[發(fā)明專利]面向海事平行搜尋的無人機-船協(xié)同魯棒自適應(yīng)控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202310067964.7
• 申請日: 2023-01-13
• 公開（公告）號: CN116047909B
• 公開（公告）日: 2023-09-05
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 張國慶;李紀強;蔣暢言;王力;常騰宇;任鴻翔;張衛(wèi)東;張顯庫
• 申請（專利權(quán)）人: 大連海事大學(xué)
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 大連至誠專利代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 21242
• 代理人: 李永旭;丁莉麗

1.一種面向海事平行搜尋的無人機-船協(xié)同魯棒自適應(yīng)控制方法，其特征在于，包括如下步驟：

S1：建立USV的非線性數(shù)學(xué)模型和UAV的非線性數(shù)學(xué)模型；

S2：根據(jù)所述USV的非線性數(shù)學(xué)模型和UAV的非線性數(shù)學(xué)模型，獲取USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的控制輸入矩陣；

S3：建立USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的傳感器故障模型；

S4：獲取USV的參考軌跡，以獲取UAV的實時參考航路軌跡；

S5：根據(jù)所述USV的參考軌跡和UAV的實時參考航路軌跡，獲取USV的參考位置信號和UAV的參考姿態(tài)信號；

S6：根據(jù)所述USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的控制輸入矩陣、USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的傳感器故障模型，USV的參考位置信號和UAV的參考姿態(tài)信號，獲取USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的自適應(yīng)控制器，以對USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)進行控制；所述S1中，USV的非線性數(shù)學(xué)模型建立如下：

所述UAV的非線性數(shù)學(xué)模型建立如下：

其中，

其中，η_a＝[x_ai,y_ai,z_ai,ψ_ai,φ_ai,θ_ai]^T，其中，x_ai表示第i個UAV的空間橫坐標；y_ai表示第i個UAV的空間縱坐標；z_ai表示第i個UAV的空間垂坐標；ψ_ai表示第i個UAV的艏向角；φ_ai表示第i個UAV的橫搖角；θ_ai表示第i個UAV的縱搖角；η_s＝[x_s,y_s,ψ_s]^T，其中x_s表示USV的位置橫坐標；y_s表示USV的位置縱坐標；ψ_s表示USV的艏向角；ν_a＝[u_xi,u_yi,u_zi,r_ψi,r_φi,r_θi]^T，其中u_xi表示第i個UAV沿著ox軸的速度；u_yi表示第i個UAV沿著oy軸的速度；u_zi表示第i個UAV沿著oz軸的速度；r_ψi表示第i個UAV沿著ox軸的轉(zhuǎn)動角速度；r_φi表示第i個UAV沿著oy軸的轉(zhuǎn)動角速度；r_θi表示第i個UAV沿著oz軸的轉(zhuǎn)動角速度；ν_s＝[u_s,v_s,r_s]^T，其中，u_s表示USV的前進速度；v_s表示USV的橫漂速度；r_s表示USV的艏搖速度；J(η_s)表示USV的轉(zhuǎn)換矩陣；f(ν_a)＝[f_xi,f_yi,f_zi,f_ψi,f_φi,f_θi]^T表示第i個UAV在6自由度上的非線性項；其中，f_xi表示UAV沿著x軸的非線性項；f_yi表示UAV沿著y軸的非線性項；f_zi表示UAV沿著z軸的非線性項；f_ψi表示UAV沿著艏搖自由度的非線性項；f_φi表示UAV沿著橫搖自由度的非線性項；f_θi表示UAV沿著縱搖自由度的非線性項；表示第i個UAV的增益矩陣，其中，R_xi表示UAV沿著x軸的增益矩陣；R_yi表示UAV沿著y軸的增益矩陣；R_zi表示UAV沿著z軸的增益矩陣；R_ψi表示UAV沿著艏搖自由度的增益矩陣；R_φi表示UAV沿著橫搖自由度的增益矩陣；R_θi表示UAV沿著縱搖自由度的增益矩陣；τ(ν_a)＝[τ_fi,τ_ψi,τ_φi,τ_θi]^T表示第i個UAV的控制輸入矩陣；其中，τ_fi表示UAV在垂直方向上的控制輸入；τ_ψi表示UAV在艏搖方向上的控制輸入；τ_φi表示UAV在橫搖方向上的控制輸入；τ_θi表示UAV在縱搖方向上的控制輸入；d_w(ν_a)表示第i個UAV在6自由度上受到的外界環(huán)境造成的干擾力和力矩；其中，d_w(ν_a)＝[d_xi,d_yi,d_zi,d_ψi,d_φi,d_θi]^T，d_xi表示UAV在x軸方向上受到的外界干擾力；d_yi表示UAV在y軸方向上受到的外界干擾力；d_zi表示UAV在z軸方向上受到的外界干擾力；d_ψi表示UAV在艏搖方向上受到的外界干擾力矩；d_φi表示UAV在橫搖方向上受到的外界干擾力矩；d_θi表示UAV在縱搖方向上受到的外界干擾力矩；D(g)表示UAV在6個自由度上的重力加速度矩陣；M^-1(·)表示USV的附加質(zhì)量慣性矩陣的逆矩陣；C(ν_s)表示USV的科式矩陣；f(ν_s)表示USV的非線性項，τ(ν_s)表示USV的控制輸入矩陣，其中τ(ν_s)＝[τ_u,0,τ_r]^T，τ_u表示USV螺旋槳提供的推進力；τ_r表示USV舵提供的轉(zhuǎn)船力矩；d_w(ν_s)表示USV受到的外界海洋環(huán)境的干擾力和力矩，M表示USV的附加質(zhì)量慣性矩陣；m_u表示USV在前進方向上的水動力附加質(zhì)量，m_v表示USV在橫漂方向上的水動力附加質(zhì)量，m_r表示USV在艏搖方向上的水動力附加質(zhì)量，m_s表示USV的質(zhì)量；表示USV在前進方向上的水動力導(dǎo)數(shù)，表示USV在橫漂方向上的水動力導(dǎo)數(shù)；

所述S2中，

所述USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的控制輸入矩陣獲取如下：

τ＝G(ν_s,ν_a)ξ_o???????????????????????(4)

其中，

式中，τ表示USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的控制輸入矩陣；G(ν_s,ν_a)表示USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的控制輸入增益矩陣；ξ_o表示USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的控制命令矩陣，F(xiàn)_r表示USV的舵機增益函數(shù)，T_u表示USV的螺旋槳增益函數(shù)，k_p表示取決于葉片的幾何形狀和空氣密度的參數(shù)，c_d表示阻力系數(shù)；|·|表示絕對值運算；

所述S3中，所述USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的傳感器故障模型建立如下：

式中，表示傳感器的輸出，其中，當(dāng)j＝s時，表示的是無人船USV的傳感器輸出，當(dāng)j＝a時，表示的是無人機UAV的傳感器輸出；ρ_η表示傳感器的故障失效系數(shù)，表示傳感器的故障偏執(zhí)系數(shù)；

所述S4中，所述USV的參考軌跡獲取如下：

式中，x_sv表示VS的x方向位置坐標，y_sv表示VS的y方向位置坐標，ψ_sv表示VS的艏向角，u_v表示VS的前進速度；v_v表示VS的橫漂速度；r_v表示VS的艏搖角速度；表示求導(dǎo)運算；

所述UAV的實時參考航路軌跡獲取如下：

式中，x_avi表示第i個VA的空間平面x方向位置坐標；y_avi表示第i個VA的空間平面y方向位置坐標；ψ_avi表示第i個VA的空間平面艏向角；ζ_di表示第i個VA的編隊距離；λ_di表示第i個VA的編隊方向角；

所述S5中，

所述USV的參考位置信號獲取如下：

式中，ψ_sd表示USV的參考艏向角，x_se表示USV與VS的橫坐標差，y_se表示USV與VS的縱坐標差；

所述UAV的參考姿態(tài)信號獲取如下：

式中：ψ_adi表示第i個UAV的參考艏向；φ_adi表示第i個UAV的參考橫搖角；θ_adi表示第i個UAV的參考縱搖角；x_aei表示第i個USV與第i個VA在空間平面上的橫坐標差；y_aei表示第i個USV與第i個VA在空間平面上的縱坐標差；c_x表示第i個UAV沿著x軸的位置控制器；c_y表示第i個UAV沿著y軸的位置控制器；c_z表示第i個UAV沿著z軸的位置控制器；

所述S6中，獲取USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的自適應(yīng)控制器的方法如下：

S61：根據(jù)所述USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的傳感器故障模型，USV的參考位置信號和UAV的參考姿態(tài)信號，獲取USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的位置誤差和姿態(tài)誤差如下：

式中，ψ_se表示USV的艏向差，l_sx表示USV的位置傳感器中x坐標的失效系數(shù)的倒數(shù)，l_sy表示USV的位置傳感器中y坐標的失效系數(shù)的倒數(shù)，l_sψ表示USV的艏搖傳感器的失效系數(shù)的倒數(shù)，表示USV的位置傳感器中x坐標的偏執(zhí)故障系數(shù)，表示USV的位置傳感器中y坐標的偏執(zhí)故障系數(shù)，表示USV的艏搖傳感器的偏執(zhí)故障系數(shù)，表示USV的位置傳感器的x坐標輸出信號，表示USV的位置傳感器的y坐標輸出信號，表示USV的艏向傳感器輸出信號；z_aei表示第i個UAV的垂向坐標差，ψ_aei表示第i個UAV的艏向差；φ_aei表示第i個UAV的橫搖差；θ_aei表示第i個UAV的縱搖差；l_axi表示第i個UAV的位置傳感器中x坐標的失效系數(shù)的倒數(shù)，l_ayi表示第i個UAV的位置傳感器中y坐標的失效系數(shù)的倒數(shù)，l_azi表示第i個UAV的位置傳感器中z坐標的失效系數(shù)的倒數(shù)，l_aψi表示第i個UAV的艏搖傳感器的失效系數(shù)的倒數(shù)，l_aφi表示第i個UAV的橫搖傳感器的失效系數(shù)的倒數(shù)，l_aθi表示第i個UAV的縱搖傳感器的失效系數(shù)的倒數(shù)；表示第i個UAV的位置傳感器中x坐標的偏執(zhí)故障系數(shù)，表示第i個UAV的位置傳感器中y坐標的偏執(zhí)故障系數(shù)，表示第i個UAV的位置傳感器中z坐標的偏執(zhí)故障系數(shù)，表示第i個UAV的艏搖傳感器的偏執(zhí)故障系數(shù)，表示第i個UAV的橫搖傳感器的偏執(zhí)故障系數(shù)，表示第i個UAV的縱搖傳感器的偏執(zhí)故障系數(shù)；表示UAV的位置傳感器的x坐標的輸出信號，表示UAV的位置傳感器的x坐標的輸出信號，表示UAV的位置傳感器的y坐標的輸出信號，表示UAV的艏搖傳感器的輸出信號，表示UAV的橫搖傳感器的輸出信號，表示UAV的縱搖傳感器的輸出信號；

S62：獲取虛擬控制律，以消除USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的位置誤差和姿態(tài)誤差；

所述虛擬控制律獲取如下：

獲取傳感故障自適應(yīng)補償律，以獲取優(yōu)化的虛擬控制律如下：

式中，α_us表示USV在前進方向上的虛擬控制律；k_sψ,k_ap,,均為正的設(shè)計參數(shù)；表示USV到參考位置的直線距離；δ_△表示USV的位置邊界參數(shù)；表示中間替換變量，△_sx表示USV在前進方向上針對雙曲正切函數(shù)的正的設(shè)計參數(shù)；α_rs表示USV在艏搖方向上的虛擬控制律；α_pai表示UAV的位置虛擬控制律，表示UAV的姿態(tài)虛擬控制律；△_sψ表示USV在艏搖方向上針對雙曲正切函數(shù)的正的設(shè)計參數(shù)；表示UAV在姿態(tài)方向上針對雙曲正切函數(shù)的正的設(shè)計參數(shù)；表示求導(dǎo)運算；表示(·)的估計值；表示的導(dǎo)數(shù)值；p_aei表示UAV的位置誤差；表示UAV的姿態(tài)誤差；p_avi表示UAV的參考位置；表示UAV的參考姿態(tài)；

γ_x1,γ_x2,γ_ψ1,γ_ψ2,γ_p1,γ_p2,σ_x1,σ_x2,σ_ψ1,σ_ψ2,σ_p1,σ_p2,均表示正的自適應(yīng)設(shè)計參數(shù)；l_sx表示USV的位置傳感器中x坐標的失效系數(shù)的倒數(shù)，l_sψ表示USV的艏搖傳感器的失效系數(shù)的倒數(shù)，表示UAV的姿態(tài)傳感器的失效系數(shù)的倒數(shù)，l_api表示UAV的位置傳感器的失效系數(shù)的倒數(shù)，∏_sx表示USV位置傳感器故障的偏執(zhí)系數(shù)的導(dǎo)數(shù)，∏_sψ表示USV艏搖傳感器故障的偏執(zhí)系數(shù)的導(dǎo)數(shù)，表示UAV姿態(tài)傳感器故障的偏執(zhí)系數(shù)的導(dǎo)數(shù)；∏_api表示UAV的位置傳感器的失效系數(shù)的倒數(shù)；l_sx(0)表示l_sx的初始值；l_sψ(0)表示l_sψ的初始值；l_api(0)表示l_api的初始值；表示的初始值；∏_sx(0)表示∏_sx的初始值；∏_sψ(0)表示∏_sψ的初始值；∏_api(0)表示∏_api的初始值；表示的初始值；

S63：根據(jù)優(yōu)化的虛擬控制律，獲取USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的速度誤差，以獲取USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的速度誤差的導(dǎo)數(shù)；

所述USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的速度誤差的導(dǎo)數(shù)獲取如下：

式中，u_se表示USV的速度誤差；r_se表示USV的艏搖角速度誤差；u_pei表示UAV的位置速度誤差；u_pi表示UAV的位置速度；α_upi表示UAV的位置虛擬控制律；表示UAV的姿態(tài)速度誤差；表示UAV的姿態(tài)速度；表示UAV的姿態(tài)虛擬控制律；m_u表示USV在前進方向上的水動力附加質(zhì)量；f_u表示USV在前進方向上的非線性項；T_u表示USV的螺旋槳增益系數(shù)；d_wu表示USV在前進方向上受到的干擾力；表示α_us的動態(tài)面信號的導(dǎo)數(shù)；表示α_us的動態(tài)面誤差的導(dǎo)數(shù)；m_r表示USV在艏搖方向上的水動力附加質(zhì)量；f_r表示USV在艏搖方向上的非線性項；F_r表示USV的舵機的增益系數(shù)；d_wr表示USV在艏搖方向上受到的干擾力矩；表示α_rs的動態(tài)面信號的導(dǎo)數(shù)；表示α_rs的動態(tài)面誤差的導(dǎo)數(shù)；f_pi表示UAV的位置不確定項；

R_pi表示UAV的位置增益矩陣；d_wxi表示UAV在x軸方向上受到的外界干擾力；表示α_upi的動態(tài)面信號的導(dǎo)數(shù)；表示α_upi的動態(tài)面誤差的導(dǎo)數(shù)；表示UAV的姿態(tài)增益矩陣；表示UAV的姿態(tài)干擾力矩；表示的動態(tài)面信號的導(dǎo)數(shù)；m_a表示UAV的質(zhì)量；(·)^-1表示逆函數(shù)運算；

S64：建立USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的事件觸發(fā)規(guī)則：

式中，c_w1(t_w),c_w2(t_w)表示觸發(fā)閾值參數(shù)，表示協(xié)同體在觸發(fā)時刻的控制輸入；表示協(xié)同體的在不同信道內(nèi)的當(dāng)前觸發(fā)時間點；τ_w表示協(xié)同體的控制輸入；t_w表示協(xié)同體的在不同信道內(nèi)的控制時間；t表示觸發(fā)時間；表示協(xié)同體的在不同信道內(nèi)的下一個觸發(fā)時間點；fi表示UAV的升力方向；表示UAV的姿態(tài)變量；e_w表示觸發(fā)時刻的控制輸入和非觸發(fā)時刻的控制輸入之差；

式中，c₀表示正的最小觸發(fā)參數(shù)，η_e表示USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的狀態(tài)誤差；

因此，可以得到，

式中，λ_w1和λ_w2均表示觸發(fā)范圍界定參數(shù)；c_w1(t_w)和c_w2(t_w)均表示觸發(fā)閾值參數(shù)；

S65：根據(jù)USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的事件觸發(fā)規(guī)則，獲取中間控制器如下：

式中，k_su,k_sr表示USV的控制器設(shè)計參數(shù)，k_ap,表示UAV的控制器設(shè)計參數(shù)；k_un,k_rn表示USV的魯棒神經(jīng)阻尼設(shè)計參數(shù)，k_pn,表示UAV的魯棒神經(jīng)阻尼設(shè)計參數(shù)；Φ_u,Φ_r表示USV的魯棒神經(jīng)阻尼項，Φ_pi,表示第i個UAV的魯棒神經(jīng)阻尼項；

得出，

S66：獲取USV-UAV協(xié)同系統(tǒng)的自適應(yīng)控制器如下：