專(zhuān)利名稱(chēng)：一種基于符號(hào)控制的飛機(jī)起飛控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種基于符號(hào)控制(Symbolic Control)的飛機(jī)起飛控制方法，屬于控制理論技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛機(jī)起飛控制由于其時(shí)間短，狀態(tài)點(diǎn)多，使得控制問(wèn)題復(fù)雜，且需要控制精度較高，歷來(lái)是飛機(jī)控制研究中的難點(diǎn)。飛機(jī)起飛過(guò)程包括滑跑、前輪抬起和空中飛行。其中以滑跑階段和前輪抬起階段的控制難度最大。對(duì)于一般的控制方法，需要事先調(diào)整數(shù)量巨大的控制參數(shù)，并在控制過(guò)程中頻繁地切換參數(shù)，控制器設(shè)計(jì)任務(wù)十分繁重。從二十世紀(jì)七十年代以來(lái)，隨著航空技術(shù)的發(fā)展，由于飛機(jī)本身不完善而造成的事故逐年遞減。相對(duì)而言，飛機(jī)的主要事故發(fā)生在起飛階段。在起飛階段造成的飛行事故日益引起航空界的關(guān)注，成為航空工作者和氣象科學(xué)工作者的共同研究課題。有關(guān)符號(hào)控制的研究已經(jīng)有十幾年的歷史了，從一階倒立擺的控制，到對(duì)機(jī)器人局部運(yùn)動(dòng)關(guān)節(jié)和小型直升飛機(jī)的簡(jiǎn)單控制，再到控制系統(tǒng)的導(dǎo)航。人們?cè)趯で笠环N控制方法可以高效控制物理系統(tǒng)的狀態(tài)轉(zhuǎn)換、簡(jiǎn)化系統(tǒng)的控制律設(shè)計(jì)，或者有效的控制復(fù)雜或混合系統(tǒng)。這里的符號(hào)是廣義的，可以指字母，可以指數(shù)字，也可以是它們的組合，具體要看所研究的問(wèn)題形式以及需要達(dá)到的要求。符號(hào)控制可以產(chǎn)生有限個(gè)輸入，控制系統(tǒng)狀態(tài)間的轉(zhuǎn)移，通過(guò)簡(jiǎn)化控制器設(shè)計(jì)來(lái)減少計(jì)算機(jī)存儲(chǔ)和系統(tǒng)的復(fù)雜程度，可以根據(jù)要求在任意給定的精度范圍內(nèi)達(dá)到控制系統(tǒng)的目的。要求控制系統(tǒng)必須為可控且可觀的。符號(hào)控制通過(guò)將一個(gè)空間中的控制問(wèn)題變換到另一個(gè)更簡(jiǎn)單的空間中去，以實(shí)現(xiàn)狀態(tài)分析和控制的目的，與數(shù)字信號(hào)處理理論中的頻域和時(shí)域的關(guān)系頗為相似。符號(hào)控制將控制輸入量的求取與求解給定區(qū)間長(zhǎng)度的最優(yōu)覆蓋問(wèn)題聯(lián)系起來(lái)，在給定整數(shù)區(qū)間長(zhǎng)度的情況下，求解一個(gè)步數(shù)和幾個(gè)控制量，使這些控制量在不超過(guò)最大步數(shù)的情況下以精度1完全覆蓋這一區(qū)間長(zhǎng)度。符號(hào)控制方法作為一種新式的前沿方法，具有巨大的潛力。國(guó)際上，對(duì)符號(hào)控制的的研究仍然處于探索階段，而在國(guó)內(nèi)相關(guān)領(lǐng)域中，對(duì)符號(hào)控制的研究尚屬空白。該發(fā)明在國(guó)內(nèi)中屬于首次探索，通過(guò)對(duì)符號(hào)控制的學(xué)習(xí)研究，可以為后來(lái)的相關(guān)研究提供借鑒與參考。

發(fā)明內(nèi)容
1、發(fā)明目的本發(fā)明的目的是提供一種基于符號(hào)控制的飛機(jī)起飛控制方法，它是一種設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單并且控制精度較高的飛機(jī)起飛控制解決方法。此方法也可移植于其它復(fù)雜的控制律設(shè)計(jì)問(wèn)題。該方法利用符號(hào)控制求取控制輸入，將飛機(jī)狀態(tài)平穩(wěn)地轉(zhuǎn)移至目標(biāo)狀態(tài)，從而保證整個(gè)起飛過(guò)程中飛機(jī)的穩(wěn)定性。該方法充分利用了矩陣空間變換在控制律設(shè)計(jì)中的簡(jiǎn)潔和普適性。2、技術(shù)方案本發(fā)明提出一種基于符號(hào)控制的飛機(jī)起飛控制方法，其具體思路是將大型飛機(jī)多模態(tài)運(yùn)動(dòng)分解成有限個(gè)含有字母和單詞的輸入符號(hào)，并構(gòu)建相應(yīng)的符號(hào)指令集，指令集由具有可逆性和互通性的編碼符號(hào)組成，指令集中的符號(hào)指令可通過(guò)具有有限傳輸能力的信道發(fā)送給處理單元，隨后接收到所傳符號(hào)指令的飛行器控制單元再將其解碼成相應(yīng)的控制行為指令。符號(hào)控制正是由于它的簡(jiǎn)潔靈活能夠有助于我們快速準(zhǔn)確地實(shí)現(xiàn)信息的傳入傳出。其具體過(guò)程如

圖1所示。在實(shí)際控制中，具體操作指令將編碼為一系列符號(hào)通過(guò)有限帶寬連接傳遞至控制系統(tǒng)中，作為符號(hào)輸入，隨后進(jìn)行符號(hào)解碼輸入至下一級(jí)閉環(huán)控制子系統(tǒng)，作為其部分輸入與參量來(lái)源，當(dāng)控制子系統(tǒng)輸出控制量并控制最終模型后，將物理模型的反饋結(jié)果一部分反饋至閉環(huán)控制子系統(tǒng)作為其優(yōu)化根據(jù)，同時(shí)，反饋結(jié)果會(huì)被符號(hào)編碼反饋至符號(hào)控制的輸入端，為符號(hào)控制提供符號(hào)反饋。因此，符號(hào)控制能形成比閉環(huán)控制子系統(tǒng)形成更為高階的閉環(huán)控制，從而應(yīng)對(duì)模型出現(xiàn)的不確定性問(wèn)題。本發(fā)明一種基于符號(hào)控制的飛機(jī)起飛控制方法，該方法的具體步驟如下步驟一飛機(jī)起飛數(shù)學(xué)模型的建立(1)飛機(jī)起飛非線(xiàn)性數(shù)學(xué)模型的建立利用飛機(jī)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)和物理方程，建立起飛滑跑和空中飛行狀態(tài)下飛機(jī)的非線(xiàn)性數(shù)學(xué)模型；(2)非線(xiàn)性模型的線(xiàn)性化利用基于小擾動(dòng)原理的線(xiàn)性化方法，在起飛滑跑和空中飛行狀態(tài)下利用泰勒級(jí)數(shù)將非線(xiàn)性方程展開(kāi)并僅保留其一次項(xiàng)，得到此平衡點(diǎn)下的小擾動(dòng)線(xiàn)性方程。利用這一線(xiàn)性方程，進(jìn)行接下來(lái)起飛特性分析與控制律設(shè)計(jì)。步驟二 確定控制結(jié)構(gòu)將系統(tǒng)輸出作為反饋量進(jìn)行全狀態(tài)反饋，利用符號(hào)控制方法計(jì)算控制輸入。利用符號(hào)控制器器搭建控制結(jié)構(gòu)框圖，如圖5所示。整個(gè)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)可表示為Χ = +萬(wàn)f/，其中，U表示系統(tǒng)輸入，Xg表示要達(dá)到的目標(biāo)，狀態(tài)X = (V，α，θ，q)T表示飛機(jī)的狀態(tài)，V, α , θ，q分別表示飛機(jī)的速度、飛機(jī)的
迎角、飛機(jī)的俯仰角與飛機(jī)俯仰角速度。X為飛機(jī)狀態(tài)的一階導(dǎo)數(shù)，A和B為系統(tǒng)的線(xiàn)性矩陣。步驟三首先將控制系統(tǒng)離散化，令采樣時(shí)間為t，得到離散的系統(tǒng)方程G和H，通過(guò)線(xiàn)性反饋得到當(dāng)前系統(tǒng)狀態(tài)和目標(biāo)系統(tǒng)狀態(tài)的差ΔΧ，通過(guò)可控標(biāo)準(zhǔn)型矩陣變換操作求取至Brunovsky標(biāo)準(zhǔn)型的變換矩陣T。
權(quán)利要求
1. 一種基于符號(hào)控制的飛機(jī)起飛控制方法，其特征在于該方法的具體步驟如下 步驟一飛機(jī)起飛數(shù)學(xué)模型的建立(1)飛機(jī)起飛非線(xiàn)性數(shù)學(xué)模型的建立利用飛機(jī)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)和物理方程，建立起飛滑跑和空中飛行狀態(tài)下飛機(jī)的非線(xiàn)性數(shù)學(xué)模型；(2)非線(xiàn)性模型的線(xiàn)性化利用基于小擾動(dòng)原理的線(xiàn)性化方法，在起飛滑跑和空中飛行狀態(tài)下利用泰勒級(jí)數(shù)將非線(xiàn)性方程展開(kāi)并僅保留其一次項(xiàng)，得到此平衡點(diǎn)下的小擾動(dòng)線(xiàn)性方程，利用這一線(xiàn)性方程， 進(jìn)行接下來(lái)起飛特性分析與控制律設(shè)計(jì)； 步驟二 確定控制結(jié)構(gòu)將系統(tǒng)輸出作為反饋量進(jìn)行全狀態(tài)反饋，利用符號(hào)控制方法計(jì)算控制輸入，利用符號(hào)控制器搭建控制結(jié)構(gòu)框圖；整個(gè)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)表示為X = WZ +萬(wàn)f/，其中，U表示系統(tǒng)輸入，)(8表示要達(dá)到的目標(biāo)，狀態(tài)X = (V，α，θ，q)T表示飛機(jī)的狀態(tài)，V, α , θ，q分別表示飛機(jī)的速度、飛機(jī)的迎角、飛機(jī)的俯仰角與飛機(jī)俯仰角速度，X為飛機(jī)狀態(tài)的一階導(dǎo)數(shù)，A和B為系統(tǒng)的線(xiàn)性矩陣；步驟三首先將控制系統(tǒng)離散化，令采樣時(shí)間為t，得到離散的系統(tǒng)方程G和H，通過(guò)線(xiàn)性反饋得到當(dāng)前系統(tǒng)狀態(tài)和目標(biāo)系統(tǒng)狀態(tài)的差ΔΧ，通過(guò)可控標(biāo)準(zhǔn)型矩陣變換操作求取至 Brunovsky標(biāo)準(zhǔn)型的變換矩陣T ； ~h ‘ h*GΤ—1 = 2(1)h*G2h*G3其中h為將G、H變換為可控標(biāo)準(zhǔn)型的變換矩陣的最后一行； 步驟四在Brunovsky坐標(biāo)下求取需要的狀態(tài)轉(zhuǎn)移量Δ)(Β Δ Xb = T-1 Δ X(2)步驟五在Brunovsky坐標(biāo)下求取晶格glma的大小 glma = 2*e/kama(3)其中，e為給定的控制精度，其中的矩陣kama由下面的方程給出kesi = T*[\n\]Tkama = ^Jkesi(l,l)2 + kesi(2,l)2 + kesi(3,l)2 + kesi(4,l)2(4)步驟六求取在晶格度量下離目標(biāo)狀態(tài)最近的點(diǎn)，即計(jì)算正整數(shù)kl，使得kl*glma與 delt0_4的差最小，delt0_4由下式給出delt0_4 = (ΔΧβ(1, 1) +Δ Xb (2,1) +Δ Xb (3,1) +Δ Xb (4,1))/4(5)步驟七通過(guò)搜索計(jì)算Brunovsky坐標(biāo)的多個(gè)控制量ul、u2、u3，和多個(gè)控制次數(shù)i、j、 k，使它們滿(mǎn)足i*ul+j*u2+k*u3 = kl(6)規(guī)定正整數(shù)N，當(dāng)N為偶數(shù)時(shí)u3 = Ν2/4+3Ν/2+1 u2 = u3-lul = U3-N/2-1(7)當(dāng)N為奇數(shù)吋 u3 = N2/4+3N/2+5/4 u2 = u3-lul = u3-(N+l)/2-l(8)且有O < i < N-I O < j < N-l-iO < k < N-l-i-j(9)步驟八求取Brunovsky坐標(biāo)下控制輸入V V = [ulul. . . ulu2u2. . . u2u3u3. . . u3](10)V是ー個(gè)一維矩陣，其中ul、u2、u3按照上式的方式順序排列，ul、u2、u3分別有i、j、 k個(gè)；步驟九將控制輸入V通過(guò)變換從Brimovsky坐標(biāo)變換回原坐標(biāo)，得到控制輸入U(xiǎn) U = 2*glma*V/kama。(11)
全文摘要
一種基于符號(hào)控制的飛機(jī)起飛控制方法，它有九大步驟一、飛機(jī)起飛數(shù)學(xué)模型的建立；二、飛機(jī)非線(xiàn)性數(shù)學(xué)模型的線(xiàn)性化；三、控制系統(tǒng)離散化，求取至Brunovsky標(biāo)準(zhǔn)型的變換矩陣；四、在Brunovsky坐標(biāo)下求取需要的狀態(tài)轉(zhuǎn)移量；五、根據(jù)給定誤差在Brunovsky坐標(biāo)下求取晶格的大?。涣?、求取在晶格度量下離目標(biāo)狀態(tài)最近的點(diǎn)；七、通過(guò)搜索計(jì)算Brunovsky坐標(biāo)的多個(gè)控制量和多個(gè)控制次數(shù)；求取Brunovsky坐標(biāo)下控制輸入；九、將控制輸入通過(guò)變換從Brunovsky坐標(biāo)變換回原坐標(biāo)得到控制輸入。本發(fā)明充分利用了矩陣空間變換在控制律設(shè)計(jì)中的簡(jiǎn)潔和普適性，是一種設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單控制精度較高的飛機(jī)起飛控制方法。
文檔編號(hào)G05D1/00GK102541055SQ20121000217
公開(kāi)日2012年7月4日 申請(qǐng)日期2012年1月5日 優(yōu)先權(quán)日2012年1月5日
發(fā)明者段海濱, 羅琪楠 申請(qǐng)人:北京航空航天大學(xué)