[發明專利]民用飛機輔助駕駛控制方法、系統及飛行品質評估方法

有效

• 申請號: 202010021972.4
• 申請日: 2020-01-09
• 公開（公告）號: CN111142550B
• 公開（公告）日: 2021-07-27
• 發明（設計）人: 劉世前;周光銳;桑元俊
• 申請（專利權）人: 上海交通大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 上海恒慧知識產權代理事務所(特殊普通合伙) 31317
• 代理人: 張寧展

1.一種民機飛行輔助駕駛控制方法，其特征在于，基于LPV控制模型，結合民機的線性參數時變模型，建立基于LPV控制的飛機姿態角輔助控制系統模型為：

其中，為LPV控制模型狀態變量的導數；A_k(ρ)為LPV控制模型狀態轉移矩陣；B_k(ρ)為LPV控制模型控制矩陣；C_k(ρ)為LPV控制模型輸出矩陣；D_k(ρ)為LPV控制模型前饋矩陣；x_k為LPV控制模型的狀態變量；y為民機的線性參數時變模型輸出量；u為LPV控制模型的輸出量；ρ為民機線性參數時變模型時變參數，取ρ＝[V H]^T，V為飛行速度，H為飛行高度；

根據基于LPV控制的飛機姿態角輔助控制系統模型，建立基于LPV控制的飛機姿態角輔助控制系統模型的內聯結構，求解內聯結構的飛機LPV模型以及LPV控制模型，實現民機飛行輔助控制；

所述方法包括如下步驟：

步驟S1，建立民機的線性參數時變模型：

其中，為民機的線性參數時變模型狀態變量的導數；Δx為民機的線性參數時變模型狀態變量；Δu為民機的線性參數時變模型輸入變量；A(ρ(t))為民機的線性參數時變模型轉移矩陣；B(ρ(t))為民機的線性參數時變模型控制矩陣；C(ρ(t))為民機的線性參數時變模型輸出矩陣；D(ρ(t))為民機的線性參數時變模型前饋矩陣；

設p₁，p₂為ρ的函數，H_upper為飛機飛行高度上界，H_lower為飛機飛行高度下界，V_upper為飛機飛行速度上界，V_lower為飛機飛行速度下界，將A(ρ(t))和B(p(t))化為仿射形式，則有：

步驟S2，選取用于表征LPV控制模型中各個變量在傳遞過程中的能量要求的加權函數，用以決定LPV控制模型內聯結構的性能要求；其中，求解得到的內聯結構中的飛機LPV模型的狀態方程為：

其中，為飛機LPV模型狀態變量的導數；A(ρ)為飛機LPV模型的狀態矩陣；B₁(ρ)為飛機LPV模型的擾動控制矩陣；B₂(ρ)為飛機LPV模型的控制輸入矩陣；C₁(ρ)為飛機LPV模型不可觀測狀態變量的輸出矩陣；D₁₁(ρ)為飛機LPV模型的擾動前饋矩陣；D₁₂(ρ)為飛機LPV模型的控制前饋矩陣；C₂(ρ)為飛機LPV模型的可觀測狀態變量的輸出矩陣；D₂₁(ρ)為飛機LPV模型的擾動前饋矩陣；x為飛機LPV模型的狀態變量；z為飛機LPV模型的控制輸出變量；y為飛機LPV模型測量輸出；w為擾動輸入，包括干擾n和參考輸入ref；ρ代表ρ(t)；

將基于LPV控制的飛機姿態角輔助控制系統模型轉化為求解變參數魯棒控制問題，即LPV控制模型使得基于LPV控制的飛機姿態角輔助控制系統模型從擾動輸入w到輸出信號的L₂范數小于γ；其中γ為基于LPV控制的飛機姿態角輔助控制系統模型的H_∞范數；

步驟S3，構造線性矩陣不等式組，并求解S2轉化后的H_∞次優化問題：

其中，矩陣N_R(ρ)和N_S(ρ)的每一列分別是矩陣[B₂^T D₁₂^T 0]和[C₂ D₂₁ 0]的零空間；I為單位矩陣；矩陣R和矩陣S為待優化的內聯結構的構造矩陣；γ為待優化的基于LPV控制的飛機姿態角輔助控制系統模型的H_∞范數；

步驟S4，運用仿射關系(3)及R(ρ)＝R₀+ρR₁，S(p)＝S₀+ρS₁求解式(5)～式(7)對應的仿射LMIs，得到矩陣R、矩陣S和γ的優化解，構造內聯結構中的LPV控制模型K(ρ)為：

將式(8)寫成狀態空間形式如式(1)所示，即基于LPV控制的飛機姿態角輔助控制系統模型；其中：

A_k(ρ)，B_k(ρ)，C_k(ρ)和D_k(ρ)的求解公式如下所示：

B_k(P)＝N(ρ)^-1S(ρ)L(ρ)(10)C_k(ρ)＝F(ρ)R(ρ)M(ρ)^-T(11)D_k(ρ)＝0(12)

其中，

N(ρ)＝S(ρ)，(13)

M(ρ)＝S(ρ)^-1-R(ρ)，(14)

F(ρ)＝-(D₁₂(ρ)^TD₁₂(ρ))^-1[γB₂(ρ)^TR(ρ)^-1+D₁₂(ρ)^TC₁(ρ)]，(15)

L(ρ)＝-[γS(ρ)^-1C₂(ρ)^T+B₁(ρ)D₂₁(ρ)^T](D₂₁(ρ)D₂₁(ρ)^T)^-1，(16)。