迹、姿态、角速率回路的跟踪指令；为期望的地速；e1为受油机质心位置的跟踪误差，e2为航迹回路的跟踪误差，e3为姿态回路的跟踪误差，e4为角速率回路的跟踪误差，eVk为地速回路的跟踪误差；步骤402、在公式(2)建立的地速回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项的估计补偿值设计地速回路自抗扰控制器，如下所示；其中，表示地速回路自抗扰控制器的控制增益；步骤403、在公式(3)建立的受油机质心位置回路仿射非线性模型基础上，结合干扰项F1，设计位置回路自抗扰控制器，如下所示：其中，k1表示位置回路自抗扰控制器的控制增益；步骤404、在公式(3)建立的航迹回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F2的估计补偿值设计航迹回路自抗扰控制器，如下所示；其中，k2表示航迹回路自抗扰控制器的控制增益；步骤405、在公式(3)建立的姿态回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F3的估计补偿值设计姿态回路自抗扰控制器，如下所示；其中，k3表示姿态回路自抗扰控制器的控制增益；步骤406、在公式(3)建立的角速率回路仿射非线性模型基础上，结合步骤三得到的干扰项F4的估计补偿值设计角速率回路自抗扰控制器，如下所示；其中，k4表示角速率回路自抗扰控制器的控制增益；上述公式(5)～(9)组成所述的受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器；步骤五、依据锥套当前时刻t0的运动状态计算在无气流扰动下，经过时间ΔT后在t＝t0+ΔT时刻锥套的预瞄位置分别锥套在时刻t0时位置和加速度；步骤六、依据插头当前时刻t0的运动状态计算在无气流扰动下，基于步骤二中受油机仿射非线性运动模型中的公式(2)和公式(3)，以恒定的控制量作为受油机控制输入，在经过时间ΔT后在t＝t0+ΔT时刻插头的位置是受油机插头在时刻t0时位置；分别为受油机在时刻t0时的位置回路、航迹回路、姿态回路和角速率回路的状态向量；为受油机在时刻t0时的地速；分别为受油机在时刻t0时副翼舵、升降舵和方向舵的偏角；为受油机在时刻t0时的油门开度；步骤七、设计自适应模糊逻辑预瞄控制器获取合适的预瞄步长；步骤八、设计基于直瞄或预瞄复合引导的受油机插头位置指令如下所示：其中，k为预瞄系数；步骤九、结合步骤八中直瞄或预瞄复合引导的受油插头位置指令和步骤四中设计的受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器，基于预瞄策略进行空中加油对接控制；在控制时，由期望的受油插头位置指令结合受油机当前姿态求解期望的受油机质心位置指令并选取作为受油机轨迹跟踪控制器的横向和垂向位置指令，并选取期望地速作为地速回路控制指令。 2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的步骤二中，总和扰动Fi(i＝1,2,3,4)和输入矩阵Bi(i＝1,2,3,4)分别为：其中，m是无人机质量，g为重力加速度；σ是发动机安装角；T,D,C,L分别为无人机的发动机推力、无人机的气动阻力、无人机的气动侧力和无人机的气动升力；Tmax是发动机最大推力；αw、βw分别是变化风场引起的迎角和侧滑角；αk、βk分别是由航迹速度引起的迎角和侧滑角；S为无人机气动截面积；l为机身长度；为翼展长度；为平均气动弦长；Ix,Iy,Iz分别为惯性系x、y、z轴的转动惯量，Ixz为x轴和z轴的惯性积；为基本升力系数，为机翼升力系数；为滚转力矩系数；为偏航力矩系数；为俯仰力矩系数。 3.如权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述的步骤三，包括： (3.1)由于位置回路不含反映风扰影响的扰动量，直接计算获得干扰项F1； (3.2)对航迹回路仿射非线性运动模型构造如下的线性扩张状态观测器：其中，为对系统状态X2的估计，为对F2的估计；待设计的观测器增益l21、l22为： 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的带宽；对地速回路仿射非线性运动模型构造如下的线性扩张状态观测器：其中，分别为对系统状态变量Vk的估计，为对干扰项的估计，参数l01、l02为： l01＝2ω01，l02＝ω012 (14-2) 其中，ω01为地速通道线性扩张状态观测器的带宽；对姿态回路仿射非线性运动模型构造如下的线性扩张状态观测器：其中，分别为对系统状态X3的估计，为对干扰项F3的估计，参数l31、l32为： l31＝diag(2ω31,2ω32,2ω33)，l32＝diag(ω312,ω322,ω332) (15-2) 其中，ω31,ω32,ω33分别为α,β,μ通道的线性扩张状态观测器的带宽；对角速率回路仿射非线性运动模型构造如下的线性扩张状态观测器：其中，分别为对系统状态X4的估计，为对干扰项F4的估计，参数l41和l42为： l41＝diag(2ω41,2ω42,2ω43)，l42＝diag(ω412,ω422,ω432) (16-2) 其中，ω41,ω42,ω43分别为p,q,r通道线性扩张状态观测器的带宽。 4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述的带宽ω41＝ω42＝ω43，ω31＝ω32＝ω33，ω21＝ω22。 5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述的带宽设置如下值： ω41＝ω42＝ω43＝40,ω31＝ω32＝ω33＝20,ω21＝ω22＝15,ω01＝15。 6.如权利要求1或2所述的方法，其特征在于，所述的步骤七，包括：步骤701、选定某一预瞄步长N，由步骤五、六得到该预瞄步长N对应时刻t的锥套的预测位置和受油插头预测位置获得采用该预瞄步长N所将产生的预瞄误差步骤702、计算在垂直平面YOZ内锥套运动轨迹当前时刻t0点关于横向OY的曲率和关于垂向OZ的曲率取曲率绝对值表征当前t0时刻锥套运动轨迹的弯曲程度；步骤703、选取预瞄误差绝对值\|et\|和锥套运动轨迹当前时刻曲率绝对值为待设计自适应模糊逻辑预瞄控制器输入，选取预瞄步长N为输出；在输入/输出变量设定的范围内，为其分别选取七个语言变量：“NB”、“NM”、“NS”、“ZO”、“PS”、“PM”、“PB”，以表征输入/输出变量的量值；步骤704、设定自适应模糊逻辑预瞄控制器输入/输出的原则，包括： a)如果较小，增大预瞄步长N，如果较大，减小预瞄步长N； b)如果\|et\|较小，增大预瞄步长N，如果\|et\|较大，减小预瞄步长N；步骤705、在步骤703和704的设定基础上，设计自适应模糊逻辑预瞄控制器模糊逻辑表；步骤706、以构建的模糊逻辑表构建自适应模糊逻辑预瞄控制器，根据当前时刻锥套运动轨迹的平滑程度和预瞄误差大小自适应地选取预瞄步长N。 7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述的步骤九中，依据步骤八中直瞄或预瞄复合引导的受油插头位置指令和步骤四中设计的受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器、步骤三的线性扩张状态观测器，构建基于预瞄策略的空中加油对接闭环控制系统；首先，调整线性扩张状态观测器的带宽，使得线性扩张状态观测器能准确估计相应控制回路的干扰项Fi,i＝2,3,4；其次，依次由内环到外环，就是依次为地速回路、角速率回路、姿态回路、航迹回路和位置回路，调整对应回路自抗扰控制器的增益和ki,i＝4,3,2,1，使得受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器能准确地跟踪给定指令最后，将公式(10)所示的受油插头位置指令作为受油机抗干扰非线性精准轨迹跟踪控制器的跟踪指令，进行基于预瞄策略的空中加油对接控制仿真验证，根据受油插头对锥套的跟踪误差，调整预瞄系数k，以改变预瞄信息在当前受油插头位置指令中所占权重，获得最好的对接控制效果。 8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述的增益和ki,i＝4,3,2,1在调整时，按照内环的控制增益是其紧邻外环的2～5倍的原则，由内环到外环一起调节。 9.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述的增益和ki,i＝4,3,2,1设置为： k4＝diag[8,8,8],k3＝diag[4,4,4],k2＝diag[2.5,2.5],k1＝diag[2,2],
所属类别：	发明专利