專利名稱：飛行器不確定模型的控制器設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種控制器設(shè)計(jì)方法，特別是涉及一種飛行器不確定模型的控制器設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
飛機(jī)魯棒控制是目前國際航空界研究的重點(diǎn)課題之一，在高性能飛機(jī)控制器設(shè)計(jì)時(shí)，必須考慮魯棒穩(wěn)定性和魯棒控制問題；實(shí)際飛行器模型是很復(fù)雜的未知模型結(jié)構(gòu)的非線性微分方程式，為了描述這種復(fù)雜的非線性，人們通常采用風(fēng)洞和飛行試驗(yàn)得到按離散數(shù)據(jù)描述的試驗(yàn)?zāi)Ｐ?；為了減少風(fēng)險(xiǎn)并降低試驗(yàn)成本，通常按照不同高度、馬赫數(shù)進(jìn)行飛行機(jī)動(dòng)試驗(yàn)，這樣，描述飛行器試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷碾x散數(shù)據(jù)并不是很多，這種模型對(duì)靜穩(wěn)定性較好的飛行器很實(shí)用。然而，現(xiàn)代和未來的戰(zhàn)斗機(jī)為了提高“機(jī)敏性”都放寬了對(duì)靜態(tài)穩(wěn)定性的限制，戰(zhàn)斗機(jī)通常要求在開環(huán)臨界穩(wěn)定點(diǎn)附近工作；這樣就要求飛行控制系統(tǒng)能良好地處理模型不確定性問題；在實(shí)際飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中要考慮以下幾個(gè)主要問題(I)將試驗(yàn)得到離散數(shù)據(jù)用某一逼近模型來描述，模型中存在未建模動(dòng)態(tài)；(2)風(fēng)洞試驗(yàn)不能進(jìn)行全尺寸模型自由飛、存在約束，飛行試驗(yàn)離散點(diǎn)選擇、初始飛行狀態(tài)、機(jī)動(dòng)飛行的輸入動(dòng)作選擇等不可能將所有的非線性充分激勵(lì)，采用系統(tǒng)辨識(shí)所得模型存在各種各樣的誤差；(3)飛行環(huán)境與試驗(yàn)環(huán)境有區(qū)別，流場變化和干擾等使得實(shí)際氣動(dòng)力、力矩模型與試驗(yàn)?zāi)Ｐ陀袇^(qū)別；(4)執(zhí)行部件與控制元件存在制造容差，系統(tǒng)運(yùn)行過程中也存在老化、磨損等現(xiàn)象，與飛行試驗(yàn)的結(jié)果不相同；(5)在實(shí)際工程問題中，需要控制器比較簡單、可靠，通常需要對(duì)數(shù)學(xué)模型人為地進(jìn)行簡化，去掉一些復(fù)雜的因素；因此，在研究現(xiàn)代飛機(jī)的控制問題時(shí)，就必須考慮魯棒性問題。
1980年后，國際上開展了多種不確定系統(tǒng)的控制理論研究，特別是由加拿大學(xué)者 Zames提出的H-infinit理論，Zames認(rèn)為,基于狀態(tài)空間模型的LQG方法之所以魯棒性不好，主要是因?yàn)橛冒自肼暷Ｐ捅硎静淮_定的干擾是不現(xiàn)實(shí)的；因此，在假定干擾屬于某一已知信號(hào)集的情況下，Zames提出用其相應(yīng)靈敏度函數(shù)的范數(shù)作為指標(biāo)，設(shè)計(jì)目標(biāo)是在可能發(fā)生的最壞干擾下使系統(tǒng)的誤差在這種范數(shù)意義下達(dá)到極小，從而將干擾抑制問題轉(zhuǎn)化為求解使閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定；從此，國內(nèi)外很多學(xué)者展開了 H-infinit控制方法研究；在航空界， 該方法一直處于探索階段，美國NASA，德國宇航研究院、荷蘭等國都對(duì)魯棒控制方法進(jìn)行了研究，取得了很多仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果；國內(nèi)的航空院校也對(duì)飛機(jī)魯棒控制方法進(jìn)行了一系列的研究，如文獻(xiàn)(史忠科、吳方向等，《魯棒控制理論》，國防工業(yè)出版社，2003年I月；蘇宏業(yè).《魯棒控制基礎(chǔ)理論》，科學(xué)出版社，2010年10月)介紹，但這些結(jié)果與實(shí)際應(yīng)用的距離還相差甚大，難以直接對(duì)實(shí)際飛行控制器進(jìn)行設(shè)計(jì)并應(yīng)用；特別是很多研究僅僅根據(jù)李雅普諾夫定理給出了魯棒穩(wěn)定性條件，不能得到具體實(shí)現(xiàn)魯棒控制器設(shè)計(jì)步驟，沒有解決直接設(shè)計(jì)魯棒飛行控制器的技術(shù)問題。發(fā)明內(nèi)容3
為了克服現(xiàn)有魯棒控制理論缺乏設(shè)計(jì)步驟難以直接設(shè)計(jì)飛行控制器的技術(shù)不足， 本發(fā)明提供一種飛行器不確定模型的控制器設(shè)計(jì)方法；該方法提供了實(shí)際系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定控制器的設(shè)計(jì)條件，直接利用線性系統(tǒng)狀態(tài)反饋的閉環(huán)期望極點(diǎn)選擇，并根據(jù)所有閉環(huán)期望極點(diǎn)的實(shí)部全部為負(fù)數(shù)的特點(diǎn)，給出了限定條件不等式直接設(shè)計(jì)反饋矩陣，可以對(duì)風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)得到的含有不確定性飛行器模型直接設(shè)計(jì)飛行控制器，解決了當(dāng)前研究只給出魯棒穩(wěn)定性不等式而無法直接設(shè)計(jì)飛行控制器的技術(shù)問題。
本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是一種飛行器不確定模型的控制器設(shè)計(jì)方法，其特點(diǎn)是包括以下步驟
步驟一、在給定高度、馬赫數(shù)條件下通過風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)得到含有不確定性的飛行器模型為
X = (A + ΔΑ)χ + (Β + ΔΒ)ιι(I)
式中，X e Rn, U e R'11分別為狀態(tài)和輸入向量，A，B為已知的系數(shù)矩陣，ΛΑ、ΛΒ為系數(shù)矩陣未知部分；
選擇飛行控制器為u=-Kx
式中，K為反饋矩陣；
帶入(I)式中，有:±= L(A -BK)+ (ΔΑ — ΔΒΚ)]χ
步驟二、選取(A-B K)的特征值各不相同且實(shí)部為負(fù)，設(shè)計(jì)反饋矩陣K使得滿足條件
Λ>Μ τ ( Δ A- Δ B K)T JT1T1 ( Λ Α_ Λ B Κ)Μ ；
該控制器使得女=[(A - BK)+ (ΔΑ - ΔΒΚ)]χ魯棒穩(wěn)定；
式中，M為線性變換矩陣，
M-1 (A-B K)M=diag[ σ j+j ω 17 σ 2+j ω2, ...，σ η+j ω J ,
OpCOiQ=H…，η)為實(shí)數(shù)JcoiQ=I, 2,…，η)表示虛數(shù)，diag為對(duì)角矩陣符號(hào)，
Λ = diag σ , σ …，σ:；
ΛΑ-ΛΒΚ通常假設(shè)為Λ Α_ Λ BK=HFW, H，W均假設(shè)為已經(jīng)矩陣，0〈F彡I，I=diag[l， 1，…，I]為單位陣。
本發(fā)明的有益效果是通過本發(fā)明提供的系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定可解條件，直接利用線性系統(tǒng)狀態(tài)反饋的閉環(huán)期望極點(diǎn)選擇，并根據(jù)所有閉環(huán)期望極點(diǎn)的實(shí)部全部為負(fù)數(shù)的特點(diǎn)， 給出了限定條件不等式直接設(shè)計(jì)反饋矩陣，使得本研究領(lǐng)域的工程技術(shù)人員對(duì)風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)得到的含有不確定性飛行器模型直接設(shè)計(jì)飛行控制器，解決了當(dāng)前研究只給出魯棒穩(wěn)定性不等式而無法直接設(shè)計(jì)飛行控制器的技術(shù)問題。
下面結(jié)合具體實(shí)施方式
對(duì)本發(fā)明作詳細(xì)說明。
具體實(shí)施方式
本發(fā)明飛行器不確定模型的控制器設(shè)計(jì)方法具體步驟如下
I、在給定高度、馬赫數(shù)條件下通過風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)得到含有不確定性的飛行器模型為
X = (A + Δ A )x + (B + ΔΒ )u(I)
式中，x e Rn, U e Rni分別為狀態(tài)和輸入向量，A，B為已知的系數(shù)矩陣，ΛΑ、ΛΒ為系數(shù)矩陣未知部分；
選擇飛行控制器為u=-Kx
式中，K為反饋矩陣；
帶入(I)式中，有i= [(A — BK)+ (ΔΑ — ΔΒΚ)]χ
2、選取(A-B K)的特征值各不相同且實(shí)部為負(fù)，設(shè)計(jì)反饋矩陣K使得滿足條件
Λ>Μ τ ( Δ A- Δ B K)T JT1T1 ( Λ Α_ Λ B Κ)Μ ；
該控制器使得i = [(A - BK ) + (ΔΑ - ΔΒΚ )]x魯棒穩(wěn)定；
式中，M為線性變換矩陣，
M-1 (A-B K)M=diag[ σ j+j ω 17 σ 2+j ω2, ...，σ η+j ω J ,
OpCOiQ=H…，η)為實(shí)數(shù)JcoiQ=I, 2,…，η)表示虛數(shù)，diag為對(duì)角矩陣符號(hào)，
Λ = diag [σ,2,…，σ 2]；
ΛΑ-ΛΒΚ通常假設(shè)為Λ Α_ Λ BK=HFW, H，W均假設(shè)為已經(jīng)矩陣，0〈F彡I，I=diag[l， 1，…，I]為單位陣；
取飛行器縱向運(yùn)動(dòng)狀態(tài)變量為x=[qa θ ]τ，輸入變量為u= δ e，其中q為俯仰角速度，a為氣流迎角，Θ為俯仰角，為升降舵偏角；狀態(tài)方程系數(shù)矩陣為
權(quán)利要求
1.一種飛行器不確定模型的控制器設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括以下步驟 步驟一、在給定高度、馬赫數(shù)條件下通過風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)得到含有不確定性的飛行器模型為 X = (A + ΔΑ)χ + (Β + Δ B )u(I) 式中，X e Rn, U e Rni分別為狀態(tài)和輸入向量，A，B為已知的系數(shù)矩陣，ΛΑ、ΛΒ為系數(shù)矩陣未知部分； 選擇飛行控制器為u=-Kx 式中，K為反饋矩陣； 帶入(I)式中，有i = [(A -BK) + (ΔΑ — ΔΒΚ)]χ 步驟二、選取(A-B K)的特征值各不相同且實(shí)部為負(fù)，設(shè)計(jì)反饋矩陣K使得滿足條件 Λ>Μ τ ( Δ A- Δ B K)T ITtIT1 ( Λ A-Λ B Κ)Μ ； 該控制器使得女=[(A - BK) + (ΔΑ - ΔΒΚ)]χ魯棒穩(wěn)定； 式中，M為線性變換矩陣，M-1 (A-B K)M=diag[ σ Jj ω” σ 2+j ω2,…，σ n+j ωη],σ j,…，η)為實(shí)數(shù)，j (OiQ=H…，η)表示虛數(shù)，diag為對(duì)角矩陣符號(hào)， Λ = diag [σ,2, σ;,…，σ 2]； Λ A- Λ BK通常假設(shè)為ΔΑ-Δ BK=HFff, H，W均假設(shè)為已經(jīng)矩陣，0〈F ( I，I=diag [I，I，…，I]為單位陣。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛行器不確定模型的控制器設(shè)計(jì)方法，用于解決現(xiàn)有的魯棒控制理論缺乏設(shè)計(jì)步驟難以直接設(shè)計(jì)飛行控制器的技術(shù)問題。技術(shù)方案是給出系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定可解條件，直接利用線性系統(tǒng)狀態(tài)反饋的閉環(huán)期望極點(diǎn)選擇，并根據(jù)所有閉環(huán)期望極點(diǎn)的實(shí)部全部為負(fù)數(shù)的特點(diǎn)，給出了限定條件不等式直接設(shè)計(jì)反饋矩陣。使得本研究領(lǐng)域的工程技術(shù)人員對(duì)風(fēng)洞或飛行試驗(yàn)得到的含有不確定性飛行器模型直接設(shè)計(jì)飛行控制器，解決了當(dāng)前研究只給出魯棒穩(wěn)定性不等式而無法直接設(shè)計(jì)飛行控制器的技術(shù)問題。
文檔編號(hào)G05B13/00GK102929128SQ201210380908
公開日2013年2月13日 申請(qǐng)日期2012年10月10日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月10日
發(fā)明者史忠科 申請(qǐng)人:西北工業(yè)大學(xué)