CN113419431A - 一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法及*** - Google Patents

一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法及*** Download PDF

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CN113419431A CN202110834786.7A CN202110834786A CN113419431A CN 113419431 A CN113419431 A CN 113419431A CN 202110834786 A CN202110834786 A CN 202110834786A CN 113419431 A CN113419431 A CN 113419431A
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Abstract

本发明涉及一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法及***，该方法包括：根据期望飞行轨迹计算期望姿态；获取飞艇当前时刻的状态观测值与上一触发时刻传感器采集的状态值的误差；当状态值误差达到预设值时，触发传感器开始工作并获得当前触发时刻的状态值；根据当前触发时刻的状态值确定飞艇的自适应状态观测器并获取飞艇的状态观测值；将获得的滑模控制量与实际执行量进行比较获得由执行器饱和产生的误差；根据执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值；根据期望飞行轨迹、期望姿态、当前触发时刻的状态值、当前时刻的状态观测值和执行器饱和消除值获得滑模控制量；将滑模控制量传输至飞艇的动力装置。本发明提高了轨迹跟踪***的工作寿命。

Description

一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法及***
技术领域
本发明涉及轨迹跟踪控制技术领域，特别是涉及一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法及***。
背景技术
无人飞行器的跟踪控制包括轨迹跟踪控制和路径跟踪控制两种，以上两种跟踪控制是当今自主飞行控制研究的热点和难点。轨迹跟踪问题要求被控对象收敛到一条光滑的期望时变轨迹上。
事件触发控制是指控制任务是否执行由事先给定的触发条件决定，而不是根据时间进行周期执行。
目前，引入事件触发的轨迹跟踪控制方法主要是研究如何降低***的通讯负担和执行器的工作频率。针对分布式***、大规模***等通讯负担较重的***，在传感器与控制器的通讯链路之间增加事件触发机制，当***的当前状态不满足触发条件时，就不会被传输到控制器，故而能降低***的通讯频率。针对平流层飞艇这一类对工作寿命要求较高的***，在控制器和执行器之间增加事件触发机制，当控制器输出的控制量不满足触发条件时，就不会被传输到执行器，因此在触发间隔内执行器不需要改变状态，其工作寿命可以得到显著延长。
然而，对于平流层飞艇来说，传感器的工作寿命同样是制约其驻空时间的主要因素之一。如何利用事件触发机制来降低控制过程中传感器的工作频率则较少被研究。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法及***，降低了传感器的工作频率，提高了飞艇轨迹跟踪***的工作寿命。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，包括：
根据给定的期望飞行轨迹计算飞艇的期望姿态；
获取飞艇当前时刻的状态观测值与上一触发时刻传感器采集的状态值的误差，记为状态值误差；
当所述状态值误差达到预设值时，触发传感器开始工作并获得当前触发时刻的状态值；两个相邻触发时间间隔内传感器不工作；
根据所述当前触发时刻的状态值确定飞艇的自适应状态观测器；
通过所述自适应状态观测器获取飞艇的状态观测值；
将获得的滑模控制量与执行器的执行量进行比较，获得由所述执行器饱和产生的误差；
根据所述执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值；
基于滑模控制器，根据所述期望飞行轨迹、所述期望姿态、所述当前触发时刻的状态值、所述当前时刻的状态观测值和所述执行器饱和消除值获得滑模控制量；
将所述滑模控制量传输至所述飞艇的动力装置。
可选地，所述根据给定的期望飞行轨迹计算飞艇的期望姿态的计算公式为：
Figure BDA0003176622120000021
其中，Θc＝[φc,θc,ψc]T表示所述期望姿态，pc＝[xc,yc,zc]T表示期望轨迹，φc表示滚转角，θc表示俯仰角，ψc表示偏航角，xc表示x轴坐标，yc表示y轴坐标，zc表示z轴坐标，T表示转置，
Figure BDA0003176622120000022
表示xc的导数，
Figure BDA0003176622120000023
表示yc的导数，
Figure BDA0003176622120000024
表示zc的导数。
可选地，所述传感器采集的状态值包括飞艇的位置、姿态和速度。
可选地，所述自适应状态观测器包括自适应姿态观测器和自适应位置观测器；
根据所述当前触发时刻的状态值和飞艇的姿态动力学模型确定自适应姿态观测器；
根据所述当前触发时刻的状态值和飞艇的位置动力学模型确定自适应位置观测器。
可选地，所述自适应姿态观测器表示为：
Figure BDA0003176622120000031
其中，
Figure BDA0003176622120000032
表示飞艇姿态角的观测值的导数，
Figure BDA0003176622120000033
表示飞艇体轴系中的角速度的观测值的导数，H1和H2均表示正定的反馈增益矩阵，
Figure BDA0003176622120000034
和
Figure BDA0003176622120000035
分别表示用来补偿事件触发引起的反馈误差的自适应项，
Figure BDA0003176622120000036
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的姿态角，
Figure BDA0003176622120000037
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的角速度，
Figure BDA0003176622120000038
表示执行器饱和产生的误差，τω表示姿态控制量，B22表示飞艇的转动惯量矩阵的逆，R表示体轴系中的角速度到地轴系中的角速度的转换矩阵，
Figure BDA0003176622120000039
表示飞艇姿态角的观测值，
Figure BDA00031766221200000310
表示飞艇体轴系中的角速度的观测值，Fω表示合外力矩向量；
自适应项
Figure BDA00031766221200000311
和
Figure BDA00031766221200000312
的更新率为：
Figure BDA00031766221200000313
其中，
Figure BDA00031766221200000314
表示
Figure BDA00031766221200000315
的导数，
Figure BDA00031766221200000316
表示
Figure BDA00031766221200000317
的导数，
Figure BDA00031766221200000318
和
Figure BDA00031766221200000319
均为正定对角距阵。
可选地，所述自适应位置观测器表示为：
Figure BDA00031766221200000320
其中，
Figure BDA0003176622120000041
表示飞艇位置的观测值的导数，
Figure BDA0003176622120000042
表示飞艇体轴系中的速度的观测值的导数，
Figure BDA0003176622120000043
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的体轴系中的速度，
Figure BDA0003176622120000044
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的位置，H3和H4均表示正定的反馈增益矩阵，
Figure BDA0003176622120000045
和
Figure BDA0003176622120000046
分别表示用来补偿事件触发引起的反馈误差的自适应项，K表示体轴系中的速度到地轴系中的速度的转换矩阵，
Figure BDA0003176622120000047
表示飞艇位置的观测值，
Figure BDA0003176622120000048
表示飞艇体轴系中的速度的观测值，B11表示飞艇的质量矩阵的逆矩阵；
自适应项
Figure BDA0003176622120000049
和
Figure BDA00031766221200000410
的更新率为：
Figure BDA00031766221200000411
其中，
Figure BDA00031766221200000412
表示
Figure BDA00031766221200000413
的导数，
Figure BDA00031766221200000414
表示
Figure BDA00031766221200000415
的导数，
Figure BDA00031766221200000416
和
Figure BDA00031766221200000417
均为正定对角距阵。
可选地，所述根据所述执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值，具体包括：基于辅助设计***，所述根据所述执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值；
所述辅助设计***表示为：
Figure BDA00031766221200000418
Figure BDA00031766221200000419
其中，
Figure BDA00031766221200000420
表示第一正定对角常数矩阵，
Figure BDA00031766221200000421
表示第二正定对角常数矩阵，
Figure BDA00031766221200000422
表示位置输入误差和
Figure BDA00031766221200000423
表示姿态输入误差，Bv,0＝KB11，Bω,0＝RB22，ξv表示表示位置控制饱和消除值，ξω表示姿态控制饱和消除值，
Figure BDA00031766221200000424
表示ξv的导数，
Figure BDA00031766221200000425
表示ξω的导数。
可选地，所述滑模控制量包括位置控制量和姿态控制量：
根据公式
Figure BDA00031766221200000426
计算位置控制量；
根据公式
Figure BDA0003176622120000051
计算姿态控制量；
其中，τω表示姿态控制量，τv表示位置控制量，kv表示正定对角距阵，
Figure BDA0003176622120000052
表示正定对角距阵，s2表示位置动力学模型的滑模面，kω表示正定对角距阵，
Figure BDA0003176622120000053
表示正定对角距阵，s1表示姿态动力模型的滑模面，Fv,0表示耦合速度项的上的外力向量，Fω,0表示耦合角速度项的上的外力矩向量，
Figure BDA0003176622120000054
表示期望轨迹的二阶导数，
Figure BDA0003176622120000055
表示期望姿态的二阶导数，
Figure BDA0003176622120000056
表示期望轨迹的一阶导数，
Figure BDA0003176622120000057
表示期望姿态的一阶导数，
Figure BDA0003176622120000058
和
Figure BDA0003176622120000059
均表示正定对角阵。
本发明公开了一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制***，包括：
期望姿态计算模块，用于根据给定的期望飞行轨迹计算飞艇的期望姿态；
状态值误差获取模块，用于获取飞艇当前时刻的状态观测值与上一触发时刻传感器采集的状态值的误差，记为状态值误差；
当前触发时刻的状态值获得模块，用于当所述状态值误差达到预设值时，触发传感器开始工作并获得当前触发时刻的状态值；两个相邻触发时间间隔内传感器不工作；
自适应状态观测器确定模块，用于根据所述当前触发时刻的状态值确定飞艇的自适应状态观测器；
状态观测值获得模块，用于通过所述自适应状态观测器获取飞艇的状态观测值；
执行器饱和误差产生模块，用于将获得的滑模控制量与执行器的执行量进行比较，获得由所述执行器饱和产生的误差；
执行器饱和消除值确定模块，用于根据所述执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值；
滑模控制量确定模块，用于基于滑模控制器，根据所述期望飞行轨迹、所述期望姿态、所述当前触发时刻的状态值、所述当前时刻的状态观测值和所述执行器饱和消除值获得滑模控制量；
控制模块，用于将所述滑模控制量传输至所述飞艇的动力装置。
可选地，所述自适应状态观测器包括自适应姿态观测器和自适应位置观测器；
根据所述当前触发时刻的状态值和飞艇的姿态动力学模型确定自适应姿态观测器；
根据所述当前触发时刻的状态值和飞艇的位置动力学模型确定自适应位置观测器。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明根据当前触发时刻的状态值获得飞艇的自适应状态观测器，利用自适应状态观测器对事件触发时间间隔内状态进行观测，两个相邻事件触发时间间隔内传感器不工作，降低了传感器的工作频率，同时利用执行器饱和消除值解决执行器饱和问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法流程示意图；
图2为本发明一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制***结构示意图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为本发明一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法流程示意图，如图1所示，一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法包括：
步骤101：根据给定的期望飞行轨迹计算飞艇的期望姿态。
飞艇为平流层飞艇。
根据给定的期望飞行轨迹计算飞艇的期望姿态的计算公式为：
Figure BDA0003176622120000071
其中，Θc＝[φc,θc,ψc]T表示期望姿态，pc＝[xc,yc,zc]T表示期望轨迹；，φc表示滚转角，θc表示俯仰角，ψc表示偏航角，xc表示x轴坐标，yc表示y轴坐标，zc表示z轴坐标，T表示转置，
Figure BDA0003176622120000072
表示xc的导数，
Figure BDA0003176622120000073
表示yc的导数，
Figure BDA0003176622120000074
表示zc的导数。
步骤102：获取飞艇当前时刻的状态观测值与上一触发时刻传感器采集的状态值的误差，记为状态值误差。
传感器采集的状态值包括飞艇的位置、姿态和速度。
步骤103：当状态值误差达到预设值时，触发传感器开始工作并获得当前触发时刻的状态值；两个相邻触发时间间隔内传感器不工作。
其中，步骤102和步骤103中触发是指事件触发机制中的事件触发。
事件触发机制，设计为如下形式：
Figure BDA0003176622120000075
其中X＝[X1,X2]T，X1＝[x,y,z,φ,θ,ψ]T,X2＝[u,v,w,p,q,r]T，X(tk)表示X在触发时刻tk时的值，
Figure BDA0003176622120000076
表示触发间隔[tk,tk+1]内状态观测值，X中包括飞艇的位置，姿态角、体轴系中的速度、体轴系中的角速度，δ1和δ2为大于零的控制器参数。从上述事件触发机制可以看出，当触发条件被满足时，传感器才会工作，并将触发时刻tk的***状态X(tk)传输至控制器。在触发间隔[tk,tk+1]内，传感器不会工作。(x,y,z)表示飞艇的位置，v、u和w表示体轴系中的速度的三个分量，p、q和r表示体轴系中的角速度在体坐标轴中的三个分量。
Figure BDA0003176622120000081
为状态的观测值。
Figure BDA0003176622120000082
为触发时刻的状态值。
说明：符号
Figure BDA0003176622120000083
表示a的观测值；
Figure BDA0003176622120000084
表示a的导数。本发明所有的符号均遵守这个规则。
τ0为受限制控制输入信号。
步骤104：根据当前触发时刻的状态值确定飞艇的自适应状态观测器。
自适应状态观测器包括自适应姿态观测器和自适应位置观测器。
根据当前触发时刻的状态值和飞艇的姿态动力学模型确定自适应姿态观测器。
根据当前触发时刻的状态值和飞艇的位置动力学模型确定自适应位置观测器。
自适应状态观测器设计：
平流层飞艇的姿态动力学模型为：
Figure BDA0003176622120000085
其中，Θ＝[φ,θ,ψ]T为飞艇的姿态角，Ω＝[p,q,r]T为体轴系中的角速度，
Figure BDA0003176622120000086
为执行器饱和造成的输入误差，
Figure BDA0003176622120000087
表示飞艇的姿态角的导数，
Figure BDA0003176622120000088
表示体轴系中的角速度的导数，fω表示姿态动力学中未建模动态和随机扰动。
因此，自适应姿态观测器表示为：
Figure BDA0003176622120000091
其中，
Figure BDA0003176622120000092
表示飞艇姿态角的观测值的导数，
Figure BDA0003176622120000093
表示飞艇体轴系中的角速度的观测值的导数，H1和H2均表示正定的反馈增益矩阵，
Figure BDA0003176622120000094
和
Figure BDA0003176622120000095
分别表示用来补偿事件触发引起的反馈误差的自适应项，
Figure BDA0003176622120000096
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的姿态角，
Figure BDA0003176622120000097
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的角速度，
Figure BDA0003176622120000098
表示执行器饱和产生的误差，τω表示姿态控制量，B22表示飞艇的广义转动惯量矩阵的逆矩阵，R表示体轴系中的角速度到地轴系中的角速度的转换矩阵，
Figure BDA0003176622120000099
表示飞艇姿态角的观测值，
Figure BDA00031766221200000910
表示飞艇体轴系中的角速度的观测值，Fω表示广义的合外力矩向量。
自适应项
Figure BDA00031766221200000911
和
Figure BDA00031766221200000912
的更新率为：
Figure BDA00031766221200000913
其中，
Figure BDA00031766221200000914
表示
Figure BDA00031766221200000915
的导数，
Figure BDA00031766221200000916
表示
Figure BDA00031766221200000917
的导数，
Figure BDA00031766221200000918
和
Figure BDA00031766221200000919
均为正定对角距阵。
平流层飞艇的位置动力学模型为：
Figure BDA00031766221200000920
其中v＝[u,v,w]T为飞艇的速度在体轴系中的投影，p＝[x,y,z]T为飞艇的位置，
Figure BDA00031766221200000921
为执行器饱和造成的输入误差，
Figure BDA00031766221200000922
表示p的导数，
Figure BDA00031766221200000923
表示v的导数，fv表示位置动力学中未建模动态和随机扰动。
自适应位置观测器表示为：
Figure BDA0003176622120000101
其中，
Figure BDA0003176622120000102
表示飞艇位置的观测值，
Figure BDA0003176622120000103
表示飞艇体轴系中的速度的观测值，
Figure BDA0003176622120000104
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的体轴系中的速度，
Figure BDA0003176622120000105
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的位置，H3和H4均表示正定的反馈增益矩阵，
Figure BDA0003176622120000106
和
Figure BDA0003176622120000107
分别表示用来补偿事件触发引起的反馈误差的自适应项，K表示体轴系中的速度到地轴系中的速度的转换矩阵，
Figure BDA0003176622120000108
表示飞艇位置的观测值，
Figure BDA0003176622120000109
表示飞艇体轴系中的速度的观测值，B11表示飞艇的广义质量矩阵的逆矩阵。
自适应项
Figure BDA00031766221200001010
和
Figure BDA00031766221200001011
的更新率为：
Figure BDA00031766221200001012
其中，
Figure BDA00031766221200001013
表示
Figure BDA00031766221200001014
的导数，
Figure BDA00031766221200001015
表示
Figure BDA00031766221200001016
的导数，
Figure BDA00031766221200001017
为正定对角距阵。
步骤105：通过自适应状态观测器获取飞艇的状态观测值。
步骤106：将获得的滑模控制量与执行器的执行量进行比较，获得由执行器饱和产生的误差。
步骤107：根据执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值。
其中，步骤107具体包括：基于辅助设计***，根据执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值；
辅助设计***表示为：
Figure BDA00031766221200001018
Figure BDA00031766221200001019
其中，
Figure BDA00031766221200001020
表示第一正定对角常数矩阵，
Figure BDA00031766221200001021
表示第二正定对角常数矩阵，
Figure BDA0003176622120000111
表示位置输入误差和
Figure BDA0003176622120000112
表示姿态输入误差，Bv,0＝KB11，Bω,0＝RB22，
Figure BDA0003176622120000113
表示表示位置控制饱和消除值，ξω表示姿态控制饱和消除值，
Figure BDA0003176622120000114
表示ξv的导数，
Figure BDA0003176622120000115
表示ξω的导数。
步骤108：基于滑模控制器，根据期望飞行轨迹、期望姿态、当前触发时刻的状态值、当前时刻的状态观测值和执行器饱和消除值获得滑模控制量。
步骤109：将滑模控制量传输至飞艇的动力装置。
具体为：将滑模控制量传输执行机构，执行机构根据滑模控制量对飞艇轨迹进行控制，实现轨迹跟踪控制的功能。
滑模控制量包括位置控制量和姿态控制量：
根据公式
Figure BDA0003176622120000116
计算位置控制量。
根据公式
Figure BDA0003176622120000117
计算姿态控制量。
其中，τω表示姿态控制量，τv表示位置控制量，kv表示正定对角距阵，
Figure BDA0003176622120000118
表示正定对角距阵，s2表示位置动力学模型的滑模面，kω表示正定对角距阵，
Figure BDA0003176622120000119
表示正定对角距阵，s1表示姿态动力模型的滑模面，Fv0表示耦合速度项的广义上的外力向量，Fω0表示耦合角速度项的广义上的外力矩向量，
Figure BDA00031766221200001110
表示期望轨迹的二阶导数，
Figure BDA00031766221200001111
表示期望姿态的二阶导数，
Figure BDA00031766221200001112
表示期望轨迹的一阶导数，
Figure BDA00031766221200001113
表示期望姿态的一阶导数，
Figure BDA00031766221200001114
和
Figure BDA00031766221200001115
均表示正定对角阵。
Figure BDA00031766221200001116
其中
Figure BDA00031766221200001117
Figure BDA00031766221200001118
其中
Figure BDA00031766221200001119
本发明一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，其主要内容及程序是：先给定期望轨迹，并由期望轨迹计算出期望姿态；然后设计事件触发机制，将状态的观测值与上一触发时刻时***的状态值进行比较，当两者误差达到预先设定的触发条件时，传感器开始工作并将触发时刻的状态传输到控制器，在触发间隔内传感器不工作；以触发时刻传回的飞艇状态作为反馈量设计飞艇的状态观测器，以观测触发间隔内不可测量的状态；利用辅助设计***消除执行器饱和；最后计算消除期望位置与实际位置、期望姿态与实际姿态之间误差所需的控制量τ。实际应用中，飞艇的位置、姿态、速度等状态量由组合惯导等传感器测量得到，将由该方法计算得到的控制量传输至舵机和推进螺旋桨等执行装置即可使平流层飞艇跟踪期望轨迹，且传感器工作频率大幅下降。
下面详细说明本发明一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法。
Step1：给定期望跟踪值：给定期望的飞行轨迹；根据期望轨迹计算出期望姿态；将期望轨迹pc＝[xc,yc,zc]T和期望姿态Θc＝[φc,θc,ψc]T输出给Step5中的滑模控制器。其中，在Step1中的给定期望的飞行轨迹为pc＝[xc,yc,zc]T，xc,yc,zc为飞艇期望位置；期望姿态的计算方法为：
Figure BDA0003176622120000121
Step2：事件触发机制设计：将Step3中采集到的状态的观测值
Figure BDA0003176622120000122
与上一触发时刻时传感器测量的***的状态值进行比较，当两者误差达到预先设定的触发条件时，传感器开始工作并将触发时刻的状态X(tk)传输到Step5中的滑模控制器和Step3中的自适应状态观测器。触发间隔内传感器不工作。其中，在Step2中的事件触发机制，设计为如下形式：
Figure BDA0003176622120000123
其中X＝[X1,X2]T，X1＝[x,y,z,φ,θ,ψ]T,X2＝[u,v,w,p,q,r]T分别为飞艇的位置、姿态角、体轴系中的速度、体轴系中的角速度，δ1和δ2为大于零的控制器参数。从上述事件触发机制可以看出，当触发条件被满足时，传感器才会工作，并将触发时刻tk+1的***状态X(tk)传输至控制器。在触发间隔[tk,tk+1]内，传感器不会工作。
Step3：自适应状态观测器设计：以Step2中传回的触发时刻的状态X(tk)作为反馈量设计飞艇的状态观测器，以观测触发间隔内不可测量的状态。并将状态观测值
Figure BDA0003176622120000124
输出到Step2中的事件触发机制和Step5中的滑模控制器。其中，在Step3中的自适应状态观测器设计如下：
平流层飞艇的姿态动力学模型为：
Figure BDA0003176622120000131
其中Θ＝[φ,θ,ψ]T为飞艇的姿态角，Ω＝[p,q,r]T为体轴系中的角速度，
Figure BDA0003176622120000132
为执行器饱和造成的输入误差。
因此设计自适应姿态观测器如下：
Figure BDA0003176622120000133
其中
Figure BDA0003176622120000134
为上一触发时刻传感器传送到控制器的***状态值，H1,H2为正定的反馈增益矩阵，
Figure BDA0003176622120000135
是用来补偿事件触发机制引起的反馈误差的自适应项，且自适应项的更新率设计为：
Figure BDA0003176622120000136
其中
Figure BDA0003176622120000137
为正定对角阵。
平流层飞艇的位置动力学模型为：
Figure BDA0003176622120000138
其中v＝[u,v,w]T为飞艇的速度在体轴系中的投影，p＝[x,y,z]T为飞艇的位置，
Figure BDA0003176622120000139
为执行器饱和造成的输入误差。
因此设计自适应位置观测器如下：
Figure BDA00031766221200001310
其中
Figure BDA00031766221200001311
为上一触发时刻传感器传送到控制器的***状态值，H3,H4为正定的反馈增益矩阵，
Figure BDA0003176622120000141
是用来补偿事件触发机制引起的反馈误差的自适应项，且自适应项的更新率设计为：
Figure BDA0003176622120000142
其中
Figure BDA0003176622120000143
为正定对角阵。
Step4：利用辅助设计***消除执行器饱和。将Step5中计算得到的滑模控制量τω和τv与真实的执行器的执行量进行比较，并得到由执行器饱和产生的输入误差
Figure BDA0003176622120000144
和
Figure BDA0003176622120000145
并将执行器饱和误差作为辅助设计***的输入值；而辅助设计***的输出值ξv和ξω将被传输到Step5中的滑模控制器以消除执行器饱和。
其中，在Step4中利用的辅助设计***，其具体形式如下：
Figure BDA0003176622120000146
其中
Figure BDA0003176622120000147
为正定对角常数矩阵，Bv,0＝KB11。
Figure BDA0003176622120000148
其中
Figure BDA0003176622120000149
为正定对角常数矩阵，Bω,0＝RB22。
Step5：滑模控制器计算：计算消除期望位置与实际位置、期望姿态与实际姿态之间误差所需的控制量τ。从Step1到Step4中传输过来的期望轨迹pc＝[xc,yc,zc]T和期望姿态Θc＝[φc,θc,ψc]T、触发时刻的状态X(tk)、状态观测值
Figure BDA00031766221200001410
辅助设计***的输出值ξv和ξω将作为滑模控制器的输入。控制器的输出τ则会被传输到Step4中的辅助设计***和飞艇的执行机构。
其中，在Step5中的滑模控制器计算，其控制量计算公式如下：
位置控制量如下：
Figure BDA00031766221200001411
其中kv，
Figure BDA0003176622120000151
为正定对角距阵，s2为位置动力学的滑模面，其具体表达式为：
Figure BDA0003176622120000152
其中
Figure BDA0003176622120000153
姿态控制量如下：
Figure BDA0003176622120000154
其中kω，
Figure BDA0003176622120000155
为正定对角距阵，s1为姿态动力学的滑模面，其具体表达式为：
Figure BDA0003176622120000156
其中
Figure BDA0003176622120000157
与现有技术比，本发明的优点是：
本发明能够大幅度降低平流层飞艇的传感器的工作频率，延长其工作寿命。
本发明采用辅助设计***处理饱和，使执行器饱和问题得到大幅度的改善。
本发明针对非线性模型反步设计，能够保证闭环***的全局稳定。
在应用过程中，控制工程师可以根据实际要求给定飞艇的期望轨迹，并将由本发明计算得到的控制量直接传输至执行机构实现轨迹跟踪控制的功能。
图2为本发明一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制***结构示意图，如图2所示，一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制***包括：
期望姿态计算模块201，用于根据给定的期望飞行轨迹计算飞艇的期望姿态。
状态值误差获取模块202，用于获取飞艇当前时刻的状态观测值与上一触发时刻传感器采集的状态值的误差，记为状态值误差。
当前触发时刻的状态值获得模块203，用于当状态值误差达到预设值时，触发传感器开始工作并获得当前触发时刻的状态值；两个相邻触发时间间隔内传感器不工作。
自适应状态观测器确定模块204，用于根据当前触发时刻的状态值确定飞艇的自适应状态观测器。
状态观测值获得模块205，用于通过自适应状态观测器获取飞艇的状态观测值。
执行器饱和误差产生模块206，用于将获得的滑模控制量与执行器的执行量进行比较，获得由执行器饱和产生的误差。
执行器饱和消除值确定模块206，用于根据执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值。
滑模控制量确定模块208，用于基于滑模控制器，根据期望飞行轨迹、期望姿态、当前触发时刻的状态值、当前时刻的状态观测值和执行器饱和消除值获得滑模控制量。
控制模块209，用于将滑模控制量传输至飞艇的动力装置。
自适应状态观测器包括自适应姿态观测器和自适应位置观测器。
根据当前触发时刻的状态值和飞艇的姿态动力学模型确定自适应姿态观测器。
根据当前触发时刻的状态值和飞艇的位置动力学模型确定自适应位置观测器。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的***而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (10)

1.一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，其特征在于，包括：
根据给定的期望飞行轨迹计算飞艇的期望姿态；
获取飞艇当前时刻的状态观测值与上一触发时刻传感器采集的状态值的误差，记为状态值误差；
当所述状态值误差达到预设值时，触发传感器开始工作并获得当前触发时刻的状态值；两个相邻触发时间间隔内传感器不工作；
根据所述当前触发时刻的状态值确定飞艇的自适应状态观测器；
通过所述自适应状态观测器获取飞艇的状态观测值；
将获得的滑模控制量与执行器的执行量进行比较，获得由所述执行器饱和产生的误差；
根据所述执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值；
基于滑模控制器，根据所述期望飞行轨迹、所述期望姿态、所述当前触发时刻的状态值、所述当前时刻的状态观测值和所述执行器饱和消除值获得滑模控制量；
将所述滑模控制量传输至所述飞艇的动力装置。
2.根据权利要求1所述的基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，其特征在于，所述根据给定的期望飞行轨迹计算飞艇的期望姿态的计算公式为：
Figure FDA0003176622110000011
其中，Θc＝[φc,θc,ψc]T表示所述期望姿态，pc＝[xc,yc,zc]T表示期望轨迹，φc表示滚转角，θc表示俯仰角，ψc表示偏航角，xc表示x轴坐标，yc表示y轴坐标，zc表示z轴坐标，T表示转置，
Figure FDA0003176622110000012
表示xc的导数，
Figure FDA0003176622110000013
表示yc的导数，
Figure FDA0003176622110000014
表示zc的导数。
3.根据权利要求1所述的基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，其特征在于，所述传感器采集的状态值包括飞艇的位置、姿态和速度。
4.根据权利要求1所述的基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，其特征在于，所述自适应状态观测器包括自适应姿态观测器和自适应位置观测器；
根据所述当前触发时刻的状态值和飞艇的姿态动力学模型确定自适应姿态观测器；
根据所述当前触发时刻的状态值和飞艇的位置动力学模型确定自适应位置观测器。
5.根据权利要求4所述的基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，其特征在于，所述自适应姿态观测器表示为：
Figure FDA0003176622110000021
其中，
Figure FDA0003176622110000022
表示飞艇姿态角的观测值的导数，
Figure FDA0003176622110000023
表示飞艇体轴系中的角速度的观测值的导数，H1和H2均表示正定的反馈增益矩阵，
Figure FDA0003176622110000024
和
Figure FDA0003176622110000025
分别表示用来补偿事件触发引起的反馈误差的自适应项，
Figure FDA0003176622110000026
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的姿态角，
Figure FDA0003176622110000027
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的角速度，
Figure FDA0003176622110000028
表示执行器饱和产生的误差，τω表示姿态控制量，B22表示飞艇的转动惯量矩阵的逆，R表示体轴系中的角速度到地轴系中的角速度的转换矩阵，
Figure FDA0003176622110000029
表示飞艇姿态角的观测值，
Figure FDA00031766221100000210
表示飞艇体轴系中的角速度的观测值，Fω表示合外力矩向量；
自适应项
Figure FDA00031766221100000211
和
Figure FDA00031766221100000212
的更新率为：
Figure FDA00031766221100000213
其中，
Figure FDA0003176622110000031
表示
Figure FDA0003176622110000032
的导数，
Figure FDA0003176622110000033
表示
Figure FDA0003176622110000034
的导数，
Figure FDA0003176622110000035
和
Figure FDA0003176622110000036
均为正定对角距阵。
6.根据权利要求4所述的基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，其特征在于，所述自适应位置观测器表示为：
Figure FDA0003176622110000037
其中，
Figure FDA0003176622110000038
表示飞艇位置的观测值的导数，
Figure FDA0003176622110000039
表示飞艇体轴系中的速度的观测值的导数，
Figure FDA00031766221100000310
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的体轴系中的速度，
Figure FDA00031766221100000311
表示上一触发时刻传感器发送到滑模控制器的位置，H3和H4均表示正定的反馈增益矩阵，
Figure FDA00031766221100000312
和
Figure FDA00031766221100000313
分别表示用来补偿事件触发引起的反馈误差的自适应项，K表示体轴系中的速度到地轴系中的速度的转换矩阵，
Figure FDA00031766221100000314
表示飞艇位置的观测值，
Figure FDA00031766221100000315
表示飞艇体轴系中的速度的观测值，B11表示飞艇的质量矩阵的逆矩阵；
自适应项
Figure FDA00031766221100000316
和
Figure FDA00031766221100000317
的更新率为：
Figure FDA00031766221100000318
其中，
Figure FDA00031766221100000319
表示
Figure FDA00031766221100000320
的导数，
Figure FDA00031766221100000321
表示
Figure FDA00031766221100000322
的导数，
Figure FDA00031766221100000323
和
Figure FDA00031766221100000324
均为正定对角距阵。
7.根据权利要求1所述的基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，其特征在于，所述根据所述执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值，具体包括：基于辅助设计***，所述根据所述执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值；
所述辅助设计***表示为：
Figure FDA0003176622110000041
Figure FDA0003176622110000042
其中，
Figure FDA0003176622110000043
表示第一正定对角常数矩阵，
Figure FDA0003176622110000044
表示第二正定对角常数矩阵，
Figure FDA0003176622110000045
表示位置输入误差和
Figure FDA0003176622110000046
表示姿态输入误差，Bv,0＝KB11，Bω,0＝RB22，ξv表示表示位置控制饱和消除值，ξω表示姿态控制饱和消除值，
Figure FDA0003176622110000047
表示ξv的导数，
Figure FDA0003176622110000048
表示ξω的导数。
8.根据权利要求1所述的基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制方法，其特征在于，所述滑模控制量包括位置控制量和姿态控制量：
根据公式
Figure FDA0003176622110000049
计算位置控制量；
根据公式
Figure FDA00031766221100000410
计算姿态控制量；
其中，τω表示姿态控制量，τv表示位置控制量，kv表示正定对角距阵，
Figure FDA00031766221100000411
表示正定对角距阵，s2表示位置动力学模型的滑模面，kω表示正定对角距阵，
Figure FDA00031766221100000412
表示正定对角距阵，s1表示姿态动力模型的滑模面，Fv,0表示耦合速度项的上的外力向量，Fω,0表示耦合角速度项的上的外力矩向量，
Figure FDA00031766221100000413
表示期望轨迹的二阶导数，
Figure FDA00031766221100000414
表示期望姿态的二阶导数，
Figure FDA00031766221100000415
表示期望轨迹的一阶导数，
Figure FDA00031766221100000416
表示期望姿态的一阶导数，
Figure FDA00031766221100000417
和
Figure FDA00031766221100000418
均表示正定对角阵。
9.一种基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制***，其特征在于，包括：
期望姿态计算模块，用于根据给定的期望飞行轨迹计算飞艇的期望姿态；
状态值误差获取模块，用于获取飞艇当前时刻的状态观测值与上一触发时刻传感器采集的状态值的误差，记为状态值误差；
当前触发时刻的状态值获得模块，用于当所述状态值误差达到预设值时，触发传感器开始工作并获得当前触发时刻的状态值；两个相邻触发时间间隔内传感器不工作；
自适应状态观测器确定模块，用于根据所述当前触发时刻的状态值确定飞艇的自适应状态观测器；
状态观测值获得模块，用于通过所述自适应状态观测器获取飞艇的状态观测值；
执行器饱和误差产生模块，用于将获得的滑模控制量与执行器的执行量进行比较，获得由所述执行器饱和产生的误差；
执行器饱和消除值确定模块，用于根据所述执行器饱和产生的误差确定执行器饱和消除值；
滑模控制量确定模块，用于基于滑模控制器，根据所述期望飞行轨迹、所述期望姿态、所述当前触发时刻的状态值、所述当前时刻的状态观测值和所述执行器饱和消除值获得滑模控制量；
控制模块，用于将所述滑模控制量传输至所述飞艇的动力装置。
10.根据权利要求9所述的基于事件触发的平流层飞艇轨迹跟踪控制***，其特征在于，所述自适应状态观测器包括自适应姿态观测器和自适应位置观测器；
根据所述当前触发时刻的状态值和飞艇的姿态动力学模型确定自适应姿态观测器；
根据所述当前触发时刻的状态值和飞艇的位置动力学模型确定自适应位置观测器。
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