CN115586793B - 一种高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法，通过将无人机姿态的空间运动分解成无人机纵轴指向的空间转动和绕纵轴的滚转运动，进而通过纵轴指向+滚转控制的控制方法，将三维姿态简化为空间两维控制，从而在工程上能够快速实现控制律解算和控制量输出，进而能够在较小姿态角误差下实现全方位快速转弯，满足5s内实现无人机全方位快速转弯的设计要求。

Description

一种高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法

技术领域

本发明属于高海况无人机控制领域，具体涉及一种高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法。

背景技术

高海况漂浮态无人机可广泛用于完成复杂海况条件下目标海域通讯中继、探测、侦察及攻击任务，高海况漂浮态无人机作为一种微型无人飞行器，是典型的侦察作战辅助平台重要组成部分。由于其主要是利用水面长期漂浮的发射平台驻留，采用折叠方式筒式垂直冷发射技术，动力采用电动螺旋桨动力形式，具备长时间滞空飞行，具有提前布控、低可探测、无依托装置、随机选择发射时机、携带和贮存方便等特点。然而针对复杂海况下执行精密任务的需求，需要对无人机实施全方位、指向性精准控制。

高海况水面垂直发射无人机控制技术是无人机关键技术之一。在执行任务过程中需要针对复杂海况做出全方位机动，同时能够按照既定指向做出准确动作，才能保证任务过程中机体姿态的稳定和转弯轨迹的精确跟踪。因此，研究高海况条件下机体全方位指向控制技术具有非常重要的现实意义。

发明内容

需要解决的技术问题：申请人针对高海况水面垂直发射无人机进行实际工程验证过程中发现，由于高海况环境恶劣，为了确保无人机在水面垂直发射过程中能够避免受海浪等恶劣环境影响，需要无人机在垂直发射初制导段能够全方位快速转弯。试验验证表明，若能够5s内实现无人机全方位快速转弯，即机体坐标系各轴指向与发射坐标系各轴指向对应一致，机体相对于发射坐标系的姿态角

均为零，则能够有效避免恶劣环境对无人机的影响。

由于要求在5s内实现无人机全方位快速转弯，而采用传统的三通道控制方法，则在俯仰、偏航、滚转三个通道上均需实施大姿态控制，从而会加剧通道间的耦合，影响控制特性，难以在较小姿态角误差下实现全方位快速转弯。

针对上述技术问题，本发明提出一种高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法，通过将无人机姿态的空间运动分解成无人机纵轴指向的空间转动和绕纵轴的滚转运动，进而通过纵轴指向+滚转控制的控制方法，将三维姿态简化为空间两维控制，从而在工程上能够快速实现控制律解算和控制量输出，进而能够在较小姿态角误差下实现全方位快速转弯，满足5s内实现无人机全方位快速转弯的设计要求。

本发明的技术方案为：

所述一种高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法，包括纵轴指向控制和滚转控制；

所述纵轴指向控制过程为：

步骤1：无人机在水面发射平台上发射前，机载惯导***实时获取无人机在大地坐标系下的三维坐标，同时无人机接收外部***传入的目标区域在大地坐标系下的坐标，从而建立指向矢量；

步骤2：根据指向矢量建立发射坐标系O_FX_FY_FZ_F；考虑机体坐标系O_bX_bY_bZ_b和发射坐标系O_FX_FY_FZ_F，通过机载惯导***获取无人机三个姿态角初值，所述姿态角定义为：

为俯仰角，是机体纵轴O_bX_b在X_FO_FY_F平面上的投影与O_FX_F轴的夹角，若投影量在O_FX_F轴上方，则俯仰角为正，反之为负，取值范围为/>

ψ为偏航角，是机体纵轴O_bX_b与X_FO_FY_F平面的夹角，若沿着O_FX_F轴正向看过去，若O_bX_b在X_FO_FY_F平面左方，则偏航角为正，反之为负，取值范围为

γ为滚转角，是O_bY_b轴与包含机体纵轴O_bX_b的铅垂平面之间的夹角，从机体尾部沿着机体纵轴往前看，若O_bY_b轴位于铅垂平面的右侧(即无人机绕机体纵轴顺时针滚转)，则滚转角为正，反之为负，取值范围-π＜γ＜π；

利用姿态角初值

得到以姿态角表示的发射系到机体系的初始坐标变换矩阵/>

进而根据

得到以初始四元数表示的坐标变换矩阵L(q_0，0,q_1,0,q_2，0,q_3，0)，进而求解得到四元数初值：

sign(q_1，0)＝sign(L₂₃-L₃₂)

sign(q_2，0)＝sign(L₃₁-L₁₃)

sign(q_3，0)＝sign(L₁₂-L₂₁)

sign(q_0，0)取正

步骤3：利用四元数初值，以及四元数微分方程，实时解算无人机运动过程中的四元数值(q₀,q₁,q₂,q₃)，实时得到以四元数表示的坐标变换矩阵

步骤4：设指向矢量的单位向量为X_F，在发射坐标系中分解为X_F＝[1 0 0]^T，同时设X_F在无人机机体坐标系O_bX_bY_bZ_b中分解为X_F＝[X_Fxb X_Fyb X_Fzb]^T，则得到：

步骤5：设机体坐标系O_bX_b轴、O_bY_b轴、O_bZ_b轴的单位矢量分别为X_b、Y_b、Z_b，根据公式e＝K_YbY_b+K_ZbZ_b得到最佳旋转轴E的单位矢量e，其中

所述最佳旋转轴E定义为：绕此E轴转动，能够使无人机纵轴最快地转至指向矢量上；以K_Yb和K_Zb作为纵轴指向控制信号实现纵轴指向控制，控制目标为控制误差信号ξ趋向于0，其中控制误差信号ξ为无人机纵轴与指向矢量间的夹角，

所述滚动控制过程为：

所述滚动控制以γ^*-γ作为绕纵轴转动的控制信号，其中γ^*为机体相对于发射坐标系的滚转角；控制目标为纵轴转动过程中控制γ^*为零。

进一步的，步骤3中，四元数微分方程为

其中ω_x,ω_y,ω_z为机载惯导***实时测量的滚转角速度，偏航角速度和俯仰角速度。

有益效果

相对现有技术，本发明具有如下优点及效果：

本发明提出的高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法，采用纵轴指向+滚动控制的控制方式，将三维姿态简化为空间两维控制，在工程上能够快速实现控制律解算和控制量输出，在较小姿态角误差下快速实现无人机垂直发射的全方位转弯过程，满足5s内实现无人机全方位快速转弯的设计要求。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是理想条件仿真结果下高度随时间变化曲线；

图2是理想条件仿真结果下速度随时间变化曲线；

图3是理想条件仿真结果下高度随射程变化曲线；

图4是理想条件仿真结果下过载响应曲线；

图5是理想条件仿真结果下攻角侧滑角随时间变化曲线；

图6是理想条件仿真结果下舵偏角随时间变化曲线；

图7是理想条件仿真结果下航迹角随时间变化曲线；

图8是理想条件仿真结果下姿态角响应曲线；

图9是理想条件仿真结果下姿态角速度响应曲线。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

我国对于海况定义如下表：

海况等级	海面状况	浪高范围(米)	风力
				0	无浪	0	0级
1	微浪	0-0.1	1级
				2	小浪	0.1-0.5	2级
3	轻浪	0.5-1.25	3-4级

当处于3级高海况时，无人机海面发射平台可能处于最大1.25米海浪中，且伴有3-4级风，这种状况将对无人机在水面垂直发射过程产生不利影响，为了能够避免在无人机在高海况下冷发射时受海浪等恶劣环境影响，需要无人机在垂直发射初制导段能够全方位快速转弯。试验验证表明，若能够3s内实现无人机全方位快速转弯，即机体坐标系各轴指向与发射坐标系各轴指向对应一致，机体相对于发射坐标系的姿态角

均为零，则能够有效避免恶劣环境对无人机的影响。

当要求5s内实现无人机全方位快速转弯时，若采用传统的三通道控制方法，则在俯仰、偏航、滚转三个通道上均需实施大姿态控制，从而会加剧通道间的耦合，影响控制特性，难以在较小姿态角误差下实现全方位快速转弯。

而本实施例通过将无人机姿态的空间运动分解成无人机纵轴指向的空间转动和绕纵轴的滚转运动，进而通过纵轴指向+滚转控制的控制方法，将三维姿态简化为空间两维控制，从而在工程上能够快速实现控制律解算和控制量输出，进而能够在较小姿态角误差下实现全方位快速转弯，满足5s内实现无人机全方位快速转弯的设计要求。

纵轴指向控制：

垂直发射转弯段终端纵轴指向是根据所要飞行的目标区域确定的，纵轴指向控制就是要使无人机纵轴快速地转到要求的指向(简称指向矢量)上，此时可以找到一个最佳旋转轴E，绕此E轴转动，能够使无人机纵轴最快地转至要求的指向上；而无人机纵轴与指向矢量间的夹角ξ即为待消除的控制误差信号，最佳旋转轴E必定垂直于纵轴和指向矢量所组成的平面。求出最佳旋转轴在无人机执行坐标系(机体坐标系)上的分量，对控制误差信号进行分配，即K_Yb和K_Zb作为纵轴指向控制信号在O_bY_b和O_bZ_b轴上的最佳分配，从而实现纵轴指向控制。本实施例中无人机执行坐标系与无人机机体坐标系一致。

纵轴指向控制的具体实现过程为：

步骤1：无人机在水面发射平台上发射前，机载惯导***实时获取无人机在大地坐标系下的三维坐标，同时无人机接收外部***传入的目标区域在大地坐标系下的坐标，从而建立指向矢量；

步骤2：根据指向矢量建立发射坐标系O_FX_FY_FZ_F；并考虑机体坐标系O_bX_bY_bZ_b和发射坐标系O_FX_FY_FZ_F，通过机载惯导***获取无人机三个姿态角初值，所述姿态角定义为：

为俯仰角，是机体纵轴O_bX_b在X_FO_FY_F平面上的投影与O_FX_F轴的夹角，若投影量在O_FX_F轴上方，则俯仰角为正，反之为负，取值范围为/>

ψ为偏航角，是机体纵轴O_bX_b与X_FO_FY_F平面的夹角，若沿着O_FX_F轴正向看过去，若O_bX_b在X_FO_FY_F平面左方，则偏航角为正，反之为负，取值范围为

γ为滚转角，是O_bY_b轴与包含机体纵轴O_bX_b的铅垂平面之间的夹角，从机体尾部沿着机体纵轴往前看，若O_bY_b轴位于铅垂平面的右侧(即无人机绕机体纵轴顺时针滚转)，则滚转角为正，反之为负，取值范围-π＜γ＜π；

利用机载惯导***获取的无人机姿态角初值

得到以姿态角表示的发射系到机体系的初始坐标变换矩阵/>

进而根据

得到以初始四元数表示的坐标变换矩阵L(q_0，0,q_1,0,q_2，0,q_3，0)，进而求解得到四元数初值：

sign(q_1，0)＝sign(L₂₃-L₃₂)

sign(q_2，0)＝sign(L₃₁-L₁₃)

sign(q_3，0)＝sign(L₁₂-L₂₁)

sign(q_0，0)取正

步骤3：利用四元数初值，以及四元数微分方程

实时解算无人机运动过程中的四元数值(q₀,q₁,q₂,q₃)，实时得到以四元数表示的坐标变换矩阵

其中ω_x,ω_y,ω_z为机载惯导***实时测量的滚转角速度，偏航角速度和俯仰角速度。

并且在四元数表示的坐标变换矩阵的基础上，还可以求得机体姿态角：

当C(0,0)≠0、C(2,2)≠0时，

ψ＝-arcsinC(0,2)，(取值范围：

)

(取值范围：/>

按四象限求解，分子为正弦值，分母为余弦值)。

(取值范围：-π＜γ＜π，按四象限求解，分子为正弦值，分母为余弦值)。

步骤4：设指向矢量的单位向量为X_F，在发射坐标系中分解为X_F＝[1 0 0]^T，同时设X_F在无人机机体坐标系O_bX_bY_bZ_b中分解为X_F＝[X_Fxb X_Fyb X_Fzb]^T，则得到：

步骤5：设机体坐标系O_bX_b轴、O_bY_b轴、O_bZ_b轴的单位矢量分别为X_b、Y_b、Z_b，通过推导过程：

X_b×X_F＝esinξ＝-X_FzbY_b+X_FybZ_b

X_b·X_F＝cosξ＝X_Fxb

得到公式e＝K_YbY_b+K_ZbZ_b，其中e为最佳旋转轴E的单位矢量。以K_Yb和K_Zb作为纵轴指向控制信号实现纵轴指向控制，控制目标为控制误差信号ξ趋向于0，其中控制误差信号ξ为无人机纵轴与指向矢量间的夹角。

所述滚动控制过程为：

为了给后面的其他制导段创造良好的交班条件，垂直发射转弯段除了要求对无人机纵轴指向实施控制外，还要对纵轴的转动进行控制，要求无人机机体相对于发射坐标系的滚转角γ^*为零，用(γ^*-γ)作为绕纵轴转动的控制信号，从而完全实现对高海况条件下无人机全方位转弯机体指向的控制。

下面分三种仿真条件对无人机初始发射转弯控制进行六自由度数学仿真，以考核控制***的性能，三种仿真条件如下表所示。

六自由度数学仿真拉偏条件

拉偏项	理想条件	上拉偏	下拉偏
				轴向力系数偏差(％)	0	15	-15
法向力系数偏差(％)	0	15	-15
				侧向力系数偏差(％)	0	15	-15
滚转力矩系数偏差(％)	0	30	30
				偏航力矩系数偏差(％)	0	30	30
俯仰力矩系数偏差(％)	0	30	30
				质量偏差(％)	0	1	-1
Jx偏差(％)	0	15	-15
				Jy偏差(％)	0	15	-15
大气密度偏差(％)	0	10	-10

得到的仿真结果如附图1至附图9所示。

从图中可以看出，1)无人机垂直发射转弯段控制***鲁棒性较强，转弯过程中姿态角响应平稳，攻角侧滑角均在可用范围内，未出现失速不稳定现象；适应气动参数和总体参数不确定性范围较大，适应气动力系数***边界为±15％，气动力矩系数±30％，大气密度边界±15％，转动惯量边界±15％。2)所设计垂直发射转弯规律实现了无人机初始的快速转弯，5s内实现了俯仰姿态角从90°至0°的转弯，发射过程中姿态角控制误差小于1°。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (3)

1.一种高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法，其特征在于：包括纵轴指向控制和滚转控制；

所述纵轴指向控制过程为：

步骤1：无人机在水面发射平台上发射前，机载惯导***实时获取无人机在大地坐标系下的三维坐标，同时无人机接收外部***传入的目标区域在大地坐标系下的坐标，从而建立指向矢量；

步骤2：根据指向矢量建立发射坐标系O_FX_FY_FZ_F；考虑机体坐标系O_bX_bY_bZ_b和发射坐标系O_FX_FY_FZ_F，通过机载惯导***获取无人机三个姿态角初值(θ₀,ψ₀,γ₀)，其中θ₀为俯仰角初值，ψ₀为偏航角初值，γ₀为滚转角初值；

利用姿态角初值(θ₀,ψ₀,γ₀)，得到以姿态角表示的发射系到机体系的初始坐标变换矩阵L(θ₀,ψ₀,γ₀)：

进而根据

L(q_0，0,q_1,0,q_2，0,q_3，0)＝L(θ₀,ψ₀,γ₀)

得到以初始四元数表示的坐标变换矩阵L(q_0，0,q_1,0,q_2，0,q_3，0)，进而求解得到四元数初值：

取正

步骤3：利用四元数初值，以及四元数微分方程，实时解算无人机运动过程中的四元数值(q₀,q₁,q₂,q₃)，实时得到以四元数表示的坐标变换矩阵

步骤4：设指向矢量的单位向量为X_F，在发射坐标系中分解为X_F＝[1 0 0]^T，同时设X_F在无人机机体坐标系O_bX_bY_bZ_b中分解为X_F＝[X_Fxb X_Fyb X_Fzb]^T，则得到：

步骤5：设机体坐标系O_bX_b轴、O_bY_b轴、O_bZ_b轴的单位矢量分别为X_b、Y_b、Z_b，根据公式e＝K_YbY_b+K_ZbZ_b得到最佳旋转轴E的单位矢量e，其中

所述最佳旋转轴E定义为：绕此E轴转动，能够使无人机纵轴最快地转至指向矢量上；以K_Yb和K_Zb作为纵轴指向控制信号实现纵轴指向控制，控制目标为控制误差信号ξ趋向于0，其中控制误差信号ξ为无人机纵轴与指向矢量间的夹角，

所述滚动控制过程为：

所述滚动控制以γ^*-γ作为绕纵轴转动的控制信号，其中γ^*为机体相对于发射坐标系的滚转角；控制目标为纵轴转动过程中控制γ^*为零。

2.根据权利要求1所述一种高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法，其特征在于：步骤2中，所述姿态角定义为：

θ为俯仰角，是机体纵轴O_bX_b在X_FO_FY_F平面上的投影与O_FX_F轴的夹角，若投影量在O_FX_F轴上方，则俯仰角为正，反之为负，取值范围为-π＜θ＜π；

ψ为偏航角，是机体纵轴O_bX_b与X_FO_FY_F平面的夹角，若沿着O_FX_F轴正向看过去，若O_bX_b在X_FO_FY_F平面左方，则偏航角为正，反之为负，取值范围为

γ为滚转角，是O_bY_b轴与包含机体纵轴O_bX_b的铅垂平面之间的夹角，从机体尾部沿着机体纵轴往前看，若O_bY_b轴位于铅垂平面的右侧，则滚转角为正，反之为负，取值范围-π＜γ＜π。

3.根据权利要求1所述一种高海况条件下全方位转弯机体指向控制方法，其特征在于：步骤3中，四元数微分方程为

其中ω_x,ω_y,ω_z为机载惯导***实时测量的滚转角速度，偏航角速度和俯仰角速度。

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