[發(fā)明專利]一種飛機Herbst機動控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710085008.6
• 申請日: 2017-02-17
• 公開（公告）號: CN106707759B
• 公開（公告）日: 2019-04-09
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 章勝;何磊;程艷青;錢煒祺;何開鋒
• 申請（專利權(quán)）人: 中國空氣動力研究與發(fā)展中心計算空氣動力研究所
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 中國工程物理研究院專利中心 51210
• 代理人: 翟長明;韓志英

本發(fā)明提供了一種飛機Herbst機動控制方法，所述方法基于動態(tài)逆思想，設(shè)計的控制器包括外環(huán)航跡控制器與內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器，外環(huán)航跡控制器計算實現(xiàn)設(shè)定機動航跡的迎角指令、側(cè)滑角指令、繞速度矢滾轉(zhuǎn)角指令以及控制飛機速度的發(fā)動機推力指令，內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器通過操縱飛機氣動舵面以及推力矢量控制飛機的迎角、側(cè)滑角與繞速度矢滾轉(zhuǎn)角。采用本方法得到了外環(huán)航跡控制器的解析表達式，其中迎角指令控制器具有PID控制器中的I控制器形式，避免了復(fù)雜的數(shù)值計算，同時可以調(diào)節(jié)控制指令求解精度，更加適用于工程領(lǐng)域的飛機Herbst機動控制器設(shè)計。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空飛行器過失速機動控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種飛機Herbst機動控制方法。

背景技術(shù)

擁有過失速機動能力的飛機在近距作戰(zhàn)中更具優(yōu)勢。Herbst過失速機動是由Wolfgang Herbst博士于20世紀(jì)80年代初提出，它綜合了飛機動態(tài)拉起迎角進入過失速狀態(tài)、大迎角下繞速度矢滾轉(zhuǎn)等基本過失速機動動作,是檢驗飛機過失速機動能力的標(biāo)準(zhǔn)驗證動作。在Herbst機動中，飛機從常規(guī)飛行狀態(tài)做大角度躍升使迎角達到并超過失速迎角，伴隨著飛機速度的下降，通過操縱飛機繞速度矢滾轉(zhuǎn)迅速實現(xiàn)飛機航向180度轉(zhuǎn)彎。

過失速機動飛行存在氣動特性明顯非線性、慣性耦合等強非線性因素，傳統(tǒng)的線性控制律已不再滿足要求，有必要發(fā)展非線性控制律。非線性動態(tài)逆飛行控制律是一種廣泛研究的方法，它按變量響應(yīng)的快慢將系統(tǒng)分為不同的回路，利用非線性狀態(tài)反饋將回路反饋線性化，在一定條件下，動態(tài)逆控制律的穩(wěn)定性可以得到保證。針對過失速機動飛行，學(xué)者們對比了動態(tài)逆控制律與線性控制律，仿真表明動態(tài)逆控制律具有更好的性能。

采用動態(tài)逆技術(shù)設(shè)計Herbst機動控制器，控制器包括內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制與外環(huán)航跡控制兩個回路，內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器通過操縱飛機氣動舵面以及推力矢量控制飛機的迎角、側(cè)滑角與繞速度矢滾轉(zhuǎn)角，外環(huán)航跡控制器通過設(shè)定的機動飛行航跡計算由內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器實現(xiàn)的迎角指令、側(cè)滑角指令、繞速度矢滾轉(zhuǎn)角指令以及控制飛機速度的發(fā)動機推力指令（或油門指令）。

設(shè)計Herbst機動內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器時，將飛機動力學(xué)分為氣流角子回路與角速度子回路，其中、、分別代表飛機滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度與偏航角速度，上標(biāo)“”代表矢量轉(zhuǎn)置。在氣流角子回路，控制器將角速度作為控制量來控制，在角速度子回路，通過氣動舵面與推力矢量產(chǎn)生力矩來實現(xiàn)對的控制。由于內(nèi)環(huán)動力學(xué)方程是仿射形式，采用動態(tài)逆技術(shù)可以方便地求出舵偏指令實現(xiàn)對的控制。

設(shè)計Herbst機動外環(huán)航跡控制器時，針對飛機航跡動力學(xué)方程，控制器將氣流姿態(tài)角與發(fā)動機推力（或油門）作為控制量來對飛機速度矢量進行控制。不同于內(nèi)環(huán)回路，由于系統(tǒng)動力學(xué)方程不再是仿射形式，無法直接求解出控制指令，因此指令計算中需要用到非線性隱式代數(shù)方程求根技術(shù)，準(zhǔn)確高效地求解與狀態(tài)變量相關(guān)的非線性隱式代數(shù)方程是控制器設(shè)計中需要解決的重要問題。

描述飛機航跡運動的動力學(xué)方程為

其中，為飛機質(zhì)量，為速度幅值，為航跡傾角，為航跡方位角，為發(fā)動機推力在機體系下的坐標(biāo)分量，為阻力，為升力，為動壓，為大氣密度，與分別為阻力系數(shù)與升力系數(shù)，為飛機參考面積，為重力加速度。

由于Herbst機動中側(cè)滑角需控制到0，故側(cè)滑角指令為

同時由于、為小量，進行外環(huán)航跡控制器設(shè)計時可將航跡動力學(xué)方程簡化為

其中，為發(fā)動機最大推力,為發(fā)動機油門。在航跡回路中，狀態(tài)量為，控制量為，由于無法直接求解得到控制指令，因此指令計算中需要用到非線性隱式方程的求根技術(shù)。在計算迎角控制指令時候，需要求解含有時變參量的非線性隱式代數(shù)控制方程：

其中，為通過傳感器直接或間接測量，與狀態(tài)變量相關(guān)的時變參量矢量，為時間。