[發(fā)明專利]飛行器時(shí)間滯后時(shí)變模型逼近及控制器設(shè)計(jì)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201210381264.7
• 申請(qǐng)日: 2012-10-10
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN102929141A
• 公開(kāi)（公告）日: 2013-02-13
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 史忠科
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G05B13/04
• 分類號(hào): G05B13/04
• 代理公司: 西北工業(yè)大學(xué)專利中心 61204
• 代理人: 王鮮凱

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種控制器設(shè)計(jì)方法，特別是涉及一種飛行器時(shí)間滯后時(shí)變模型逼近及控制器設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)

飛機(jī)魯棒控制是目前國(guó)際航空界研究的重點(diǎn)課題之一，在高性能飛機(jī)控制器設(shè)計(jì)時(shí)，必須考慮魯棒穩(wěn)定性和魯棒控制問(wèn)題；實(shí)際飛行器模型是很復(fù)雜的未知模型結(jié)構(gòu)的非線性微分方程式，為了描述這種復(fù)雜的非線性，人們通常采用風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)得到按離散數(shù)據(jù)描述的試驗(yàn)?zāi)Ｐ停粸榱藴p少風(fēng)險(xiǎn)并降低試驗(yàn)成本，通常按照不同高度、馬赫數(shù)進(jìn)行飛行機(jī)動(dòng)試驗(yàn)，這樣，描述飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷碾x散數(shù)據(jù)并不是很多，這種模型對(duì)靜穩(wěn)定性較好的飛行器很實(shí)用。然而，現(xiàn)代和未來(lái)的戰(zhàn)斗機(jī)為了提高“機(jī)敏性”都放寬了對(duì)靜態(tài)穩(wěn)定性的限制，戰(zhàn)斗機(jī)通常要求在開(kāi)環(huán)臨界穩(wěn)定點(diǎn)附近工作；這樣就要求飛行控制系統(tǒng)能良好地處理模型不確定性問(wèn)題；在實(shí)際飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中要考慮以下幾個(gè)主要問(wèn)題：(1)將試驗(yàn)得到離散數(shù)據(jù)用某一逼近模型來(lái)描述，模型中存在未建模動(dòng)態(tài)；(2)風(fēng)洞試驗(yàn)不能進(jìn)行全尺寸模型自由飛、存在約束，飛行試驗(yàn)離散點(diǎn)選擇、初始飛行狀態(tài)、機(jī)動(dòng)飛行的輸入動(dòng)作選擇等不可能將所有的非線性充分激勵(lì)，采用系統(tǒng)辨識(shí)所得模型存在各種各樣的誤差；(3)飛行環(huán)境與試驗(yàn)環(huán)境有區(qū)別，流場(chǎng)變化和干擾等使得實(shí)際氣動(dòng)力、力矩模型與試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀袇^(qū)別；(4)執(zhí)行部件與控制元件存在制造容差，系統(tǒng)運(yùn)行過(guò)程中也存在老化、磨損等現(xiàn)象，與飛行試驗(yàn)的結(jié)果不相同；(5)在實(shí)際工程問(wèn)題中，需要控制器比較簡(jiǎn)單、可靠，通常需要對(duì)數(shù)學(xué)模型人為地進(jìn)行簡(jiǎn)化，去掉一些復(fù)雜的因素；因此，在研究現(xiàn)代飛機(jī)的控制問(wèn)題時(shí)，就必須考慮魯棒性問(wèn)題；特別是飛行器迎角、側(cè)滑角測(cè)量和許多物理、化工過(guò)程中存在著不同程度的時(shí)間滯后不確定性，如果在系統(tǒng)的分析或設(shè)計(jì)過(guò)程忽略這些時(shí)間滯后，就可能出現(xiàn)錯(cuò)誤的結(jié)果或引起系統(tǒng)的不穩(wěn)定。

1980年后，國(guó)際上開(kāi)展了多種不確定系統(tǒng)的控制理論研究，特別是由加拿大學(xué)者Zames提出的H-infinit理論，Zames認(rèn)為，基于狀態(tài)空間模型的LQG方法之所以魯棒性不好，主要是因?yàn)橛冒自肼暷Ｐ捅硎静淮_定的干擾是不現(xiàn)實(shí)的；因此，在假定干擾屬于某一已知信號(hào)集的情況下，Zames提出用其相應(yīng)靈敏度函數(shù)的范數(shù)作為指標(biāo)，設(shè)計(jì)目標(biāo)是在可能發(fā)生的最壞干擾下使系統(tǒng)的誤差在這種范數(shù)意義下達(dá)到極小，從而將干擾抑制問(wèn)題轉(zhuǎn)化為求解使閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定；從此，國(guó)內(nèi)外很多學(xué)者展開(kāi)了H-infinit控制方法研究；在航空界，該方法一直處于探索階段，美國(guó)NASA，德國(guó)宇航研究院、荷蘭等國(guó)都對(duì)魯棒控制方法進(jìn)行了研究，取得了很多仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果；國(guó)內(nèi)的航空院校也對(duì)飛機(jī)魯棒控制方法進(jìn)行了一系列的研究，如文獻(xiàn)（史忠科、吳方向等，《魯棒控制理論》，國(guó)防工業(yè)出版社，2003年1月；蘇宏業(yè).《魯棒控制基礎(chǔ)理論》，科學(xué)出版社,2010年10月）介紹，但這些結(jié)果與實(shí)際應(yīng)用的距離還相差甚大，難以直接對(duì)實(shí)際飛行控制器進(jìn)行設(shè)計(jì)并應(yīng)用；特別是很多研究?jī)H僅根據(jù)李雅普諾夫定理給出了不確定時(shí)間滯后系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定性條件，但對(duì)于這些不等式解的存在條件等問(wèn)題涉及較少，不能得到具體實(shí)現(xiàn)時(shí)間滯后魯棒控制器設(shè)計(jì)步驟，沒(méi)有解決直接設(shè)計(jì)魯棒飛行控制器的技術(shù)問(wèn)題。

發(fā)明內(nèi)容

為了克服現(xiàn)有魯棒控制理論缺乏設(shè)計(jì)步驟難以直接設(shè)計(jì)飛行控制器的技術(shù)不足，本發(fā)明提供一種飛行器時(shí)間滯后時(shí)變模型逼近及控制器設(shè)計(jì)方法；該方法提供了實(shí)際時(shí)間滯后時(shí)變系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定控制器的分段逼近設(shè)計(jì)條件，直接利用線性系統(tǒng)狀態(tài)反饋的閉環(huán)期望極點(diǎn)選擇，并根據(jù)所有閉環(huán)期望極點(diǎn)的實(shí)部全部為負(fù)數(shù)的特點(diǎn)，給出了限定條件不等式直接設(shè)計(jì)反饋矩陣，可以對(duì)風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)得到的含有時(shí)間滯后時(shí)變不確定性飛行器模型直接設(shè)計(jì)飛行控制器，解決了當(dāng)前研究只給出魯棒穩(wěn)定性不等式而無(wú)法直接設(shè)計(jì)飛行控制器的技術(shù)問(wèn)題。

本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案是：一種飛行器時(shí)間滯后時(shí)變模型逼近及控制器設(shè)計(jì)方法，其特點(diǎn)是包括以下步驟：

步驟一、在給定高度、馬赫數(shù)條件下通過(guò)風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)得到含有時(shí)間滯后不確定性的飛行器時(shí)變模型為：