[發(fā)明專利]一種傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器過渡態(tài)切換過程的幾何最優(yōu)控制器設計方法

有效

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• 申請日: 2018-01-10
• 公開（公告）號: CN108052008B
• 公開（公告）日: 2020-04-07
• 發(fā)明（設計）人: 張碩;孫濤;孫希明;崔文越;周文雅
• 申請（專利權(quán)）人: 大連理工大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 大連理工大學專利中心 21200
• 代理人: 溫福雪;侯明遠

本發(fā)明提供了一種傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器過渡態(tài)切換過程的幾何最優(yōu)控制器設計方法，該幾何最優(yōu)控制器設計方法針對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的姿態(tài)控制在歐氏空間中存在的奇異性，局部性等問題，引入了黎曼空間中的李群代數(shù)，并結(jié)合系統(tǒng)的拉格朗日函數(shù)與SO(3)切叢上的變分，利用哈密頓最小原理推導得到了基于SO(3)群上的傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的全局幾何性描述。通過建立的幾何切換動力學模型，將傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在連續(xù)空間的模型問題轉(zhuǎn)化設計為一個非線性的幾何最優(yōu)切換控制問題。本算法可以應用于傾轉(zhuǎn)旋翼飛機過度切換過程的全自動無人駕駛和其燃油經(jīng)濟性。

技術領域

本發(fā)明涉及一種傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在狀態(tài)切換過程中燃料優(yōu)化，切換時刻優(yōu)化的最優(yōu)控制器設計方法，具體是通過在黎曼幾何流形中一個特殊的正交矩陣群(SO(3))與R³的半直積所構(gòu)成的位形空間(SE(3))群上建模并設計出針對燃料消耗，切換時刻等最優(yōu)控制器的設計方法。

背景技術

傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器是一種將固定翼飛機與直升機融為一體的新型飛行器，它既具有常規(guī)直升機的垂直起降和空中懸停能力，又具有渦輪螺旋槳飛機高速巡航飛行能力的旋翼飛行器，由于傾轉(zhuǎn)旋翼機獨有的動力裝置和獨特的結(jié)構(gòu)布局，無論在民用交通運輸領域，還是在軍用作戰(zhàn)領域都是未來飛行器重點發(fā)展方向之一。由于傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng)具有復雜的耦合非線性特性，同時還存在系統(tǒng)慣性不確定性與外部環(huán)境干擾力矩等不利因素的影響，姿態(tài)控制的設計是具有挑戰(zhàn)性的復雜問題。針對復雜的空間任務要求傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器必須具備姿態(tài)機動和跟蹤能力，以確保在施加一系列控制后能夠達到相應的姿態(tài)要求。所以，姿態(tài)控制對于傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器完成期望的精確定向、姿態(tài)跟蹤等飛行任務至關重要。因此，傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器姿態(tài)機動的最優(yōu)控制問題(如：大角度機動跟蹤，節(jié)能，快速響應等)越來越成為傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器控制器設計的重要性能參數(shù)。本專利提出了一種將傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器從開始姿態(tài)位置切換到期望的終端姿態(tài)和角速度的最小燃料、最優(yōu)切換時刻等最優(yōu)控制器的設計方法。

目前，傳統(tǒng)上的最優(yōu)控制設計方法都是建立在歐式空間中局部坐標描述下的動力學模型，(如:歐拉角，單位四元數(shù)等)。通常采用一組局部坐標(如歐拉角)在歐氏向量空間內(nèi)處理傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的建模與控制問題，這種處理方式導致所建立的系統(tǒng)模型是局部的，甚至可能出現(xiàn)計算上的奇異性，更不適合飛行器全局的大角度飛行。單位四元數(shù)的建模與控制設計也會出現(xiàn)相應的問題，盡管它避免了歐拉角參數(shù)化所帶來的奇異性，但是這種描述方法不具有唯一性，控制設計中也會出現(xiàn)退繞現(xiàn)象，從而導致了系統(tǒng)的不穩(wěn)定。由于在歐式向量空間中的這種非線性控制方法所采用的模型仍然是在歐式空間中所建立的模型，它僅僅是傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在其位形空間的某個鄰域內(nèi)的局部表示，因此基于這種模型設計的最優(yōu)控制器也只適用于這個鄰域內(nèi)，并不能實現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的全局大角度控制與飛行，也即不能實現(xiàn)傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器的全姿態(tài)機動飛行控制。

在對現(xiàn)有的技術文獻檢索后發(fā)現(xiàn)，Taeyoung Lee在“American ControlConference.IEEE,2008:5210-5215”發(fā)表的“Time Optimal Attitude Control for aRigid Body”一文。該文探討了飛行器(剛體)基于(SE(3))群上建立的幾何動力學模型的時間最優(yōu)姿態(tài)控制，并得到了時間最優(yōu)的必要條件，仿真結(jié)果表明，所設計的最優(yōu)控制器滿足了期望的時間最優(yōu)的效果。但是該文沒有給出針對傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器(剛體)的姿態(tài)性能參數(shù)在給定過渡時間內(nèi)的燃料，跟蹤等優(yōu)化控制器方法，更沒有設計出飛行器(剛體)在姿態(tài)切換的過程中且滿足約束條件的最優(yōu)的燃料，最優(yōu)的切換時刻，最優(yōu)的姿態(tài)跟蹤以及最短時間等控制器的設計方法，以及相應的求解算法等。

發(fā)明內(nèi)容