專利名稱：一種存在網絡隨機延遲的微小型無人飛行器控制方法
技術領域：
本發明涉及存在網絡隨機延遲的微小型無人飛行器控制，屬于飛行控制技術領域，具體涉及一種存在網絡隨機延遲的微小型無人飛行器控制方法。
背景技術：
當前已經有多達三十多個國家投入大量人力和財力從事無人機的研究和生產。經過二十年的發展，該項技術已經比較成熟，在軍民各個領域發揮著作用，盡管如此，單架無人機在遂行任務時存在著一些問題，例如單架無人機可能受到傳感器的數量限制，不能從多角度全方位的對目標區域進行觀察，面臨大面積搜索任務時，不能有效的覆蓋整個搜索區域；如果執行的是救援任務，單架無人機在載荷方面受到限制，往往影響整個救援的效
能，帶來更大損失，另外，一旦單架無人機出現故障，必須立即中斷任務返回，可能會延誤救援時機。針對單架無人機的上述缺點，近些年提出了編隊飛行控制的概念并取得了一定得研究成果，其中網絡飛行控制系統設計是編隊飛行控制是否成功的決定性因素，目前無人機群編隊控制主要采用集中式控制結構將編隊成員分成一個長機和若干僚機，長機將自身的制導回路信息通過無線通信網絡發送給僚機，僚機接收到長機的信息后與自身的制導回路信息比較，按照某種隊形結構計算自身的制導指令進而與長機以一定隊形結構飛行。由于無人機制導回路的慣性大，帶寬較窄，而按照最優隨機控制的觀點，網絡延遲往往可以等效為頻率相對較高的白噪聲，因此集中式控制體制下的網絡延遲對編隊隊形控制的影響不大。近些年來，隨著分布式編隊控制的發展，要求編隊成員不僅要在制導回路進行協調，甚至是控制回路也要進行協調，這就對網絡飛行控制系統設計提出了較高的要求，由于控制回路的帶寬相對制導回路寬，很有可能將網絡延遲近似的噪聲納入到帶寬之內，故網絡延遲可能導致飛控系統控制品質惡化。網絡飛行控制系統設計的概念是針對無人機編隊飛行過程中的無線通信網絡延遲、丟包和時序錯亂情況，設計飛行控制系統，滿足系統對超調量和調節時間等性能指標的要求。網絡飛行控制系統設計方法的研究最早可追溯到上世紀九十年代，經過二十多年的發展形成了以下三個主要分支最優隨機控制方法該方法首先將網絡延遲考慮為系統噪聲，并假定該延遲小于一個采樣周期并服從某種分布，采用線性隨機系統模型來描述網絡控制系統的隨機延遲特性，將服從某種分布的網絡隨機延遲對系統的影響轉化為LQG (Linear QuadraticGaussian)問題,利用 LQR (Linear Quadratic Regulator)和 Kalman 濾波的分離原理設計控制器。該方法的缺陷是實際系統控制中采用線性隨機系統模型來描述網絡控制系統的隨機延遲特性，進而設計出的控制器魯棒性較差。模糊控制方法1965年美國的L. Zadeh教授提出了模糊邏輯的概念，20世紀90年代在日本電氣控制中得到了廣泛應用。模糊控制方法一般應用在對象模型不確定、傳統控制方法難以奏效的情況下，但是對模糊控制的嚴格數學分析方法并沒有構建，其適用的問題也沒有嚴格界定，另外在狀態參數較多的情況下，模糊隸屬度參數的選擇存在困難。魯棒控制方法魯棒控制方法是為了解決現實工程中很難獲得準確的被控對象模型的問題而發展起來的，該方法首先假設網絡延遲存在上下界，從而將網絡延遲看做是系統的一個不確定因素，同時綜合考慮被控對象本身的不確定性，利用回路成型(LoopShaping)、線性矩陣不等式(Linear Matrix Inequation)等傳統魯棒控制器設計方法設計控制律。由于沒有對網絡延遲分布進行描述，導致該方法設計的控制律往往過于保守。除了上述的三種網絡飛行控制系統設計方法以外，網絡飛行控制系統設計方法還包括一些其他的控制方法，如網絡攝動法、狀態增廣法和緩沖隊列法等，這些方法計算復雜，設計結果保守，相對上面介紹的三種方法應用較少。

發明內容
本發明的目的是為了解決上述問題，針對無人飛行器編隊飛行過程中不可避免的 無線自組織網絡隨機延遲問題，以及現有網絡飛行控制系統設計方法的過分保守性的缺點，引入了隨機魯棒分析與設計方法，解決了傳統的線性二次型調節器(LQR)控制對通信質量要求較高和魯棒性較差的缺點，降低了對編隊無線數據鏈更新率的要求，使飛行器在存在較大網絡隨機延遲的情況下控制品質仍能滿足要求。一種存在網絡隨機延遲的微小型無人飛行器控制方法，包括以下幾個步驟步驟一建立無人飛行器系統模型并確定控制律；步驟二 存在網絡隨機延遲的系統隨機魯棒性分析；步驟三確定網絡更新周期、優化指標與指標權值；步驟四利用隨機魯棒設計方法設計魯棒控制律；步驟五閉環六自由度非線性蒙特卡洛仿真驗證；本發明的優點在于(I)本發明在一定程度上緩解了網絡延遲導致的飛行控制系統品質惡化，能夠增強分布式系統的穩定性；其次控制系統的隨機魯棒分析與設計針對的網絡傳輸模式是事件驅動的，這種傳輸模式有以下兩個優點，一是降低了數據鏈設計的難度與成本，二是能較好的與現有民用網絡協議兼容。(2)將網絡隨機時延全部按照上界等效進而采用傳統魯棒控制方法設計的控制律的方法能夠確保系統的魯棒穩定性，但魯棒性能一般不好，相對于時延按上界等效的魯棒控制方法，本發明能夠更好的對系統的魯棒穩定性和魯棒性能進行折中；(3)在分析控制系統的同時，能夠同時給出對分布式無人機編隊自組織網絡更新率的最低要求，對分布式無人機編隊數據鏈的設計有一部分借鑒意義；( 4 )本發明沒有繁瑣的數學推導，而是充分利用了計算機高速處理數據的能力，相對于以往的針對線性時滯系統依靠數學推導獲得控制律的方法，該方法在線性系統LQR方法的基礎上直接對非線性系統利用蒙特卡洛仿真與現代優化算法兩種隨機方法進行隨機魯棒分析與設計，工程性與可操作性較強。


圖I :網絡飛行控制系統的結構示意圖2 :基于事件驅動的均值μ d為1000ms,方差σ d為500ms的正態分布網絡延遲效果圖；圖3 :隨機魯棒分析與設計方法的流程圖；圖4 :利用LQR方法設計的控制律對無網絡延遲的非線性系統的控制效果圖；圖5 :均值μ d為1000ms，方差σ d為500ms的網絡隨機延遲蒙特卡洛仿真結果圖；圖6 :均值μ d為500ms，方差σ d為250ms的網絡隨機延遲蒙特卡洛仿真結果圖；圖7 :等效上界魯棒控制設計保守性原因說明示意圖；圖8 :標準粒子群算法尋優代價收斂曲線；
圖9 :控制隨機延遲、觀測隨機延遲同時存在的網絡延遲效果圖；圖10:利用隨機魯棒分析與設計方法設計后的控制律對無人飛行器控制的蒙特卡洛仿真驗證圖。
具體實施例方式下面將結合附圖和實施例對本發明作進一步的詳細說明。本發明是一種存在網絡隨機延遲的微小型無人飛行器控制方法，流程如圖3所示，包括以下幾個步驟步驟一建立無人飛行器系統模型并確定控制律；具體為(I)根據風洞吹風獲得無人飛行器動力學參數和物理參數；無人飛行器動力學參數和物理參數可以根據實際風洞吹風得到，采用英美坐標系，具體為①獲取縱向力和力矩系數包括升力系數CLQ、CLa，阻力系數CDQ、Cda、CDq、cD，俯仰力矩系數CmQ、Cma、C胃、，其中，Cl。為攻角為O度時的升力系數，Cl。為升力關于攻角的升力系數，Clq為升力關于俯仰角速度的升力系數，為升力關于升降舵的升力系數，Cdci為攻角為O度時的阻力系數，CDa為阻力關于攻角的阻力系數，Cdq為阻力關于俯仰角速度的阻力系數，cM.為阻力關于升降舵的阻力系數，Cffl0為攻角為O度時的俯仰力矩系數，Cma為俯仰力矩關于攻角的力矩系數，C胃為俯仰力矩關于俯仰角速度的力矩系數、為俯仰力矩關于升降舵的力矩系數；②獲取橫側向力和力矩系數包括側力系數CYe、CYp、CYr、q,、·、G、'，滾轉力矩系數Cie、Clp、Clr、·^、C1Sr，偏航力矩系數Cne、Cnp、Cnr、Cn4i、Ctn5r，其中，Cy0為側力關于側滑角的側力系數，CypS側力關于滾轉角速度的側力系數，Cft為側力關于偏航角速度的側力系數，C力側力關于副翼的側力系數C、力側力關于方向舵的側力系數，C10為滾轉力矩關于側滑角的力矩系數，Clp為滾轉力矩關于滾轉角速度的力矩系數，Clr為滾轉力矩關于偏航角速度的力矩系數q為滾轉力矩關于副翼的力矩系數為滾轉力矩關于方向舵的力矩系數，Cne為偏航力矩關于側滑角的力矩系數，Cnp為偏航力矩關于滾轉角速度的力矩系數，Cnr為偏航力矩關于偏航角速度的力矩系數，Cm5fj為偏航力矩關于副翼的力矩系數為偏航力矩關于方向舵的力矩系數；
③獲取無人飛行器的質量m (kg)、平均幾何弦長Ca U)、翼展b U)、飛行器參考面積3￥ (m2)、X軸轉動慣量Ix (kg*m2)、Y軸轉動慣量Iy (kg ·πι2)、Ζ軸轉動慣量Iz (kg ·πι2)、慣量積Ixz (kg · m2)、舵機時間常數Ts (S)、舵機放大系數Ks、發動機時間常數Tt (S)、發動機放大系數Kt、怠速推力tA (N)、最大推力tmax (N)和最小推力tmin (N)。(2)建立非線性六自由度動力學與運動學方程；
選取無人機飛行狀態向量為X{t) = [V α β ρ q r φ θ ψ X y h m δα δε dtf其中，V表示速度、α表示攻角、β表示側滑角、P表示滾轉角速度、q表示俯仰角速度、r表示偏航角速度、Φ表示滾轉角、Θ表示俯仰角、ψ表示偏航角、X表示東向位置、y表示南向位置、h表示高度、m表示質量、33表示副翼偏角、表示升降舵偏角、δ ^表示方向舵偏角、31表不發動機推力。建立無人飛行器非線性六自由度運動學與動力學方程如下
權利要求
1.一種存在網絡隨機延遲的微小型無人飛行器控制方法，其特征在于，包括以下幾個步驟 步驟一建立無人飛行器系統模型并確定控制律； 具體為 (1)根據風洞吹風獲得無人飛行器動力學參數和物理參數； 無人飛行器動力學參數和物理參數可以根據實際風洞吹風得到，采用英美坐標系，具體為 ①獲取縱向力和力矩系數包括升力系數CuiXlq、(^、，阻力系數CD(l、CDaXmSdsc，俯仰力矩系數，其中，Cui為攻角為O度時的升力系數，Qa為升力關于攻角的升力系數，Clq為升力關于俯仰角速度的升力系數，Q,為升力關于升降舵的升力系數，CD。為攻角為O度時的阻力系數，CDa為阻力關于攻角的阻力系數，Cdq為阻力關于俯仰角速度的阻力系數，Cz 為阻力關于升降舵的阻力系數，Cmtl為攻角為O度時的俯仰力矩系數，Cma為俯仰力矩關于攻角的力矩系數，Cfflq為俯仰力矩關于俯仰角速度的力矩系數、€喊為俯仰力矩關于升降舵的力矩系數； ②獲取橫側向力和力矩系數包括側力系數Cye、CYp、CYr、Q-J7、^Ysr，滾轉力矩系數C10、ClpA1 C1、CWr，偏航力矩系數Cne、Cnp、Cm、q,，其中，Cy0為側力關于側滑角的側力系數，CypS側力關于滾轉角速度的側力系數，Cft為側力關于偏航角速度的側力系數，( 為側力關于副翼的側力系數，Cy4為側力關于方向舵的側力系數，C10為滾轉力矩關于側滑角的力矩系數，Clp為滾轉力矩關于滾轉角速度的力矩芊數，Clr為滾轉力矩關于偏航角速度的力矩系數，為滾轉力矩關于副翼的力矩系數，C,力滾轉力矩關于方向舵的力矩系數，Cne為偏航力矩關于側滑角的力矩系數，Cnp為偏航力矩關于滾轉角速度的力矩系數，Cnr為偏航力矩關于偏航角速度的力矩系數，Cm5a為偏航力矩關于副翼的力矩系數，Clrf,.為偏航力矩關于方向舵的力矩系數； ③獲取無人飛行器的質量m、平均幾何弦長Ca、翼展b、飛行器參考面積Sw、X軸轉動慣量IX、Y軸轉動慣量ΙΥ、Ζ軸轉動慣量Ιζ、慣量積Ixz、舵機時間常數Ts (s)、舵機放大系數Ks、發動機時間常數Tt (s)、發動機放大系數Kt、怠速推力tA (N)、最大推力tmax (N)和最小推力tmin (N); (2)建立非線性六自由度動力學與運動學方程； 選取無人機飛行狀態向量為 Ι(/) = [ , α β P q r φ β υ/ X y h m Se Sr ] 其中,V表示速度、α表示攻角、β表示側滑角、P表示滾轉角速度、q表示俯仰角速度、r表示偏航角速度、Φ表示滾轉角、Θ表示俯仰角、V表示偏航角、X表示東向位置、y表示南向位置、h表示高度、m表示質量、Sa表示副翼偏角、表示升降舵偏角、表示方向舵偏角、δ t表示發動機推力； 建立無人飛行器非線性六自由度運動學與動力學方程如下
2.根據權利要求I所述的一種存在網絡隨機延遲的微小型無人飛行器控制方法，其特征在于，還包括步驟五，閉環六自由度非線性蒙特卡洛仿真驗證，具體為 在同時存在傳感器觀測延遲τ。和執行器控制延遲τ。的條件下，且
全文摘要
本發明公開了一種存在網絡隨機延遲的微小型無人飛行器控制方法，屬于飛行控制技術領域，包括建立無人飛行器系統模型并設計控制律，存在網絡隨機延遲的系統隨機魯棒性分析，確定網絡更新周期、優化指標與指標權值，利用隨機魯棒設計方法設計魯棒控制律，閉環六自由度非線性蒙特卡洛仿真驗證。其中步驟二中的網絡隨機延遲包括傳感器觀測延遲、執行器控制延遲以及觀測與控制疊加的混合延遲。本發明解決了傳統的線性二次型調節器控制對通信質量要求較高和魯棒性較差的缺點，將基于隨機魯棒分析與設計的控制方法引入到基于網絡的無人飛行器的控制當中，降低了對無人機編隊無線數據鏈更新率的要求，進而能夠增強無人機群編隊的魯棒性。
文檔編號G05D1/08GK102880182SQ20121033781
公開日2013年1月16日 申請日期2012年9月12日 優先權日2012年9月12日
發明者吳森堂, 孫健, 胡楠希, 杜陽 申請人:北京航空航天大學