[發明專利]基于飛行器常規模型的縱向控制器區域設計方法

有效

• 申請號: 201210175030.7
• 申請日: 2012-05-31
• 公開（公告）號: CN102707624A
• 公開（公告）日: 2012-10-03
• 發明（設計）人: 史忠科
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 王鮮凱

技術領域

本發明涉及一種飛行器縱向控制器設計方法，特別涉及一種基于飛行器常規模型的縱向控制器區域設計方法。

背景技術

飛行控制的基本目的是改善飛機的穩定性和操縱性，從而提高執行任務的能力；最近幾十年來，隨著飛機性能的不斷提高，飛行控制技術發生了很大的變化，出現了主動控制技術、綜合控制技術、自主飛行控制技術等先進的飛行控制技術，飛行控制系統與航電系統出現了高度綜合化的趨勢。現代高性能飛機對飛行控制系統提出了更高的要求，使用古典控制理論設計先進飛機的飛行控制系統已越來越困難；為了獲得更好的飛行品質，許多現代控制方法被應用到飛機飛行控制系統的設計中，如線性二次型調節器／線性二次型高斯函數／回路傳遞恢復（LQR／LQG／LTR）方法、定量反饋方法、動態逆方法、反饋線性化方法、反步控制方法、滑模變結構控制方法等；這些方法都需要飛行器準確的數學模型，然而，飛行器模型是一個很復雜的非線性微分方程式，人們很難得到準確的數學模型；工程上，飛機模型都是在通過風洞實驗和飛行試驗得到的，實際飛行控制系統設計中還要考慮以下問題：(1)在已經建立起數學模型的飛機參數發生變化或存在結構不確定時，飛行控制系統應該具有小的靈敏度響應；(2)由于控制器頻帶比較寬，使得飛機性能受飛機結構和執行機構動態性能變化的影響比較有小的靈敏度響應比較大；(3)反饋控制器的設計雖然對飛行員指令會得到較理想的響應，但是對于外部干擾的響應可能會是破壞性的；(4)執行部件與控制元件存在制造容差，系統運行過程中也存在老化、磨損及環境和運行條件惡化等現象；(5)在實際工程問題中，通常對數學模型要人為地進行簡化，去掉一些復雜的因素；為此，非線性H∞和μ綜合魯棒控制等非線性設計方法也在飛行控制器設計中得到廣泛關注；上述方法，能夠得到僅適于某個給定飛行狀態的控制律結構及參數，在此基礎上，需要逐次對整個飛行包線內不同飛行狀態下的控制律設計，得到適于不同飛行狀態的控制律結構和參數，并利用不同的方法進行控制律參數及結構的調整參數規律進行設計，最后得到一個適合于整個包線的完整的飛行控制律；依賴以上控制器設計方法，設計人員不能直接確定在給定飛行區域的穩定性；文獻“Hsien-Keng?Chen?and?Ching-I?Lee，Anti-control?of?chaos?in?rigid?body?motion，Chaos，litons?&?Fractals，2004，Vol.21(4)：957-965”直接根據飛行器通用的氣動力、力矩表達式進行了相平面分析，既不考慮飛行器機型、又不考慮氣動導數；論文方法偏離實際太遠，給出的結果不被人們認可。

發明內容

為了克服現有控制器設計方法不能直接確定給定飛行區域整體穩定性的不足，本發明提供一種基于飛行器常規模型的縱向控制器區域設計方法，該方法通過氣動力、力矩方程得到給定控制目標高度、馬赫數時的飛行器平穩平飛氣流迎角和配平舵面，引入氣流迎角等狀態反饋控制器，采用相平面分析模型確定系統的區域穩定性，在此基礎上確定反饋控制器的參數，直接對飛行器縱向運動進行控制，避免了力矩方程中忽略氣動力作用和橫航向影響等不正確近似，使得控制器在整個設計區域都能保證飛行器的穩定性，減少甚至避免了分析模型導致的不穩定、不安全飛行等問題發生。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案：一種基于飛行器常規模型的縱向控制器區域設計方法，其特點是包括以下步驟：

1、根據氣動力、力矩方程：

在q=0，確定給定控制目標高度和馬赫數時的平衡點δ_s，α_s；

式中：q為俯仰角速度，α為氣流迎角，β為側滑角，υ為俯仰角，為滾轉角，p為滾轉角速度，r為偏航角速度，δ為包含升降舵、油門開度、鴨翼等在內的輸入向量，g為重力加速度，I_x為繞軸x的轉動慣量，I_y為繞軸y的轉動慣量，I_xz為乘積轉動慣量，V₀為空速，M_q、Z_q、f_q、f_α為有關函數表達式，δ_s，α_s分別為對應控制目標高度、馬赫數時的平飛配平舵面和平飛氣流迎角；

2、選取反饋控制器表達式為：

δ=δ₀+k(α，q，υ)

滿足條件：α=α_s??q=0時，δ=δ_s；