專利名稱：軌跡跟蹤飛行控制器的制作方法
技術領域：
本發(fā)明總體涉及用于固定翼飛機的軌跡跟蹤控制器。
背景技術：
軌跡跟蹤控制已被廣泛地研究，并應用于各種各樣的平臺，包括小型無人駕駛的車輛、直升機、在下一代空中運輸?shù)谋尘跋碌倪\輸類飛機、以及彈性飛機控制。由于內在的不確定性、系統(tǒng)的非線性以及對跟蹤高度機動性的目標的苛刻的性能要求，跟蹤制導彈藥和導彈系統(tǒng)特別提出重大的技術挑戰(zhàn)。增益調度用于自主車輛的軌跡跟蹤，雖然增益調度方法常常特別在設計中被使用。軌跡線性化控制(TLC)被描述為包括基于非線性動態(tài)準反轉的開環(huán)標稱控制器以及線性時變(LTV)反饋控制器以指數(shù)地穩(wěn)定線性化跟蹤誤差動力學。該方法應用于多輸入多輸出(MIMO)系統(tǒng)，該系統(tǒng)在非軸對稱導彈模型的橫搖-偏航(roll-yaw)自動駕駛儀上提供軌跡線性化方法。TLC控制器也設計成用于可重復使用的運載火箭的三自由度(3D0F)控制、超音速沖壓式噴氣發(fā)動機動力學模型的3D0F經度控制、以及豎直起飛和著陸(VTOL)飛機模型的六自由度(6D0F)控制。控制李亞普諾夫(Lyapimov)函數(shù)(CLF)方法已用于對軌跡跟蹤問題的非線性控制器設計。滾動時域控制(RHC)和模型預測控制(MPC)方法也已被評價。CLF用于構造對各種約束輸入情況的通用穩(wěn)定化公式例如，在具有被限制到單位球體的控制輸入的系統(tǒng)中， 以及具有正束縛標量控制輸入的系統(tǒng)。CLF方法應用于對既定的縱向和橫向模式自動駕駛儀外部的無人駕駛飛行器(UAV)的約束非線性軌跡跟蹤控制，其中輸入受到速率約束。滿足跟蹤需要的控制輸入選自通過對輸入約束設計的CLF來產生的一組可行的輸入。該方法擴展到利用退步技術以發(fā)展對固定翼UAV的速度和橫搖角控制定律來執(zhí)行非線性跟蹤，且未知的自動駕駛儀常數(shù)通過參數(shù)適應來識別。對直升機的軌跡跟蹤控制利用類似的退步方法。退步控制器與航徑角軌跡控制器的典型非線性動態(tài)反轉控制方法比較，其中模型選擇被發(fā)現(xiàn)影響反轉控制的性能，但退步方法導致很難以穩(wěn)定性的有限保證來測試的復雜控制結構。在文獻中研究了自適應控制方法以處理不確定性。特別是，利用神經網絡的方法看來似乎是以不完整的模型信息來控制各種復雜非線性系統(tǒng)的有效工具。動態(tài)神經網絡用于自適應非線性識別軌跡跟蹤，其中動態(tài)Lyapimov型分析用于利用代數(shù)和微分里卡蒂 (Riccati)方程來確定穩(wěn)定條件。由在線神經網絡加強的動態(tài)反轉控制適用于幾種平臺，包括制導彈藥和損壞的飛機，且適用于遵循飛行控制結構的軌跡。由于在操縱軌跡跟蹤時飛行動力學的高度非線性和時變性質，常規(guī)飛行控制器一般依賴于對使用線性非時變(LTI)系統(tǒng)理論設計的一組控制器進行增益調度。增益調度控制器遭受內在的緩慢時變和有利的非線性約束，且控制器設計和調諧是高度軌跡相關的。 現(xiàn)代非線性控制技術例如反饋線性化和動態(tài)反轉通過經由坐標轉換和狀態(tài)反饋消除線性化或通過構造非線性對象的動態(tài)(偽)反轉來減輕這些限制。LTI跟蹤誤差動力學可在非線性消除之后用公式表示，或由LTI控制器控制。這種控制方案的缺點是，非線性消除在 LTI控制環(huán)中完成。因此，不完全的消除由于傳感器動力學或建模誤差而導致不能被LTI控制器設計補償?shù)姆蔷€性動力學，且不能被LTI控制器有效地適應。

發(fā)明內容
為了處理這些新的挑戰(zhàn)，發(fā)展了固定翼飛機的6D0F軌跡跟蹤TLC結構。如在固定翼飛機中實現(xiàn)的，本發(fā)明的一個實施方式包括適合于產生固定翼飛機的命令位置矢量的軌跡規(guī)劃器；電耦合到軌跡規(guī)劃器以從軌跡規(guī)劃器接收命令位置矢量的TLC結構；電耦合到 TLC結構以將感測參數(shù)發(fā)送到TLC結構的航空電子傳感器；以及電耦合到TLC結構以從TLC 結構接收控制信號的控制致動器。TLC結構包括處理器和配置成在處理器上執(zhí)行來通過下列操作產生控制信號的程序代碼使用來自軌跡規(guī)劃器的命令位置矢量來在第一控制環(huán)中確定標稱機體速度矢量和反饋控制機體速度命令矢量；使用來自第一控制環(huán)的標稱機體速度矢量和反饋控制機體速度命令矢量來在第二控制環(huán)中確定標稱歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調定反饋控制命令；使用來自第二控制環(huán)的標稱歐拉角矢量和反饋控制歐拉角命令矢量來在第三控制環(huán)中確定標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量；使用來自第三控制環(huán)的標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量來在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量； 以及使用來自第四控制環(huán)的力矩命令矢量來確定控制信號。在該實施方式的另一方面，控制信號進一步通過下列操作產生進一步使用來自航空電子傳感器的感測位置矢量來在第一控制環(huán)中確定反饋控制機體速度命令矢量，進一步使用來自航空電子傳感器的感測速度矢量來在第二控制環(huán)中確定反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調定反饋控制命令，進一步使用來自航空電子傳感器的感測歐拉角矢量來在第三控制環(huán)中確定標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量，進一步使用來自航空電子傳感器的感測機體速率矢量來在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量?？刂菩盘柊òl(fā)動機節(jié)流閥、副翼、升降舵、方向舵或直接升力(例如襟副翼)偏轉命令。飛機可包括機身和控制操縱器，其中控制操縱器適合于從控制致動器接收控制信號?？刂撇倏v器是發(fā)動機節(jié)流閥、副翼、升降舵、方向舵或襟副翼。本發(fā)明還設想產生控制信號的方法，該方法包括使用來自軌跡規(guī)劃器的固定翼飛機的命令位置矢量來在第一控制環(huán)中使用硬件實現(xiàn)的處理器確定標稱機體速度矢量和反饋控制機體速度命令矢量；使用來自第一控制環(huán)的標稱機體速度矢量和反饋控制機體速度命令矢量來在第二控制環(huán)中使用處理器確定標稱歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調定反饋控制命令；使用來自第二控制環(huán)的標稱歐拉角矢量和反饋控制歐拉角命令矢量來在第三控制環(huán)中使用處理器確定標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量；使用來自第三控制環(huán)的標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量來在第四控制環(huán)中使用處理器確定力矩命令矢量；以及使用來自第四控制環(huán)的力矩命令矢量來使用處理器確定控制信號。該方法還包括部分地基于來自航空電子傳感器的感測參數(shù)來產生控制信號。因此，產生控制信號可包括進一步使用來自航空電子傳感器的感測位置矢量來在第一控制環(huán)中確定反饋控制機體速度命令矢量，進一步使用來自航空電子傳感器的感測速度矢量來在第二控制環(huán)中確定反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調定反饋控制命令，進一步使用來自航空電子傳感器的感測歐拉角矢量來在第三控制環(huán)中確定標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量，進一步使用來自航空電子傳感器的感測機體速率矢量來在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量。本發(fā)明還設想程序產品，其包括計算機可讀介質和存儲在計算機可讀介質上的程序代碼，程序代碼配置成在硬件實現(xiàn)的處理器上執(zhí)行以通過下列操作產生控制信號使用來自軌跡規(guī)劃器的命令位置矢量來在第一控制環(huán)中確定標稱機體速度矢量和反饋控制機體速度命令矢量；使用來自第一控制環(huán)的標稱機體速度矢量和反饋控制機體速度命令矢量來在第二控制環(huán)中確定標稱歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調定反饋控制命令；使用來自第二控制環(huán)的標稱歐拉角矢量和反饋控制歐拉角命令矢量來在第三控制環(huán)中確定標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量；使用來自第三控制環(huán)的標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量來在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量；以及使用來自第四控制環(huán)的力矩命令矢量來確定控制信號。


合并到該描述中并構成該描述的一部分的附圖示出本發(fā)明的實施方式，并連同上面給出的發(fā)明的一般描述和下面給出的詳細描述一起用于解釋本發(fā)明。圖1是用于構成本發(fā)明的TLC結構的基本控制環(huán)配置的方框圖。圖2是包括四個嵌套控制環(huán)的根據本發(fā)明的TLC結構的方框圖，其中每個控制環(huán)從圖1所示的基本控制環(huán)建模。圖3是圖2所示的反轉平移運動環(huán)1的方框圖。
圖4是圖2所示的OL制導LTV跟蹤誤差控制器環(huán)1的方框圖。
圖5是對固定翼飛機實現(xiàn)的圖2的TLC結構的方框圖。
圖6是示出來自設計驗證實例的預定和感測的位置數(shù)據的位置跟蹤的曲線。
圖7a是設計i 證實例的預定的飛行航徑的曲線。
圖7b是設計·[證實例的預定的航向的曲線。
圖8a是設計·[證實例的預定和感測的χ位置的曲線。
圖8b是設計·[證實例的預定和感測的y位置的曲線。
圖8c是設計i[證實例的預定和感測的ζ位置的曲線。
圖9a是設計· 證實例的預定和感測的機體坐標系u速度的曲線。
圖9b是設計· 證實例的預定和感測的機體坐標系ν速度的曲線。
圖9c是設計· 證實例的預定和感測的機體坐標系W速度的曲線。
圖IOa是設計 險證實例的預定和感測的歐拉橫搖角的曲線。
圖IOb是設計 險證實例的預定和感測的歐拉俯仰角的曲線。
圖IOc是設計 險證實例的預定和感測的歐拉偏航角的曲線。
圖Ila是設計 險證實例的預定和感測的機體坐標系橫搖速率的曲線。
圖lib是設計 險證實例的預定和感測的機體坐標系俯仰速率的曲線。
圖lie是設計 險證實例的預定和感測的機體坐標系偏航速率的曲線。
圖12是配置成實現(xiàn)根據本發(fā)明的實施方式的圖2的TLC結構的裝置的硬件和軟件環(huán)境的圖示。
具體實施例方式A.術語下面是在詳細描述和附圖中使用的術語的列表。
權利要求
1.一種裝置，包括軌跡規(guī)劃器，其適合于產生固定翼飛機的命令位置矢量；TLC結構，其電耦合到所述軌跡規(guī)劃器以從所述軌跡規(guī)劃器接收所述命令位置矢量； 航空電子傳感器，其電耦合到所述TLC結構以將感測參數(shù)發(fā)送到所述TLC結構；以及控制致動器，其電耦合到所述TLC結構以從所述TLC結構接收控制信號； 其中所述TLC結構包括 處理器；以及程序代碼，其配置成在所述處理器上執(zhí)行來通過下列操作產生控制信號 使用來自所述軌跡規(guī)劃器的所述命令位置矢量來在第一控制環(huán)中確定標稱機體速度矢量和反饋控制機體速度命令矢量；使用來自所述第一控制環(huán)的所述標稱機體速度矢量和所述反饋控制機體速度命令矢量來在第二控制環(huán)中確定標稱歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調定反饋控制命令；使用來自所述第二控制環(huán)的所述標稱歐拉角矢量和所述反饋控制歐拉角命令矢量來在第三控制環(huán)中確定標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量；使用來自所述第三控制環(huán)的所述標稱機體速率矢量和所述反饋控制機體速率命令矢量來在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量；以及使用來自所述第四控制環(huán)的所述力矩命令矢量來確定所述控制信號。
2.如權利要求1所述的裝置，其中在所述第一控制環(huán)中確定所述反饋控制機體速度命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測位置矢量。
3.如權利要求1所述的裝置，其中在所述第二控制環(huán)中確定所述反饋控制歐拉角命令矢量和所述節(jié)流閥調定反饋控制命令還使用來自所述航空電子傳感器的感測速度矢量。
4.如權利要求1所述的裝置，其中在所述第三控制環(huán)中確定所述標稱機體速率矢量和所述反饋控制機體速率命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測歐拉角矢量。
5.如權利要求1所述的裝置，其中在所述第四控制環(huán)中確定所述力矩命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測機體速率矢量。
6.如權利要求1所述的裝置，其中來自所述航空電子傳感器的感測參數(shù)包括感測位置矢量、感測速度矢量、感測歐拉角矢量和感測機體速率矢量。
7.如權利要求1所述的裝置，其中在所述第一控制環(huán)中確定所述反饋控制機體速度命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測位置矢量，在所述第二控制環(huán)中確定所述反饋控制歐拉角命令矢量和所述節(jié)流閥調定反饋控制命令還使用來自所述航空電子傳感器的感測速度矢量，在所述第三控制環(huán)中確定所述標稱機體速率矢量和所述反饋控制機體速率命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測歐拉角矢量，在所述第四控制環(huán)中確定所述力矩命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測機體速率矢量。
8.如權利要求1所述的裝置，其中所述控制信號包括發(fā)動機節(jié)流閥、副翼、升降舵、方向舵或襟副翼偏轉命令。
9.如權利要求1所述的裝置，還包括具有機身和控制操縱器的飛機，所述控制操縱器適合于從所述控制致動器接收所述控制信號。
10.如權利要求9所述的裝置，其中所述控制操縱器是發(fā)動機節(jié)流閥、副翼、升降舵、方向舵或襟副翼。
11.一種產生控制信號的方法，所述方法包括使用來自軌跡規(guī)劃器的固定翼飛機的命令位置矢量來在第一控制環(huán)中使用硬件實現(xiàn)的處理器確定標稱機體速度矢量和反饋控制機體速度命令矢量；使用來自所述第一控制環(huán)的所述標稱機體速度矢量和所述反饋控制機體速度命令矢量來在第二控制環(huán)中使用所述處理器確定標稱歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調定反饋控制命令；使用來自所述第二控制環(huán)的所述標稱歐拉角矢量和所述反饋控制歐拉角命令矢量來在所述第三控制環(huán)中使用所述處理器確定標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量；使用來自所述第三控制環(huán)的所述標稱機體速率矢量和所述反饋控制機體速率命令矢量來在第四控制環(huán)中使用所述處理器確定力矩命令矢量；以及使用來自所述第四控制環(huán)的所述力矩命令矢量來使用所述處理器確定控制信號。
12.如權利要求11所述的方法，其中在所述第一控制環(huán)中確定所述反饋控制機體速度命令矢量還使用來自航空電子傳感器的感測位置矢量。
13.如權利要求11所述的方法，其中在所述第二控制環(huán)中確定所述反饋控制歐拉角命令矢量和所述節(jié)流閥調定反饋控制命令還使用來自所述航空電子傳感器的感測速度矢量。
14.如權利要求11所述的方法，其中在所述第三控制環(huán)中確定所述標稱機體速率矢量和所述反饋控制機體速率命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測歐拉角矢量。
15.如權利要求11所述的方法，其中在所述第四控制環(huán)中確定所述力矩命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測機體速率矢量。
16.如權利要求11所述的方法，其中在所述第一控制環(huán)中確定所述反饋控制機體速度命令矢量還使用來自航空電子傳感器的感測位置矢量，在所述第二控制環(huán)中確定所述反饋控制歐拉角命令矢量和所述節(jié)流閥調定反饋控制命令還使用來自所述航空電子傳感器的感測速度矢量，在所述第三控制環(huán)中確定所述標稱機體速率矢量和所述反饋控制機體速率命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測歐拉角矢量，在所述第四控制環(huán)中確定所述力矩命令矢量還使用來自所述航空電子傳感器的感測機體速率矢量。
17.如權利要求11所述的方法，還包括將所述控制信號發(fā)送到控制致動器，所述控制致動器耦合到控制操縱器。
18.如權利要求17所述的方法，其中所述控制操縱器是發(fā)動機節(jié)流閥、副翼、升降舵、 方向舵或襟副翼。
19.如權利要求18所述的方法，其中所述控制信號包括發(fā)動機節(jié)流閥、副翼、升降舵、 方向舵或襟副翼偏轉命令。
20.一種程序產品，包括計算機可讀介質；以及程序代碼，其存儲在計算機可讀介質上，所述程序代碼配置成在硬件實現(xiàn)的處理器上執(zhí)行以通過下列操作產生控制信號使用來自軌跡規(guī)劃器的命令位置矢量來在第一控制環(huán)中確定標稱機體速度矢量和反饋控制機體速度命令矢量；使用來自所述第一控制環(huán)的所述標稱機體速度矢量和所述反饋控制機體速度命令矢量來在第二控制環(huán)中確定標稱歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調定反饋控制命令；使用來自所述第二控制環(huán)的所述標稱歐拉角矢量和所述反饋控制歐拉角命令矢量來在第三控制環(huán)中確定標稱機體速率矢量和反饋控制機體速率命令矢量；使用來自所述第三控制環(huán)的所述標稱機體速率矢量和所述反饋控制機體速率命令矢量來在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量；以及使用來自所述第四控制環(huán)的所述力矩命令矢量來確定控制信號。
全文摘要
闡述了固定翼飛機(46)的六自由度軌跡線性化控制器(TLC)結構(30)。TLC結構(30)通過非線性運動方程的動態(tài)反轉來計算標稱力和力矩命令。線性時變(LTV)跟蹤誤差調節(jié)器提供跟蹤誤差動力學的指數(shù)穩(wěn)定性以及對不確定性和誤差建模的魯棒性?；究刂骗h(huán)包括閉環(huán)、LTV穩(wěn)定化控制器(12)、準反轉對象模型(14)和非線性對象模型(16)。這四個基本控制環(huán)(34、36、40、42)被嵌套以形成TLC結構(30)。
文檔編號G08G5/00GK102439646SQ201080022039
公開日2012年5月2日 申請日期2010年3月25日 優(yōu)先權日2009年3月26日
發(fā)明者建潮·朱, 托尼·M·阿達米 申請人:俄亥俄州立大學