[发明专利]基于奇次滑模的平流层飞艇定高飞行控制方法有效
申请号: | 201710008391.5 | 申请日: | 2017-01-05 |
公开(公告)号: | CN106681337B | 公开(公告)日: | 2019-03-15 |
发明(设计)人: | 张友安;吴华丽;刘海峰;孙玉梅;张吉松;赵静蕾;雷军委 | 申请(专利权)人: | 烟台南山学院;中国人民解放军海军航空工程学院 |
主分类号: | G05D1/04 | 分类号: | G05D1/04;G05D1/08;G05B11/42 |
代理公司: | 北京国坤专利代理事务所(普通合伙) 11491 | 代理人: | 郭伟红 |
地址: | 265713 山*** | 国省代码: | 山东;37 |
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摘要: | 本发明公开了基于奇次滑模的平流层飞艇定高飞行控制方法,生成飞艇高度与垂向速度的测量以及高度误差;基于误差与微分的奇次函数的非线性滑模构建;基于线性与非线性增益组合的期望俯仰角指令生成;根据飞艇俯仰通道的微分方程所建立的数学模型,近似模拟飞艇俯仰通道的特性;将期望俯仰角指令输入给俯仰角姿态稳定跟踪控制器,并由该控制器生成俯仰舵偏角信号,将该舵偏角代入步骤四所建立的数学模型,最终确定一组飞艇定高飞行的控制方案参数,使得飞艇定高飞行具有满意的动态响应与稳态响应性能。 | ||
搜索关键词: | 基于 奇次滑模 平流层 飞艇 飞行 控制 方法 | ||
【主权项】:
1.基于奇次滑模的平流层飞艇定高飞行控制方法,其特征在于,具体按照以下步骤进行:步骤一:飞艇高度与垂向速度的测量以及高度误差的生成;步骤二:基于误差与微分的奇次函数的非线性滑模构建;步骤三:基于线性与非线性增益组合的期望俯仰角指令生成;步骤四:利用计算机,根据飞艇俯仰通道的微分方程所建立的数学模型,近似模拟飞艇俯仰通道的特性;步骤五:将期望俯仰角指令输入给俯仰角姿态稳定跟踪控制器,并由该控制器生成俯仰舵偏角信号,将该舵偏角代入步骤四所建立的数学模型,通过不断调整控制参数,并观察飞艇各状态的数据并画图,观测飞艇高度变化的数据曲线,分析定高飞行的动态响应,从而最终确定一组飞艇定高飞行的控制方案参数,使得飞艇定高飞行具有满意的动态响应与稳态响应性能;所述步骤一具体按照以下步骤进行:由飞艇上高度表测量飞艇的实时高度,记为z,并通过A/D转换传递给艇上计算机,通过和期望高度信号的比较,生成高度误差信号,其中期望高度信号记为zd,高度误差信号记为ez,其满足ez=z‑zd,采用垂直速度传感器测量飞艇的垂向速度,记为w,并通过A/D转换传递给艇上计算机,为第二步做准备;所述步骤二具体按照以下步骤进行:首先由高度误差信号生成非线性奇次误差项Π,其定义如下:
由上述高度误差信号,在艇上计算机中生成误差积分信号Ω,其定义如下:Ω=∫ezdt而误差微分信息
其中定高飞行时期望高度为常值,故期望高度信号zd的导数
故有
即可由测量的垂向速度信号w代替误差微分信号;最终构成如下奇次非线性滑模信息Sz如下:
Cz、Czs的含义是滑模面中的控制参数,为正数;所述步骤三具体按照以下步骤进行:基于奇次滑模信息,构造俯仰角的期望值θd:
其中kz1sz为滑模的线性增益项,
为滑模的非线性增益项;kz1、kz2、kz3、ξ1与ξ2为控制参数,选取为正常数;所述步骤四具体按照以下步骤进行:飞艇俯仰通道的数学模型如下:
其中,u1为飞艇俯仰舵偏角,用于稳定与控制飞艇的俯仰姿态角;u2为飞艇的发动机推力,用于提高飞艇向前的飞行速度;f1‑f6仅为变量,无物理含义,表达数为:
而a11,a13,a22,a31,a33为飞艇质量分布与转动惯量相关的参数,其计算方法通过下面M的逆阵获得,即满足
而M矩阵由飞艇的质量与转动惯量所决定,其求取方法如下:
I3为3阶单位矩阵;其中,M3为M的子矩阵,用于计算M;m为飞艇的质量,az为飞艇结构参数,az=16.8;m11、m33、m55分别飞艇在不同方向的质量分布系数决定的参数,由飞艇质量分布与转动惯量所决定:m11=km1Mr,m33=km2Mr,m55=km3Iy,其中km1=0.1053;km2=0.8260;km3=0.1256;km1、km2、km3含义是飞艇的x,y,z三个方向的质量分布系数;Iy为飞艇沿y轴方向的转动惯量,Mr是飞艇所排开气体的质量,Mr=ρV,其中ρ为大气密度,V为飞艇的体积;Q为动压头,其计算方法为Q=0.5ρVf2;Vf为飞艇的运动速度;
为飞艇的前向飞行加速度;u为艇体坐标系中飞艇的前向飞行速度;
为飞艇的垂向飞行加速度;w为艇体坐标系中飞艇的垂向飞行速度;
为飞艇的俯仰角加速度;q为飞艇的俯仰角速度;
为飞艇的俯仰角速度,θ为飞艇的俯仰角;
为发射坐标系中飞艇的前向飞行速度;x为飞艇的前向飞行距离;
为发射坐标系中飞艇的垂向飞行速度;z为飞艇的飞行高度;
α含义是为飞艇向前与向上速度所形成的夹角;kg1与kg2为舵效常数,为空气动力学系数,其数据来自于飞艇风洞试验;CX1、CX2、Cz1、Cz2与Cz3为飞艇受力相关的空气动力系数,CM1、CM2、CM1为飞艇受力矩相关的空气动力系数;针对上述复杂模型的分析,可以简化为如下一阶模型:
其中飞艇俯仰通道姿态稳定控制的设计是通过设计飞艇俯仰舵偏角u1来控制飞艇的俯仰角θ跟踪期望的姿态角指令θd。
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