專利名稱：基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設計方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種飛行器控制器設計方法，特別涉及基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設計方法。
背景技術：
飛行控制的基本目的是改善飛機的穩(wěn)定性和操縱性，從而提高執(zhí)行任務的能力；最近幾十年來，隨著飛機性能的不斷提高，飛行控制技術發(fā)生了很大的變化，出現(xiàn)了主動控制技術、綜合控制技術、自主飛行控制技術等先進的飛行控制技術，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?，F(xiàn)代高性能飛機對飛行控制系統(tǒng)提出了更高的要求，使用古典控制理論設計先進飛機的飛行控制系統(tǒng)已越來越困難；為了獲得更好的飛行品質(zhì)，許多現(xiàn)代控制方法被應用到飛機飛行控制系統(tǒng)的設計中，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(LQR/LQG/LTR)方法、定量反饋方法、動態(tài)逆方法、反饋線性化方法、 反步控制方法、滑模變結構控制方法等；這些方法，需要飛行器準確的數(shù)學模型，然而，飛行器模型是一個很復雜的非線性微分方程式，人們很難得到準確的數(shù)學模型；工程上，飛機模型都是在通過風洞實驗和飛行試驗得到的，實際飛行控制系統(tǒng)設計中還要考慮以下問題
(I)在已經(jīng)建立起數(shù)學模型的飛機參數(shù)發(fā)生變化或存在結構不確定時，飛行控制系統(tǒng)應該具有小的靈敏度響應；(2)由于控制器頻帶比較寬，使得飛機性能受飛機結構和執(zhí)行機構動態(tài)性能變化的影響比較有小的靈敏度響應比較大；(3)反饋控制器的設計雖然對飛行員指令會得到較理想的響應，但是對于外部干擾的響應可能會是破壞性的；(4)執(zhí)行部件與控制元件存在制造容差，系統(tǒng)運行過程中也存在老化、磨損及環(huán)境和運行條件惡化等現(xiàn)象；
(5)在實際工程問題中，通常對數(shù)學模型要人為地進行簡化，去掉一些復雜的因素；為此，非線性11吣和I；綜合魯棒控制等非線性設計方法也在飛行控制器設計中得到廣泛關注；上述方法，能夠得到僅適于某個給定飛行狀態(tài)的控制律結構及參數(shù)，在此基礎上，需要逐次對整個飛行包線內(nèi)不同飛行狀態(tài)下的控制律設計，得到適于不同飛行狀態(tài)的控制律結構和參數(shù)，并利用不同的方法進行控制律參數(shù)及結構的調(diào)整參數(shù)規(guī)律進行設計，最后得到一個適合于整個包線的完整的飛行控制律；依賴以上控制器設計方法，設計人員不能直接確定在給定飛行區(qū)域的穩(wěn)定性；文獻“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)飛行器通用的氣動力、力矩表達式進行了相平面分析，既不考慮飛行器機型、又不考慮氣動導數(shù)；論文方法偏離實際太遠，給出的結果不被人們認可。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有控制器設計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)域設計方法，該方法通過氣動力、力矩方程得到給定控制目標高度、馬赫數(shù)時的飛行器平穩(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，在此基礎上確定反饋控制器的參數(shù)，直接對飛行器三維大迎角運動進行控制，避免了在力矩方程中忽略氣動力作用等不正確近似，使得控制器在整個設計區(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致的不穩(wěn)定、不安全飛行等問題發(fā)生。本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案一種基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設計方法，其特點是包括以下步驟I、根據(jù)方程
權利要求
1.一種基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設計方法，其特征在于包括以下步驟 (a)根據(jù)方程
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于飛行器切換模型的全維控制器區(qū)域設計方法，用于解決現(xiàn)有的控制器設計方法不能直接確定給定飛行區(qū)域整體穩(wěn)定性的技術問題。該方法通過氣動力、力矩方程得到給定控制目標高度和馬赫數(shù)時的平衡點，采用相平面分析模型確定系統(tǒng)的區(qū)域穩(wěn)定性，在此基礎上確定反饋控制器的參數(shù)，直接對飛行器三維大迎角運動進行控制，避免了在力矩方程中忽略氣動力作用等不正確近似，使得控制器在整個設計區(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致的不穩(wěn)定、不安全飛行等問題發(fā)生。
文檔編號G05B17/02GK102707629SQ20121017694
公開日2012年10月3日 申請日期2012年5月31日 優(yōu)先權日2012年5月31日
發(fā)明者史忠科 申請人:西北工業(yè)大學