專利名稱:基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域:
本發(fā)明涉及一種飛行器控制器設(shè)計(jì)方法,特別涉及基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù):
飛行控制的基本目的是改善飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性,從而提高執(zhí)行任務(wù)的能力;最近幾十年來(lái),隨著飛機(jī)性能的不斷提高,飛行控制技術(shù)發(fā)生了很大的變化,出現(xiàn)了主動(dòng)控制技術(shù)、綜合控制技術(shù)、自主飛行控制技術(shù)等先進(jìn)的飛行控制技術(shù),飛行控制系統(tǒng)與航電系統(tǒng)出現(xiàn)了高度綜合化的趨勢(shì)?,F(xiàn)代高性能飛機(jī)對(duì)飛行控制系統(tǒng)提出了更高的要求,使用古典控制理論設(shè)計(jì)先進(jìn)飛機(jī)的飛行控制系統(tǒng)已越來(lái)越困難;為了獲得更好的飛行品質(zhì),許多現(xiàn)代控制方法被應(yīng)用到飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中,如線性二次型調(diào)節(jié)器/線性二次型高斯函數(shù)/回路傳遞恢復(fù)(LQR/LQG/LTR)方法、定量反饋方法、動(dòng)態(tài)逆方法、反饋線性化方法、 反步控制方法、滑模變結(jié)構(gòu)控制方法等;這些方法,需要飛行器準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型,然而,飛行器模型是一個(gè)很復(fù)雜的非線性微分方程式,人們很難得到準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型;工程上,飛機(jī)模型都是在通過(guò)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和飛行試驗(yàn)得到的,實(shí)際飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中還要考慮以下問(wèn)題
(I)在已經(jīng)建立起數(shù)學(xué)模型的飛機(jī)參數(shù)發(fā)生變化或存在結(jié)構(gòu)不確定時(shí),飛行控制系統(tǒng)應(yīng)該具有小的靈敏度響應(yīng);(2)由于控制器頻帶比較寬,使得飛機(jī)性能受飛機(jī)結(jié)構(gòu)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)態(tài)性能變化的影響比較有小的靈敏度響應(yīng)比較大;(3)反饋控制器的設(shè)計(jì)雖然對(duì)飛行員指令會(huì)得到較理想的響應(yīng),但是對(duì)于外部干擾的響應(yīng)可能會(huì)是破壞性的;(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、磨損及環(huán)境和運(yùn)行條件惡化等現(xiàn)象;
(5)在實(shí)際工程問(wèn)題中,通常對(duì)數(shù)學(xué)模型要人為地進(jìn)行簡(jiǎn)化,去掉一些復(fù)雜的因素;為此,非線性11吣和I;綜合魯棒控制等非線性設(shè)計(jì)方法也在飛行控制器設(shè)計(jì)中得到廣泛關(guān)注;上述方法,能夠得到僅適于某個(gè)給定飛行狀態(tài)的控制律結(jié)構(gòu)及參數(shù),在此基礎(chǔ)上,需要逐次對(duì)整個(gè)飛行包線內(nèi)不同飛行狀態(tài)下的控制律設(shè)計(jì),得到適于不同飛行狀態(tài)的控制律結(jié)構(gòu)和參數(shù),并利用不同的方法進(jìn)行控制律參數(shù)及結(jié)構(gòu)的調(diào)整參數(shù)規(guī)律進(jìn)行設(shè)計(jì),最后得到一個(gè)適合于整個(gè)包線的完整的飛行控制律;依賴以上控制器設(shè)計(jì)方法,設(shè)計(jì)人員不能直接確定在給定飛行區(qū)域的穩(wěn)定性;文獻(xiàn)“Hsien-Keng Chen and Ching-I Lee, Anti-control ofchaos in rigid body motion, Chaos,Solitons&Fractals, 2004, Vol. 21(4) :957_965,,直接根據(jù)飛行器通用的氣動(dòng)力、力矩表達(dá)式進(jìn)行了相平面分析,既不考慮飛行器機(jī)型、又不考慮氣動(dòng)導(dǎo)數(shù);論文方法偏離實(shí)際太遠(yuǎn),給出的結(jié)果不被人們認(rèn)可。
發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有控制器設(shè)計(jì)方法不能直接確定給定飛行區(qū)域整體穩(wěn)定性的不足,本發(fā)明提供一種基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法,該方法通過(guò)氣動(dòng)力、力矩方程得到給定控制目標(biāo)高度、馬赫數(shù)時(shí)的飛行器平穩(wěn)平飛氣流迎角和配平舵面,引入氣流迎角、側(cè)滑角等狀態(tài)反饋控制器,采用相平面分析模型確定系統(tǒng)的區(qū)域穩(wěn)定性,在此基礎(chǔ)上確定反饋控制器的參數(shù),直接對(duì)飛行器三維大迎角運(yùn)動(dòng)進(jìn)行控制,避免了在力矩方程中忽略氣動(dòng)力作用等不正確近似,使得控制器在整個(gè)設(shè)計(jì)區(qū)域都能保證飛行器的穩(wěn)定性,減少甚至避免了分析模型導(dǎo)致的不穩(wěn)定、不安全飛行等問(wèn)題發(fā)生。本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案一種基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法,其特點(diǎn)是包括以下步驟I、根據(jù)方程
權(quán)利要求
1.一種基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法,其特征在于包括以下步驟 (a)根據(jù)方程
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法,用于解決現(xiàn)有的控制器設(shè)計(jì)方法不能直接確定給定飛行區(qū)域整體穩(wěn)定性的技術(shù)問(wèn)題。該方法通過(guò)氣動(dòng)力、力矩方程得到給定控制目標(biāo)高度和馬赫數(shù)時(shí)的平衡點(diǎn),采用相平面分析模型確定系統(tǒng)的區(qū)域穩(wěn)定性,在此基礎(chǔ)上確定反饋控制器的參數(shù),直接對(duì)飛行器三維大迎角運(yùn)動(dòng)進(jìn)行控制,避免了在力矩方程中忽略氣動(dòng)力作用等不正確近似,使得控制器在整個(gè)設(shè)計(jì)區(qū)域都能保證飛行器的穩(wěn)定性,減少甚至避免了分析模型導(dǎo)致的不穩(wěn)定、不安全飛行等問(wèn)題發(fā)生。
文檔編號(hào)G05B17/02GK102707629SQ20121017694
公開(kāi)日2012年10月3日 申請(qǐng)日期2012年5月31日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月31日
發(fā)明者史忠科 申請(qǐng)人:西北工業(yè)大學(xué)