[發明專利]飛行器的控制方法、裝置和飛行器

有效

• 申請號: 201711498560.4
• 申請日: 2017-12-29
• 公開（公告）號: CN107943097B
• 公開（公告）日: 2020-07-17
• 發明（設計）人: 劉昊;馬騰;蔡國飆;劉德元;趙萬兵
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 北京超凡志成知識產權代理事務所(普通合伙) 11371
• 代理人: 徐彥圣

1.一種飛行器的控制方法，其特征在于，所述方法應用于飛行器的控制器；所述方法包括：

采集飛行器的動力系統輸出的初始飛行狀態參數；其中，所述初始飛行狀態參數包括飛行速度和飛行高度；

根據所述初始飛行狀態參數和預設的參考信號，生成初始控制信號；

將所述初始控制信號輸入至所述飛行器的動力系統，采集所述動力系統輸出的當前飛行狀態參數，計算所述當前飛行狀態參數與所述參考信號之間的誤差信號；

根據所述誤差信號，生成補償控制信號；

根據所述初始控制信號和所述補償控制信號，確定所述飛行器的節流閥和舵偏角控制信號，以對所述飛行器的飛行狀態進行控制；

所述根據所述初始飛行狀態參數和預設的參考信號，生成初始控制信號的步驟，包括：

通過下述公式，計算初始控制信號u_i,H：

u_i,H＝K_i,He_i,i＝1,2,；

其中，i＝1代表飛行速度；i＝2代表飛行高度；K_i,H為次優狀態反饋增益；e_i為誤差信號；

所述次優狀態反饋增益K_i,H，通過下述公式獲得：

其中，ω_n為自然角頻率；ρ為大氣密度；v_trim為所述飛行器在巡航飛行階段平衡狀態時的速度；S為參考面積；為平均氣動弦長；C_Me為空氣動力系數；I_yy為轉動慣量；

P_i為下述方程的對稱正定解：

a₂₁＝v_trim；a₂₂＝T_trim/m^N/V_trim；C_Tβ0和C_Tβ2為空氣動力系數；m為飛機質量；ζ_n為阻尼比；T_trim為所述飛行器在巡航飛行階段平衡狀態時的推力；c_1j，j＝1,2,3、c_2j，j＝1,2,3,4和θ_i是權重參數；Q_i,i＝1,2是對稱正定矩陣，φ_i，i＝1,2是設定的衰減因子；上標N表示參數為標稱參數；

所述根據所述誤差信號，生成補償控制信號的步驟，包括：

通過下述公式，計算補償控制信號u_i,R(s)：

其中，s為拉普拉斯算子；F₁(s)＝f₁³/(s+f₁)³，f₁和f₂是設定的濾波參數，為正常數；y₁＝v-r_v，y₂＝h-r_h；v為所述飛行器的速度；h為所述飛行器的高度；r_v為所述飛行器在巡航飛行階段的參考速度；r_h為所述飛行器在巡航飛行階段的參考高度；G_i(s)為從u_i,R(s)至y_i的傳遞函數；

所述傳遞函數G_i(s)，通過下述公式獲得：

G_i(s)＝C_i(sI_i-A_i,H)^-1B_i，i＝1,2；

其中，I_i，i＝1,2為單位矩陣；A_i,H＝A_i+B_iK_i,H；

所述根據所述初始控制信號和所述補償控制信號，確定所述飛行器的節流閥和舵偏角控制信號，以對所述飛行器的飛行狀態進行控制的步驟，包括：

計算所述飛行器的最終控制信號u_i＝u_i,H+u_i,R，i＝1,2；

根據所述最終控制信號控制所述飛行器的飛行速度和/或飛行高度。