專利名稱：多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于飛行控制領(lǐng)域，具體涉及多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法。
背景技術(shù)：
傳統(tǒng)的飛機(jī)往往采用副翼產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，方向舵產(chǎn)生偏航運(yùn)動(dòng)，升降舵產(chǎn)生俯仰運(yùn)動(dòng)。為了提高機(jī)動(dòng)性能及可靠性，當(dāng)今的飛機(jī)往往采用多操縱面布局。例如，美國(guó)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)YF-22有12個(gè)獨(dú)立的操縱面(平尾、副翼、方向舵、襟副翼、前緣襟翼、俯仰推力矢量各兩個(gè)操縱面)。由于產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)、偏航及俯仰力矩的操縱面不唯一，多操縱面布局提高了飛機(jī)操縱的靈活性及飛機(jī)的控制余度，從而增強(qiáng)了飛行的控制性能及安全性能。多操縱面的冗余及不同操縱面間的耦合給飛行員的駕駛和飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀的控制律設(shè)計(jì)帶來(lái)很大的難度，需要設(shè)計(jì)一種分配方法將控制指令分配到各個(gè)操縱面。當(dāng)前許多操縱面的控制分配方法是將多操縱面的控制分配問(wèn)題歸結(jié)為等效期望力矩的概念，即在操縱面的偏轉(zhuǎn)范圍及角速率限制下，根據(jù)控制效率矩陣來(lái)求解所有操縱面的偏轉(zhuǎn)角，使得操縱面在該偏轉(zhuǎn)角下產(chǎn)生的力矩等于期望力矩。工程上對(duì)于多操縱面的控制分配往往采用串接鏈?zhǔn)椒峙浞椒?，該方法是將操縱面進(jìn)行分組，不同組的操縱面對(duì)應(yīng)不同的優(yōu)先級(jí)，優(yōu)先級(jí)高的操縱面首先分擔(dān)期望力矩，當(dāng)該組中某些操縱面的偏轉(zhuǎn)角達(dá)到門限值時(shí)依次啟用下一優(yōu)先級(jí)的操縱面。串接鏈?zhǔn)椒峙浞椒ㄎ锢砀拍钋逦?，但是?duì)于操縱面的分組及優(yōu)先級(jí)的劃分往往只是根據(jù)工程經(jīng)驗(yàn)或者控制效率矩陣給出，由于不同操縱面的偏轉(zhuǎn)范圍不同，控制效率矩陣不能體現(xiàn)操縱面的飽和度，優(yōu)先級(jí)高的操縱面往往導(dǎo)致較大的偏轉(zhuǎn)甚至飽和， 且沒(méi)有充分利用優(yōu)先級(jí)低的操縱面。加權(quán)偽逆方法基于操縱面的偏轉(zhuǎn)范圍及轉(zhuǎn)動(dòng)角速率限制設(shè)計(jì)加權(quán)矩陣，采用偽逆的方法由期望力矩解算所有操縱面的偏轉(zhuǎn)角。加權(quán)矩陣選取要求設(shè)計(jì)者有比較豐富的經(jīng)驗(yàn)，某些參數(shù)可能需要試湊與調(diào)整，增加了設(shè)計(jì)的復(fù)雜性。線性規(guī)劃、直接幾何分配及二次規(guī)劃的方法是根據(jù)操縱面的偏轉(zhuǎn)范圍、角速率限制及期望力矩建立指標(biāo)函數(shù)，利用尋優(yōu)的方法通過(guò)復(fù)雜的計(jì)算得到滿足期望指標(biāo)的所有操縱面的偏轉(zhuǎn)角。 這些方法數(shù)學(xué)性強(qiáng)，實(shí)時(shí)性難以保證，物理概念不夠清晰，在實(shí)際工程應(yīng)用中應(yīng)用有一定的限制?？梢?jiàn)，當(dāng)前許多控制分配的方法是根據(jù)控制效率矩陣由期望力矩求解所有操縱面的偏轉(zhuǎn)角，計(jì)算量大，需要考慮可能出現(xiàn)的偏轉(zhuǎn)角速率超限的情況，駕駛員的駕駛指令或者飛機(jī)自動(dòng)駕駛儀的控制指令需要轉(zhuǎn)換成期望力矩指令，增加了控制律設(shè)計(jì)的復(fù)雜性，工程應(yīng)用受到限制。

發(fā)明內(nèi)容
針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中存在的問(wèn)題，本發(fā)明提出多操縱面 飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，從工程應(yīng)用出發(fā)，將多操縱面的控制分配問(wèn)題轉(zhuǎn)化為虛擬操縱面與真實(shí)操縱面的等效控制問(wèn)題，確定標(biāo)稱化操縱面及控制效率均衡分配的基本方法。根據(jù)操縱面的滾轉(zhuǎn)、偏航、 俯仰控制效率的大小，將真實(shí)操縱面劃分為滾轉(zhuǎn)操縱面、偏航操縱面與俯仰操縱面。分別對(duì)于滾轉(zhuǎn)操縱面、偏航操縱面、俯仰操縱面進(jìn)行標(biāo)稱化，并根據(jù)標(biāo)稱化控制效率設(shè)計(jì)虛擬操縱面的主導(dǎo)的控制效率，且將陳化操縱面劃分為主、副、輔三級(jí)，根據(jù)設(shè)定的主、副權(quán)限系數(shù)確定主、副、輔各級(jí)中每個(gè)標(biāo)稱化操縱面期望分擔(dān)的主導(dǎo)控制效率，進(jìn)而求解虛擬操縱面向真實(shí)操縱面的分配系數(shù)，建立加權(quán)均衡分配矩陣，并得到虛擬操縱面矢量的非主導(dǎo)控制效率。本發(fā)明的加權(quán)均衡分配矩陣計(jì)算簡(jiǎn)便，綜合考慮了操縱面的偏轉(zhuǎn)范圍、控制效率、控制級(jí)別、權(quán)限系數(shù)，充分利用了有效操縱面，有效避免了某些操縱面負(fù)擔(dān)過(guò)多的控制效率而引起的飽和。本發(fā)明提出的多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，具體包括以下幾個(gè)步驟步驟一將多操縱面的控制分配問(wèn)題轉(zhuǎn)化為虛擬操縱面與真實(shí)操縱面的等效控制問(wèn)題飛機(jī)的η個(gè)真實(shí)操縱面組成真實(shí)操縱面矢量U = [U1 U2… …Ulri Un]‘，其中Ui表示第i個(gè)真實(shí)操縱面，真實(shí)操縱面偏轉(zhuǎn)角矢量為δ = [S1 δ2… \…Slri δη]‘，其中Si表示第i個(gè)真實(shí)操縱面的偏轉(zhuǎn)角，且控制效率矩陣為 B = [B^ B5…妃…於砼]，其中，紀(jì)(i = l，2，...，n-l，n)表示第i個(gè)真實(shí)操縱
面Ui的控制效率矢量，MX' = [Bi B^y B^ ,B^、B^、<分別表示第i個(gè)真實(shí)操縱面
Ui的滾轉(zhuǎn)控制效率、偏航控制效率、俯仰控制效率，且第i個(gè)真實(shí)操縱面Ui (i = 1,2,…， n-Ι,η)的偏轉(zhuǎn)角Si的偏轉(zhuǎn)范圍為[-Ri,氏]，角速率戎限制為[-Pi, Pi]；建立虛擬操縱面矢量& = [ χ Uy 2]，其中，&表示虛擬副翼，虛擬副翼偏轉(zhuǎn)范圍
為[- RJ Λ表示虛擬方向舵，虛擬方向舵偏轉(zhuǎn)范圍為[-R1 R1]武表示虛擬升降舵，虛擬
升降舵偏轉(zhuǎn)范圍為[-Rm RJ ；虛擬操縱面偏轉(zhuǎn)角矢量^ =[民式式]'，其中式、式、式分
別表示虛擬副翼偏轉(zhuǎn)角、虛擬方向舵偏轉(zhuǎn)角、虛擬升降舵偏轉(zhuǎn)角；虛擬操縱面矢量的控制效率矩陣為 B其中，^^為虛擬副翼的滾轉(zhuǎn)控制效率，6 為虛擬副翼的偏航控制效率，i^為虛擬副翼的俯仰控制效率，^ 為虛擬方向舵的滾轉(zhuǎn)控制效率，為虛擬方向舵的偏航控制效率，3 為虛擬方向舵的俯仰控制效率，為虛擬升降舵的滾轉(zhuǎn)控制效率，6 為虛擬升降舵的偏航控制效率，6 為虛擬升降舵的俯仰控制效率；真實(shí)操縱面的偏轉(zhuǎn)角矢量δ與虛擬操縱面偏轉(zhuǎn)角矢量^滿足關(guān)系^ =火J，K為加權(quán)均衡分配矩陣，且虛擬操縱面矢量控制的效率矩陣滿足5 = BK ；控制器根據(jù)駕駛員的駕駛指令或自動(dòng)駕駛儀期望的軌跡、姿態(tài)指令Cmd及飛機(jī)當(dāng)前狀態(tài)矢量X計(jì)算虛擬操縱面
偏轉(zhuǎn)角矢量S =[式^式]‘；根據(jù)加權(quán)均衡矩陣K計(jì)算真實(shí)操縱面偏轉(zhuǎn)角矢量j = j^，
真實(shí)操縱面偏轉(zhuǎn)角矢量根據(jù)真實(shí)操縱面矢量的控制效率矩陣B，計(jì)算得到期望的力矩矢量廠= = 其中f =[瓦&巧]‘；虛擬操縱面矢量j根據(jù)虛擬操縱面矢量的控制效率矩陣5，計(jì)算得到力矩矢量為廠=際=巡I虛擬操縱面矢量產(chǎn)生與真實(shí)操縱面矢量相同的力矩矢量F = [、Vj R]';其中
t、^ <分別表示期望的滾轉(zhuǎn)力矩、期望的偏航力矩、期望的俯仰力矩；步驟二 確定對(duì)真實(shí)操縱面進(jìn)行標(biāo)稱化及控制效率加權(quán)均衡分配的基本方法定義真實(shí)操縱面Ui (i = 1,2,…，n-l，n)的偏轉(zhuǎn)角δ ,時(shí)對(duì)應(yīng)的真實(shí)操縱面的飽和度Si為Si = fabs ( δ i/Ri)，其中函數(shù)fabs (χ)表示小數(shù)χ的絕對(duì)值；將控制效率矢量為Bj、偏轉(zhuǎn)范圍為[-Ri Ri]的真實(shí)操縱面Ui(i = 1，2，···，η-1，η) 對(duì)于偏轉(zhuǎn)范圍[- Rj]進(jìn)行標(biāo)稱化，得到標(biāo)稱化滾轉(zhuǎn)控制效率的絕對(duì)值、標(biāo)稱化偏航控制效率的絕對(duì)值、標(biāo)稱化俯仰控制效率的絕對(duì)值分別為為代、Zabs(B^R1ZRj)、
JhbsifiRi IRj)，其中函數(shù)fabs (χ)表示小數(shù)χ的絕對(duì)值； 設(shè)η個(gè)真實(shí)操縱面中有m個(gè)真實(shí)操縱面\、\
氣是屬于A轉(zhuǎn)動(dòng)方向
的操縱面，其中t彳e [1,2,…，n-l，n]，且7+ = -ym\ m，真實(shí)操縱面、(j = 1,2,
m-1, m)偏轉(zhuǎn)角4偏轉(zhuǎn)范圍分別為
、Rtj
，控制效率矢量為Bs"，且在A轉(zhuǎn)動(dòng)方向的控制
效率為3 ，設(shè)某虛擬操縱面&與111個(gè)真實(shí)操縱面在A轉(zhuǎn)動(dòng)方向的控制等效，虛擬操縱面的偏轉(zhuǎn)角為&，虛擬操縱面在A轉(zhuǎn)動(dòng)方向的控制效率為i^，偏轉(zhuǎn)角的偏轉(zhuǎn)范圍為[- Rh]；真實(shí)操縱面\ (j = 1,2,…，m-1, m)對(duì)于偏轉(zhuǎn)范圍[- Rh]進(jìn)行標(biāo)稱化，標(biāo)稱化操縱面％的標(biāo)稱化控制效率矢量
權(quán)利要求
1.多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，其特征在于包括以下幾個(gè)步驟 步驟一將多操縱面的控制分配問(wèn)題轉(zhuǎn)化為虛擬操縱面與真實(shí)操縱面的等效控制問(wèn)題飛機(jī)的η個(gè)真實(shí)操縱面組成真實(shí)操縱面矢量U= [U1 U2 -Ui…IV1 UnI'，其中Ui表示第i個(gè)真實(shí)操縱面，真實(shí)操縱面偏轉(zhuǎn)角矢量為S=LS1 δ2"Iiri δ J'，其中Si表示第i個(gè)真實(shí)操縱面的偏轉(zhuǎn)角，且控制效率矩陣為萬(wàn)=[趕B》-B^…於K"]'其中，Bsa； (i = 1,2,…，η-1, η)表示第i個(gè)真實(shí)操縱面Ui的控制效率矢量，且 δ· = Bl ,B^、B^、分別表示第i個(gè)真實(shí)操縱面Ui的滾轉(zhuǎn)控制效率、偏航控制效率、俯仰控制效率，且第i個(gè)真實(shí)操縱面Ui (i = 1，2，…，n-l，n)的偏轉(zhuǎn)角δ i的偏轉(zhuǎn)范圍為[-Ri, RiL角速率武限制為[-Pi, Pi]；建立虛擬操縱面矢量Γ/ =[圮uy運(yùn)]'，其中，&表示虛擬副翼，虛擬副翼偏轉(zhuǎn)范圍為[-Rk RJ Λ表示虛擬方向舵，虛擬方向舵偏轉(zhuǎn)范圍為[- R1]武表示虛擬升降舵，虛擬升降舵偏轉(zhuǎn)范圍為[-Rm RJ ；虛擬操縱面偏轉(zhuǎn)角矢量占=[式式式]'，其中式、式、式分別表示虛擬副翼偏轉(zhuǎn)角、虛擬方向舵偏轉(zhuǎn)角、虛擬升降舵偏轉(zhuǎn)角；虛擬操縱面矢量的控制效率矩陣為
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，其特征在于步驟五中的虛擬副翼的滾轉(zhuǎn)控制效率比例系數(shù)&的取值為0. 8 2. 0。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，其特征在于步驟五中的虛擬方向舵的偏航控制效率比例系數(shù)\的取值為0. 8 2. 0。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，其特征在于步驟五中的虛擬升降舵的俯仰控制效率比例系數(shù)~的取值為0. 8 2. 0。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，其特征在于步驟六中的標(biāo)稱化滾轉(zhuǎn)主操縱面的權(quán)限系數(shù)為Qxm的取值為0. 8 1. 5，標(biāo)稱化滾轉(zhuǎn)副操縱面的權(quán)限系數(shù)Qxs的取值為0. 5 2. 0之間。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，其特征在于步驟六中的標(biāo)稱化偏航主操縱面的權(quán)限系數(shù)為Qym的取值為0. 8 1. 5，標(biāo)稱化偏航副操縱面的權(quán)限系數(shù)Qys的取值為0. 5 2. 0。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，其特征在于步驟六中的標(biāo)稱化俯仰主操縱面的權(quán)限系數(shù)Qzm的取值為0. 8 1. 5，標(biāo)稱化俯仰副操縱面的權(quán)限系數(shù)Qzs的取值為0.5 2.0。
全文摘要
本發(fā)明提出的多操縱面飛機(jī)的一種均衡操縱分配方法，主要包括將多操縱面的控制分配問(wèn)題轉(zhuǎn)化為虛擬操縱面與真實(shí)操縱面的等效控制問(wèn)題、確定對(duì)真實(shí)操縱面進(jìn)行標(biāo)陳化及控制效率均衡分配的基本方法、將真實(shí)操縱面分類、進(jìn)行標(biāo)陳化并按照標(biāo)陳化控制效率的絕對(duì)值排序、確定虛擬操縱面的主導(dǎo)控制效率、將標(biāo)陳化操縱面分級(jí)、計(jì)算分配系數(shù)等幾個(gè)步驟。本發(fā)明將多操縱面的控制等效為特定控制效率及偏轉(zhuǎn)范圍限制的虛擬操縱面的控制，簡(jiǎn)化了控制律設(shè)計(jì)，避免了操縱面角速率超限的問(wèn)題，加權(quán)均衡分配矩陣計(jì)算簡(jiǎn)便，綜合考慮了操縱面的偏轉(zhuǎn)范圍、控制效率、控制級(jí)別、權(quán)限系數(shù)，充分利用了有效操縱面，有效避免了某些操縱面負(fù)擔(dān)過(guò)多的控制效率而引起的飽和。
文檔編號(hào)B64D31/06GK102320378SQ20111016573
公開(kāi)日2012年1月18日 申請(qǐng)日期2011年6月20日 優(yōu)先權(quán)日2011年6月20日
發(fā)明者劉智, 王勇 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)