計算機仿真下艦載無人機姿態(tài)跟蹤探究
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摘要:艦載無人機是近年來海上軍事作戰(zhàn)中的重要武器，由于海上的氣象條件惡劣，艦船又處于不斷的運動中，因此，艦載無人機的起落對自身的運動和姿態(tài)控制有非常高的要求。本文建立艦載無人機的動力學模型，在此基礎(chǔ)上研究艦載無人機的姿態(tài)控制技術(shù)，最后結(jié)合Simulink軟件平臺對艦載無人機的姿態(tài)跟蹤控制效果進行計算機仿真，提高了艦載無人機跟蹤控制水平。
關(guān)鍵詞：計算機仿真；無人機；姿態(tài)跟蹤控制；Simulink
0引言
近年來，隨著陸地戰(zhàn)略資源的不斷枯竭，世界各國都將目光瞄準了海上豐富的戰(zhàn)略資源，在不斷爭取海洋領(lǐng)土，進行海上資源勘測的同時，積極發(fā)展海上軍事戰(zhàn)斗力量，形成海上軍事威懾力。我國海洋疆域面蘊藏著豐富的煤、石油、有色金屬等重要的戰(zhàn)略自然資源，因此，提高海上軍事作戰(zhàn)能力，發(fā)展海洋軍事國防具有深遠的意義。艦載無人機能夠使艦船的作戰(zhàn)與打擊范圍大幅擴大，彌補了艦船自身導彈系統(tǒng)的射程不足等問題，基于艦載無人機的海上軍事作戰(zhàn)系統(tǒng)已經(jīng)成為世界軍事大國的重點研究內(nèi)容?，F(xiàn)在無人機作戰(zhàn)面臨的挑戰(zhàn)包括：1）由于艦船與無人機均處于相對運動狀態(tài)，因此無人機的起飛和著艦過程的動力學特性是一大難點[1]；2）無人機的智能化控制水平；3）無人機的續(xù)航能力，主要受限于蓄電池的容量和性能。本文的研究主要針對艦載無人機的起飛與著艦過程的動力學問題，設(shè)計了一種艦載無人機的姿態(tài)跟蹤與控制系統(tǒng)。
1艦載無人機姿態(tài)運動建模
o−xyz為了準確描述艦載無人機的姿態(tài)及運動特征，本文首先建立了無人機運動的地面坐標系和運動坐標系，其中，地面坐標系的原點為海面一個定點，ox軸指向船舶的航行方向，oz軸與船舶的甲板垂直方向平行，oy軸根據(jù)右手法則確定[2]。艦載無人機的運動坐標系o−lmn原點為無人機的質(zhì)心位置，om軸指向無人機的機頭位置，on軸指向機身的左側(cè)，ol軸根據(jù)右手法則確定。艦載無人機的坐標系如圖1所示。Fig.1CoordinatesystemdiagramofShipborneUAV坐標系o−xyz和坐標系o−lmn的轉(zhuǎn)換矩陣如下式：Wab=cosαcosβcosαsinαcosβ−cosβsinβ000cosα，式中：α為迎角，β為側(cè)滑角。針對艦載無人機的運動特性，建立無人機的運動模型，在建模之前，首先根據(jù)艦載無人機的運動特點進行幾點假設(shè)：1）建模過程不考慮地球的曲率半徑，地球的曲率會在無人機運動的om軸方向產(chǎn)生距離誤差，此處可以忽略。2）忽略地球的自轉(zhuǎn)，自轉(zhuǎn)會使靜坐標系和運動坐標系的水平軸發(fā)生位移，影響計算精度。建立無人機運動模型如下：∑F=d(mv)dt，∑M=d(L)dt。式中：F/M分別為艦載無人機受到的力和力矩矢量之和；m為無人機的質(zhì)量；v為速度矢量；L為動量[3]，將艦載無人機受到的力和力矩矢量按照坐標軸分解，可得：其中：Fx，F(xiàn)y，F(xiàn)z分別為合力在坐標系3個坐標軸的TSTaDYLGSbLMNlxlylzLaMaNa分量；為艦載發(fā)動機的推力；為阻力系數(shù)；，，分別為艦載無人機受到的阻力、側(cè)向力和升力；為無人機的重力，為重力系數(shù)。、、分別為力矩在3個坐標軸的分量，為無人機的質(zhì)心坐標，為3個方向的氣動力矩。無人機在靜坐標系的動量模型為：vlvmvn式中：為ol軸方向的速度；為om軸方向的速度；為on軸方向的速度。
2基于計算機仿真技術(shù)的艦載無人機姿態(tài)跟蹤研究
2.1艦載無人機姿態(tài)跟蹤與控制系統(tǒng)
艦載無人機在著艦過程中對姿態(tài)控制有非常高的要求，主要包括以下幾個方面：1）側(cè)向偏差的控制無人機著艦時，著艦點與艦船甲板的中心線偏差必須要保證在3m之內(nèi)；2）航向角控制艦船甲板上含有各類建筑物和設(shè)備，為了防止無人機與障礙物碰撞，必須要保證無人機航向與甲板中心線的夾角偏差在±3°。3）穩(wěn)定性控制無人機著艦時飛行速度迅速降低，此時機翼受到的氣動載荷會產(chǎn)生明顯的變化，造成穩(wěn)定性降低。因此，無人機著艦時需要滿足穩(wěn)定性控制要求，機翼振幅控制在正負100mm。本文結(jié)合無人機運動控制的需求，設(shè)計了一種無人機姿態(tài)跟蹤和控制系統(tǒng)，其原理圖如圖2所示。該系統(tǒng)以無人機的側(cè)滑角度β為輸入控制信號[3]，主要是因為無人機的側(cè)滑角度會影響其航向、穩(wěn)定性等，建立姿態(tài)控制器模型為：δpδ∗prαKαKβ式中：為跟蹤控制器設(shè)置的初始側(cè)滑角度；為側(cè)滑角的偏差；，分別為無人機水平方向的位移；為無人機的航向角；，為系統(tǒng)的控制參數(shù)，分別取1.05和1.25。
2.2艦載無人機姿態(tài)跟蹤與控制系統(tǒng)的仿真分析
本文針對艦載無人機姿態(tài)跟蹤與控制系統(tǒng)的控制特性進行了仿真測試，測試環(huán)境為Matlab/Simulink環(huán)境，測試平臺為工業(yè)計算機[4]。(0,0,0)(1000,500,−2000)(0,5,7.5)設(shè)置艦船的初始坐標位置為，無人機的初始位置為，無人機的初始速度為80m/s，姿態(tài)按照航向角、仰角和側(cè)滑角輸入，為。得到艦載無人機的位置與高度變化仿真曲線如圖3所示。由仿真曲線可知，隨著無人機和艦船距離的不斷縮小，其高度變化趨勢越來越快，但高度變化曲線的曲率平穩(wěn)變化，證明無人機姿態(tài)控制具有良好的效果。
3結(jié)語
本文針對艦載無人機的運動學特性，建立無人機的運動學模型。在此基礎(chǔ)上設(shè)計了一種艦載無人機的姿態(tài)跟蹤和穩(wěn)定性控制系統(tǒng)，介紹系統(tǒng)的原理，并完成了仿真測試。
作者:韋婷婷 單位:玉林師范學院
