CN114564047A - 一种考虑气象条件的无人机等速飞行控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种考虑气象条件的无人机等速飞行控制方法,包括以下步骤,建立无人机的飞行动力学方程;将飞行动力学方程转换为无人机状态空间方程,加入气象条件扰动项;利用无人机状态空间方程设计滑模面,对所述滑模面进行李雅普诺夫稳定性判断得到内外环控制器、以及设计对应所述气象条件扰动项的自适应律并代入所述内外环控制器,得到能够参数自适应的内外环滑模控制器;设置一飞行速度,在无人机受到气象条件扰动时,通过所述参数自适应的内外环滑模控制器,实现无人机等速飞行。该方法采用参数自适应,对于不同复杂气象给无人机带来的扰动有明显抑制作用,且该控制收敛速度相对较快,同时该控制方法不会对无人机带来较大的额外重量。
Description
技术领域
本发明属于无人机飞行控制领域,更具体地说,涉及一种考虑气象条件的无人机等速飞行控制方法。
背景技术
近年来,无人机愈发成为航空领域的研究热点。无人机作为现代科技的产物,不但在民用领域有着不可替代的地位,在军用领域也同样发挥着巨大作用,因此各个国家也相继加大了对于无人机研发的投入。随着无人机使用范围的进一步扩大,其不可避免地会在飞行过程中遇到降雨、结冰、阵风等复杂气象条件,这些复杂气象会对无人机的飞行带来一定影响,例如降雨环境下雨滴撞击无人机会带来附加力与附加力矩、结冰会恶化无人机飞行性能、阵风也会给无人机增加附加气动力和力矩,在这些复杂气象因素的影响下,无人机便很难继续保持预定速度飞行。因此,研究无人机在复杂气象条件下的等速飞行控制方法,对于无人机发展具有重要的意义。
发明内容
本发明所要解决的是针对无人机在复杂气象条件下受到干扰而无法保持飞行速度的问题,提出一种考虑气象条件的无人机等速飞行控制方法,为无人机在复杂气象条件下飞行提供技术参考。通过设计滑模面,并采用李雅普诺夫直接方法稳定判据设计自适应律与控制器,使得无人机能够在气象因素影响下保持飞行速度。
为实现上述目的,本发明采用如下技术方案:
一种考虑气象条件的无人机等速飞行控制方法,包括以下步骤:
S1,基于平面地球假设,在机体轴系下,建立无人机的飞行动力学方程;
S2,将飞行动力学方程转换为无人机状态空间方程,加入气象条件扰动项;
S3,利用无人机状态空间方程设计滑模面,对所述滑模面进行李雅普诺夫稳定性判断得到内外环控制器、以及设计对应所述气象条件扰动项的自适应律并代入所述内外环控制器,得到能够参数自适应的内外环滑模控制器;
S4,设置一飞行速度,在无人机受到气象条件扰动时,通过所述参数自适应的内外环滑模控制器,实现无人机等速飞行。
进一步的,所述步骤S2,加入气象条件扰动项后的无人机状态空间方程具体为:
其中,
分别表示机体轴系下沿X,Y,Z方向速度;分别表示滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度;分别表示俯仰角和滚转角;分别表示滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩;分别表示无人机对X轴,Y轴,Z轴的转动惯量,表示无人机对X轴和Z轴惯性积;分别表示无人机受到沿X轴,Y轴,Z轴的气动合力;分别表示发动机推力在X轴,Y轴,Z轴分量;表示重力加速度,表示无人机质量;表示动压;表示展长;表示机翼面积;表示无人机飞行速度;分别表示副翼偏转角、方向舵偏转角、升降舵偏转角;分别表示沿机体X,Y,Z轴的力矩系数;分别表示滚转力矩系数关于副翼偏转角变化率、滚转力矩系数关于方向舵偏转角变化率、滚转力矩系数关于滚转角速度变化率、滚转力矩系数关于偏航角速度变化率;分别表示俯仰力矩系数关于升降舵偏角变化率、俯仰力矩系数关于俯仰角速度变化率;分别表示偏航力矩关于副翼偏转角变化率、偏航力矩关于方向舵偏转角变化率、偏航力矩关于滚转角速度变化率、偏航力矩关于偏航角速度变化率。
进一步的,所述步骤S3,对于外环控制器,所述滑模面为
对于内环控制器,所述滑模面为
进一步的,所述步骤S3,对所述滑模面进行李雅普诺夫稳定性判断得到内外环控制器具体为
考虑如下李雅普诺夫候选函数:
其中,W 1为第一候选函数;
对其求导可得:
进一步的,所述步骤S3,设计对应所述气象条件扰动项的自适应律具体为
考虑如下李雅普诺夫候选函数:
对其求导可得:
进一步的,所述步骤S3,所述内外环滑模控制器具体为
外环滑模控制器:
内环滑模控制器:
本发明与现有技术相比所具有的有益效果:
本发明所提供的一种考虑气象条件的无人机等速飞行控制方法,是通过设计滑模面,并采用李雅普诺夫直接方法稳定判据设计自适应律与控制器,使得无人机能够在气象因素影响下保持等速飞行。该发明所提出的方法,由于采用了参数自适应方法,因此对于不同复杂气象给无人机带来的扰动有明显抑制作用,且该控制收敛速度相对较快,同时该发明所提出的控制方法不会对无人机带来较大的额外重量。
附图说明
图1为本发明的一种考虑气象条件的无人机等速飞行控制方法的流程图;
图2为本发明的内外环滑模控制器逻辑图。
具体实施方式
为使本发明的目的,技术方案及优点更加清楚明白,以下结合附图对本发明做进一步详细说明。
一种考虑气象条件的无人机等速飞行控制方法,如图1所示,包括以下步骤:
第一步,建立无人机的飞行动力学方程如下所示:
其中,分别表示机体轴系下沿X,Y,Z方向速度;分别表示滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度;分别表示俯仰角和滚转角;分别表示滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩;分别表示无人机对X轴,Y轴,Z轴的转动惯量,表示无人机对X轴和Z轴惯性积;分别表示无人机受到沿X轴,Y轴,Z轴的气动合力;分别表示发动机推力在X轴,Y轴,Z轴分量;表示重力加速度,表示无人机质量。
力和力矩具体表达式为:
各符号表示含义如下:
分别表示迎角和侧滑角;表示动压;表示展长;表示弦长;表示机翼面积;表示无人机飞行速度;分别表示副翼偏转角、方向舵偏转角、升降舵偏转角;分别表示沿机体X,Y,Z轴的力系数;分别表示沿机体X轴力系数关于升降舵偏角变化率、沿机体Z轴力系数关于升降舵偏角变化率;表示沿机体Y轴力系数关于副翼偏角变化率;表示沿机体Y轴力系数关于方向舵偏角变化率;分别表示沿X轴力系数关于俯仰角速度变化率、沿Y轴力系数关于滚转角速度变化率、沿Y轴力系数关于偏航角速度变化率、沿Z轴力系数关于俯仰角速度变化率;分别表示沿机体X,Y,Z轴的力矩系数;分别表示滚转力矩系数关于副翼偏转角变化率、滚转力矩系数关于方向舵偏转角变化率、滚转力矩系数关于滚转角速度变化率、滚转力矩系数关于偏航角速度变化率;分别表示俯仰力矩系数关于升降舵偏角变化率、俯仰力矩系数关于俯仰角速度变化率;分别表示偏航力矩关于副翼偏转角变化率、偏航力矩关于方向舵偏转角变化率、偏航力矩关于滚转角速度变化率、偏航力矩关于偏航角速度变化率。
第二步,将无人机的飞行动力学方程转换为无人机状态空间方程,并加入气象条件扰动项,如下所示:
第三步,如图2所示,将无人机分为内外环控制,外环控制量为,内环控制量为。在无人机受到复杂气象扰动时,首先通过舵面的内环控制量改变无人机的角速度,再进入到外环控制中。此时在外环控制中,无人机的角速度为控制输入,该输入会在无人机受到扰动后将速度保持在理想状态中。根据无人机的飞行动力学方程得到两组状态空间方程如下所示:
结合无人机的飞行动力学方程可以得到f i (x), g i (x)的具体表达式为:
第五步,通过李雅普诺夫稳定性判据首先设计在考虑未知复杂气象扰动下的控制器,得到带有未知扰动的控制器,然后再次采用李雅普诺夫稳定性判据设计对于复杂气象扰动的自适应律,再将自适应律代入后得到最终控制器。
考虑如下李雅普诺夫候选函数:
其中,W 1为第一候选函数;
对其求导可得:
再次考虑如下李雅普诺夫候选函数:
对其求导可得:
由此可以得到最终的滑模控制器如下所示:
外环滑模控制器:
内环滑模控制器:
以上所述仅为本发明的具体实施方式,并不用于限定本发明的保护范围,凡在本发明的精神和原则之内,所做的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.一种考虑气象条件的无人机等速飞行控制方法,其特征在于,包括以下步骤:
S1,基于平面地球假设,在机体轴系下,建立无人机的飞行动力学方程;
S2,将飞行动力学方程转换为无人机状态空间方程,加入气象条件扰动项;
S3,利用无人机状态空间方程设计滑模面,对所述滑模面进行李雅普诺夫稳定性判断得到内外环控制器、以及设计对应所述气象条件扰动项的自适应律并代入所述内外环控制器,得到能够参数自适应的内外环滑模控制器;
S4,设置一飞行速度,在无人机受到气象条件扰动时,通过所述参数自适应的内外环滑模控制器,实现无人机等速飞行。
其中,
分别表示机体轴系下沿X,Y,Z方向速度;分别表示滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度;分别表示俯仰角和滚转角;分别表示滚转力矩、俯仰力矩、偏航力矩;分别表示无人机对X轴,Y轴,Z轴的转动惯量,表示无人机对X轴和Z轴惯性积;分别表示无人机受到沿X轴,Y轴,Z轴的气动合力;分别表示发动机推力在X轴,Y轴,Z轴分量;表示重力加速度,表示无人机质量;表示动压;表示展长;表示机翼面积;表示无人机飞行速度;分别表示副翼偏转角、方向舵偏转角、升降舵偏转角;分别表示沿机体X,Y,Z轴的力矩系数;分别表示滚转力矩系数关于副翼偏转角变化率、滚转力矩系数关于方向舵偏转角变化率、滚转力矩系数关于滚转角速度变化率、滚转力矩系数关于偏航角速度变化率;分别表示俯仰力矩系数关于升降舵偏角变化率、俯仰力矩系数关于俯仰角速度变化率;分别表示偏航力矩关于副翼偏转角变化率、偏航力矩关于方向舵偏转角变化率、偏航力矩关于滚转角速度变化率、偏航力矩关于偏航角速度变化率。
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