平流层飞艇水平位置控制系统及实现方法

摘要

一种平流层飞艇水平位置控制系统及实现方法，包括：水平位置控制模块、重/浮力差选择模块、俯仰控制模块、俯仰控制分配模块、推力速度控制模块和状态测量模块，其中：俯仰控制模块根据指令跟踪速度，通过俯仰角控制算法得到俯仰力矩的大小并输出至俯仰控制分配模块，以进行俯仰力矩在前/后副气囊和升降舵间的分配，并输出至飞行器。本发明在热模型的基础上建立了平流层飞艇上升和下降方案，提出使用俯仰角控制飞艇前向速度的方法；在俯仰角控制中采用升降舵和副气囊的变权优化控制策略实现俯仰控制，在速度控制中采用开关分配法将俯仰角与矢量推力复合，有效的利用了飞艇的现有执行机构能力，实现大风场条件下飞艇前向速度控制。本发明适用于平流层飞艇的升降过程水平位置控制。

说明书

技术领域

本发明涉及的是一种飞行器控制领域的技术，具体是一种平流层飞艇升降过程中水平位 置的控制系统及实现方法。

背景技术

平流层飞艇具有巨型柔性结构，大包线、大尺寸、大惯量、柔性体是该系统的显著特点， 并且具有复杂的操纵机构配置：压力/浮力系统、气动舵面、矢量推力、前/后副气囊等。平流 层飞艇在上升和下降过程中受外界环境很大影响，特别是经历12km的大风区，飞艇以40m/s 的速度横侧向漂移，升至20km高空时，若无操控，飞艇的水平位置漂移大约20km。因此在 给定的空域范围内，升降过程的水平位置控制很重要。

经过对现有技术的检索发现，赵攀峰，王永林，刘传超等在“平流层飞艇放飞、回收过 程初步分析”[J]，航空科学技术，2007)提出了平流层飞艇成形上升和下降过程中会有很大横侧 向偏移的问题。李小建，方贤德，戴秋敏在“平流层飞艇滞空和上升过程仿真研究”([C].中国浮 空器大会论文集，2012)中基于详尽的热力学模型给出了平流层飞艇升降轨迹的开环分析结果， 但没有考虑飞行器的横侧向漂移问题。郭虓，祝明，武哲等在“综合热力学模型的平流层飞艇上 升轨迹优化[J]”，北京航空航天大学学报.2012)中研究了在热力学模型影响下平流层飞艇上升过 程的空间轨迹优化问题，但没有给出飞艇轨迹控制方案。

中国文献专利号CN104317300A公开(公告)日2015.01.28，公开了一种基于模型预测控 制的平流层飞艇平面路径跟踪控制方法，步骤如下：给定期望跟踪值；制导误差计算：计算期 望位置与实际位置之间的距离误差，角度误差；动力学方程纵横向分解，控制器设计只取其横 向状态量；求解离散化系统方程：对由以上步骤得到的平流层飞艇横侧向连续系统进行线性化 处理，并且也将误差导数和进行线性化处理。然后将飞艇横向状态量和误差当成扩展状态量， 并且对扩展连续状态空间方程离进行离散化处理；预测系统未来动态：根据由组合惯导等传感 器测量得到的当前状态量预测未来某一段时间的状态量或输出量；构造模型预测控制目标函数： 由预测状态量构造目标函数，并用标准QP算法进行求解得到系统输入量。但该技术并未涉及 具体执行机构实施手段，未考虑升降过程中风场对飞行轨迹的影响。

中国文献专利号CN102759928A公开(公告)日2012.10.31，公开了一种平流层飞艇航迹 控制方法，包括以下步骤：步骤1给定飞艇指令航迹；步骤2计算出所述飞艇指令航迹与实际 航迹之间的误差量e；步骤3选取滑模面s及趋近律设计滑模控制律，计算系统控制量τ；步骤 4以所述滑模面s为模糊控制器的输入，以控制参数为所述模糊控制器的输出设计模糊控制器， 通过模糊规则在线调整控制参数。但该技术并未涉及具体执行机构实施手段，未考虑升降过程 中风场对飞行轨迹的影响。

发明内容

本发明针对现有技术的上述缺陷和不足，本发明提出一种平流层飞艇水平位置控制系统 及实现方法，在热模型的基础上建立了平流层飞艇上升和下降方案，提出使用俯仰角控制飞艇 前向速度的方法；在俯仰角控制中采用升降舵和副气囊的变权优化控制策略实现俯仰控制，在 速度控制中采用开关分配法将俯仰角与矢量推力复合，有效的利用了飞艇的现有执行机构能力， 实现大风场条件下飞艇前向速度控制。本发明适用于平流层飞艇的升降过程水平位置控制。

本发明具体通过以下技术方案实现：

本发明涉及一种平流层飞艇的控制系统，包括：水平位置控制模块、重/浮力差选择模 块、俯仰控制模块、俯仰控制分配模块、推力速度控制模块和状态测量模块，其中：水平位置 控制模块根据当前位置和目标位置的误差，通过水平位置控制算法输出水平速度指令至重/浮 力差选择模块，重/浮力差选择模块根据重力和浮力差的绝对值大小，选择俯仰控制模块或者 推力速度控制模块进行水平推力的分配，俯仰控制模块根据指令跟踪速度，通过俯仰角控制算 法得到俯仰力矩的大小并输出至俯仰控制分配模块，以进行俯仰力矩在前/后副气囊和升降舵 间的分配，并输出至飞行器，推力速度控制模块根据指令跟踪速度的大小，通过推力速度控制 算法得到水平推力大小，并输出至飞行器，飞行器根据来自俯仰控制模块和推力速度控制模块 的实际控制量进行飞行，状态测量单元对飞行器的当前位置和状态检测并反馈输出至水平位置 控制器模块，从而实现闭环控制。

所述的水平位置控制模块、俯仰控制模块和推力速度控制模块均通过常规的PID(比例‐ 积分‐微分控制器)控制器实现，该控制器模块通过调节其中的P、I、D(比例‐积分‐微分)三个参 数。

所述的俯仰控制分配模块通过优化权值实现前/后副气囊和升降舵的俯仰控制分配。

所述的重/浮力差选择模块通过比较计算，实现对俯仰角控制模块和推力速度控制模块 的选择分配。

本实施例涉及上述控制系统的实现方法，包括以下步骤：

步骤1)分别通过惯性导航传感器采集飞行器姿态数据、通过全球定位系统采集飞行器的 位置和速度数据，并将采集到的信息输出至飞行器；

步骤2)水平位置控制器模块计算当前位置和目标位置差，输出为指令跟踪速度；

步骤3)重/浮力差选择模块根据实际重/浮力差的大小进行判断，从而选择飞行器的水平 速度由俯仰控制模块或推力速度控制模块实现；

步骤4)当步骤3)选择用俯仰控制分配模块实现，则由指令跟踪速度计算飞行器所需要 跟踪的俯仰角度大小，给俯仰控制分配模块；

步骤5)俯仰控制分配模块给出升降舵和副气囊的优化分配权值，计算出所需俯仰控制量 对应的升降舵偏角和前/后副气囊体积变化量；

步骤6)当步骤3)选择推力速度控制模块实现，则用PID算法，直接计算所需的水平推 力大小；

步骤7)将步骤5)和步骤6)得到的舵偏角、前/后副气囊体积变化量和水平推力直接作用 在飞行器上，并实时采集飞行器的当前飞行状态数据、舵偏角、前/后副气囊体积和推力的实 际输出值，通过仿真数据输出值和目标跟踪位置进行对比，确定飞行器的抗风能力和升降过程 中水平位置漂移误差。

技术效果

本发明充分利用了飞行器升降过程有一定垂直速度和重/浮力有一定的差值这两个因素， 提出采用俯仰角度辅助实现升降过程的水平位置控制，有效地解决了大风场条件下推力不足的 问题，达到抵抗水平风10m/s的控制效果，即辅助了推力，又实现了大风场条件下飞艇的水平 位置控制，为平流层飞艇的有限空域放飞和返回提供了技术手段。本发明首先证明了俯仰水平 速度控制的有效性，然后给出了升降舵和前/后副气囊的俯仰力矩控制分配，采用重/浮力差选 择模块的开关算法实现俯仰角度控制模块和推力速度控制模块之间的选择分配，控制系统设计 简单，计算量小，且易于实现，仿真结果大大减小了平流层飞艇升降过程的水平位置漂移。

附图说明

图1为实施例1中平流层飞艇的执行机构配置图。

图2为本发明的总体结构示意图。

图3为本发明算法实施原理图。

图4为水平位置不控制情况下，平流层飞艇升降轨迹和姿态变化图。

图中：(a)为位置和压差温度变化曲线图(b)为姿态和速度变化图。

图5为仿真中的两种风场。

图中：(a)高风场分布图(b)低风场分布图。

图6为水平位置控制情况下，平流层飞艇升降轨迹和姿态变化图。

图中：(a)为两种风场条件下位置和速度变化图(b)为执行机构的控制输入曲线图。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施， 给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

实施例1

如图1所示，本实施例针对的是常规布局平流层飞艇实现的，其双侧矢量推力可以进行 水平和垂直位置的控制；其方向舵面实现飞行器的航向控制，升降舵可以实现飞行器的俯仰控 制；前/后副气囊充满空气，一方面可以实现升降过程的飞艇囊体内外的压差调节，另一方面 可以通过前后充放气体积不同，实现飞行器的俯仰姿态控制。

如图2所示，所述的俯仰控制分配模块通过以下步骤实现俯仰控制的通用分配：

i)首先建立升降舵和副气囊的动力学模型。

ii)建立包括升降舵的输出力矩模型和输出能耗模型的升降舵动力学模型，其中：

升降舵的输出力矩模型为：其中：为升降舵产生的俯仰力矩，δ_e为升 降舵的舵偏角，为力矩系数；

升降舵的输出能耗模型为：其中：为升降舵消耗的能量，为舵面的 能耗系数；

iii)建立包括输出力矩模型和输出能耗模型的副气囊的动力学模型，其中：

前/后副气囊的输出力矩模型为：其中：M_GB为副气囊产生的俯仰力矩， ΔV为前/后副气囊的体积变化量，为力矩系数；

前/后副气囊的输出能耗模型为：其中：E_ΔV为副气囊消耗的能量，为副气囊的能耗系数；

iv)变权值优化控制分配模块设计步骤如下：

飞行器的动力学方程为：其中：v为虚拟控制输入，它和实际执行机构变 量U关系为：$\left(\begin{array}{c}BU=v\\ \underset{‾}{U}\le U\le \bar{U}\\ \underset{‾}{\stackrel{·}{U}}\le \stackrel{·}{U}\le \overline{\stackrel{·}{U}}\end{array}\right),$其中：B是控制矩阵，执行机构的速率，和分别为执行机构 的位置的上下限，和分别为执行机构速率约束的上下限。

v)若取优化性能指标为：J＝1/2U^TWU

W为执行机构的权值；它的优化选取可以根据实际消耗的执行机构能量优化得到。

vi)则有U＝B⁺v，完成俯仰变权值优化控制分配。

B⁺为伪逆矩阵，表达式为：B⁺＝W^-1B^T(BW^-1B^T)^-1

如图2所示，所述的重/浮力差选择模块设计如下

由于重/浮力差决定飞行器的升降速度，进而决定了飞行器的俯仰控制能力，根据具体 对象动力学模型，通过仿真分析得到如下选择切换：

其中：const为仿真得到的合适大小的重/浮力差值。

本实施例涉及上述控制系统的详细实现步骤如下：

步骤1)分别通过惯性导航传感器采集飞行器姿态数据、通过全球定位系统采集飞行器的 位置和速度数据，并将采集到的信息输出至飞行器；

所述的飞行器状态信息包括：飞行器的位置和姿态角。

步骤2)通过位置控制器模块计算水平位置保持所需达到的速度；

步骤3)通过仿真计算，对于本实例重/浮力差选择模块的切换值const＝3000N。

步骤4)通过俯仰控制模块和推力速度控制模块进行控制力矩和控制力的计算；

步骤5)俯仰通道的控制力矩进行控制分配具体为：设置优化性能指标为： 当取舵面和前/后副气囊体积变化的权值矩阵为： $W=\left(\begin{array}{cc}{w}_1& 0\\ 0& w_2\end{array}\right),$其中控制矩阵为：B＝[b₁b₂]，则根据伪逆的表达式有：$U=B^{+}v=\left(\begin{array}{c}\frac{w_2{b}_1}{w_2{b}_1^2+w_1{b}_2^2}\\ \frac{w_1{b}_2}{w_2{b}_1^2+w_1{b}_2^2}\end{array}\right)v,$令w₁＝kw₂可以得到其中：k是唯一的优化参数，可以用数 学优化算法得到优化权值w₁和w₂，然后代入步骤4得到优化权值的控制量，再将输出结果作 用于飞行器的控制上，控制飞行器的俯仰角度，间接实现速度控制。

步骤6)推力速度控制模块计算得到的推力直接作用在飞行器上，进行速度控制。

步骤7)对示例系统进行仿真，首先给出升降过程水平位置不进行控制时飞行器的水平漂 移仿真结果，可见飞行器的水平移动为20km左右，如图4所示。

步骤8)给出两种环境风场条件，第一种为适中的风场，其最大风速在12km为15m/s， 第二种为较小的风场条件，其最大风速在12km为10m/s，如图5所示；

步骤9)两种风场条件下垂直起降仿真结果如图6所示，两种风场下水平位置最大漂移分 别为5000和200m，最大漂移均发生在返回阶段。风场1最大漂移在5000m高度以下，而在 风场2的最大漂移在11km左右。在风场1条件下，随着高度下降和飞行速度的下降，浮空器 的重/浮力差也下降，则推力和副气囊体积变化量达到了饱和，位置出现不可控阶段；在风场2 的条件下，飞行器的水平位置一直可控，因此可估算认为该飞行器在12km的抗风能力大约为 10m/s左右，升降过程最大水平位置漂移为200m。

步骤10)将系统应用于低空演示验证飞行器上，通过采集实际飞行实验数据，分析位置 跟踪和控制器输出结果，该方法能有效的解决水平位置漂移问题飞行轨迹。