專(zhuān)利名稱(chēng)：軌跡跟蹤飛行控制器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明總體涉及用于固定翼飛機(jī)的軌跡跟蹤控制器。
背景技術(shù)：
軌跡跟蹤控制已被廣泛地研究，并應(yīng)用于各種各樣的平臺(tái)，包括小型無(wú)人駕駛的車(chē)輛、直升機(jī)、在下一代空中運(yùn)輸?shù)谋尘跋碌倪\(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)、以及彈性飛機(jī)控制。由于內(nèi)在的不確定性、系統(tǒng)的非線性以及對(duì)跟蹤高度機(jī)動(dòng)性的目標(biāo)的苛刻的性能要求，跟蹤制導(dǎo)彈藥和導(dǎo)彈系統(tǒng)特別提出重大的技術(shù)挑戰(zhàn)。增益調(diào)度用于自主車(chē)輛的軌跡跟蹤，雖然增益調(diào)度方法常常特別在設(shè)計(jì)中被使用。軌跡線性化控制(TLC)被描述為包括基于非線性動(dòng)態(tài)準(zhǔn)反轉(zhuǎn)的開(kāi)環(huán)標(biāo)稱(chēng)控制器以及線性時(shí)變(LTV)反饋控制器以指數(shù)地穩(wěn)定線性化跟蹤誤差動(dòng)力學(xué)。該方法應(yīng)用于多輸入多輸出(MIMO)系統(tǒng)，該系統(tǒng)在非軸對(duì)稱(chēng)導(dǎo)彈模型的橫搖-偏航(roll-yaw)自動(dòng)駕駛儀上提供軌跡線性化方法。TLC控制器也設(shè)計(jì)成用于可重復(fù)使用的運(yùn)載火箭的三自由度(3D0F)控制、超音速?zèng)_壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)力學(xué)模型的3D0F經(jīng)度控制、以及豎直起飛和著陸(VTOL)飛機(jī)模型的六自由度(6D0F)控制?？刂评顏喥罩Z夫(Lyapimov)函數(shù)(CLF)方法已用于對(duì)軌跡跟蹤問(wèn)題的非線性控制器設(shè)計(jì)。滾動(dòng)時(shí)域控制(RHC)和模型預(yù)測(cè)控制(MPC)方法也已被評(píng)價(jià)。CLF用于構(gòu)造對(duì)各種約束輸入情況的通用穩(wěn)定化公式例如，在具有被限制到單位球體的控制輸入的系統(tǒng)中， 以及具有正束縛標(biāo)量控制輸入的系統(tǒng)。CLF方法應(yīng)用于對(duì)既定的縱向和橫向模式自動(dòng)駕駛儀外部的無(wú)人駕駛飛行器(UAV)的約束非線性軌跡跟蹤控制，其中輸入受到速率約束。滿(mǎn)足跟蹤需要的控制輸入選自通過(guò)對(duì)輸入約束設(shè)計(jì)的CLF來(lái)產(chǎn)生的一組可行的輸入。該方法擴(kuò)展到利用退步技術(shù)以發(fā)展對(duì)固定翼UAV的速度和橫搖角控制定律來(lái)執(zhí)行非線性跟蹤，且未知的自動(dòng)駕駛儀常數(shù)通過(guò)參數(shù)適應(yīng)來(lái)識(shí)別。對(duì)直升機(jī)的軌跡跟蹤控制利用類(lèi)似的退步方法。退步控制器與航徑角軌跡控制器的典型非線性動(dòng)態(tài)反轉(zhuǎn)控制方法比較，其中模型選擇被發(fā)現(xiàn)影響反轉(zhuǎn)控制的性能，但退步方法導(dǎo)致很難以穩(wěn)定性的有限保證來(lái)測(cè)試的復(fù)雜控制結(jié)構(gòu)。在文獻(xiàn)中研究了自適應(yīng)控制方法以處理不確定性。特別是，利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的方法看來(lái)似乎是以不完整的模型信息來(lái)控制各種復(fù)雜非線性系統(tǒng)的有效工具。動(dòng)態(tài)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)用于自適應(yīng)非線性識(shí)別軌跡跟蹤，其中動(dòng)態(tài)Lyapimov型分析用于利用代數(shù)和微分里卡蒂 (Riccati)方程來(lái)確定穩(wěn)定條件。由在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)加強(qiáng)的動(dòng)態(tài)反轉(zhuǎn)控制適用于幾種平臺(tái)，包括制導(dǎo)彈藥和損壞的飛機(jī)，且適用于遵循飛行控制結(jié)構(gòu)的軌跡。由于在操縱軌跡跟蹤時(shí)飛行動(dòng)力學(xué)的高度非線性和時(shí)變性質(zhì)，常規(guī)飛行控制器一般依賴(lài)于對(duì)使用線性非時(shí)變(LTI)系統(tǒng)理論設(shè)計(jì)的一組控制器進(jìn)行增益調(diào)度。增益調(diào)度控制器遭受內(nèi)在的緩慢時(shí)變和有利的非線性約束，且控制器設(shè)計(jì)和調(diào)諧是高度軌跡相關(guān)的。 現(xiàn)代非線性控制技術(shù)例如反饋線性化和動(dòng)態(tài)反轉(zhuǎn)通過(guò)經(jīng)由坐標(biāo)轉(zhuǎn)換和狀態(tài)反饋消除線性化或通過(guò)構(gòu)造非線性對(duì)象的動(dòng)態(tài)(偽)反轉(zhuǎn)來(lái)減輕這些限制。LTI跟蹤誤差動(dòng)力學(xué)可在非線性消除之后用公式表示，或由LTI控制器控制。這種控制方案的缺點(diǎn)是，非線性消除在 LTI控制環(huán)中完成。因此，不完全的消除由于傳感器動(dòng)力學(xué)或建模誤差而導(dǎo)致不能被LTI控制器設(shè)計(jì)補(bǔ)償?shù)姆蔷€性動(dòng)力學(xué)，且不能被LTI控制器有效地適應(yīng)。

發(fā)明內(nèi)容
為了處理這些新的挑戰(zhàn)，發(fā)展了固定翼飛機(jī)的6D0F軌跡跟蹤TLC結(jié)構(gòu)。如在固定翼飛機(jī)中實(shí)現(xiàn)的，本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式包括適合于產(chǎn)生固定翼飛機(jī)的命令位置矢量的軌跡規(guī)劃器；電耦合到軌跡規(guī)劃器以從軌跡規(guī)劃器接收命令位置矢量的TLC結(jié)構(gòu)；電耦合到 TLC結(jié)構(gòu)以將感測(cè)參數(shù)發(fā)送到TLC結(jié)構(gòu)的航空電子傳感器；以及電耦合到TLC結(jié)構(gòu)以從TLC 結(jié)構(gòu)接收控制信號(hào)的控制致動(dòng)器。TLC結(jié)構(gòu)包括處理器和配置成在處理器上執(zhí)行來(lái)通過(guò)下列操作產(chǎn)生控制信號(hào)的程序代碼使用來(lái)自軌跡規(guī)劃器的命令位置矢量來(lái)在第一控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和反饋控制機(jī)體速度命令矢量；使用來(lái)自第一控制環(huán)的標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和反饋控制機(jī)體速度命令矢量來(lái)在第二控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令；使用來(lái)自第二控制環(huán)的標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量和反饋控制歐拉角命令矢量來(lái)在第三控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量；使用來(lái)自第三控制環(huán)的標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量來(lái)在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量； 以及使用來(lái)自第四控制環(huán)的力矩命令矢量來(lái)確定控制信號(hào)。在該實(shí)施方式的另一方面，控制信號(hào)進(jìn)一步通過(guò)下列操作產(chǎn)生進(jìn)一步使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)位置矢量來(lái)在第一控制環(huán)中確定反饋控制機(jī)體速度命令矢量，進(jìn)一步使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)速度矢量來(lái)在第二控制環(huán)中確定反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令，進(jìn)一步使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)歐拉角矢量來(lái)在第三控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量，進(jìn)一步使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)機(jī)體速率矢量來(lái)在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量?？刂菩盘?hào)包括發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥、副翼、升降舵、方向舵或直接升力(例如襟副翼)偏轉(zhuǎn)命令。飛機(jī)可包括機(jī)身和控制操縱器，其中控制操縱器適合于從控制致動(dòng)器接收控制信號(hào)?？刂撇倏v器是發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥、副翼、升降舵、方向舵或襟副翼。本發(fā)明還設(shè)想產(chǎn)生控制信號(hào)的方法，該方法包括使用來(lái)自軌跡規(guī)劃器的固定翼飛機(jī)的命令位置矢量來(lái)在第一控制環(huán)中使用硬件實(shí)現(xiàn)的處理器確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和反饋控制機(jī)體速度命令矢量；使用來(lái)自第一控制環(huán)的標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和反饋控制機(jī)體速度命令矢量來(lái)在第二控制環(huán)中使用處理器確定標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令；使用來(lái)自第二控制環(huán)的標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量和反饋控制歐拉角命令矢量來(lái)在第三控制環(huán)中使用處理器確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量；使用來(lái)自第三控制環(huán)的標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量來(lái)在第四控制環(huán)中使用處理器確定力矩命令矢量；以及使用來(lái)自第四控制環(huán)的力矩命令矢量來(lái)使用處理器確定控制信號(hào)。該方法還包括部分地基于來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)參數(shù)來(lái)產(chǎn)生控制信號(hào)。因此，產(chǎn)生控制信號(hào)可包括進(jìn)一步使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)位置矢量來(lái)在第一控制環(huán)中確定反饋控制機(jī)體速度命令矢量，進(jìn)一步使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)速度矢量來(lái)在第二控制環(huán)中確定反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令，進(jìn)一步使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)歐拉角矢量來(lái)在第三控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量，進(jìn)一步使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)機(jī)體速率矢量來(lái)在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量。本發(fā)明還設(shè)想程序產(chǎn)品，其包括計(jì)算機(jī)可讀介質(zhì)和存儲(chǔ)在計(jì)算機(jī)可讀介質(zhì)上的程序代碼，程序代碼配置成在硬件實(shí)現(xiàn)的處理器上執(zhí)行以通過(guò)下列操作產(chǎn)生控制信號(hào)使用來(lái)自軌跡規(guī)劃器的命令位置矢量來(lái)在第一控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和反饋控制機(jī)體速度命令矢量；使用來(lái)自第一控制環(huán)的標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和反饋控制機(jī)體速度命令矢量來(lái)在第二控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令；使用來(lái)自第二控制環(huán)的標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量和反饋控制歐拉角命令矢量來(lái)在第三控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量；使用來(lái)自第三控制環(huán)的標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量來(lái)在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量；以及使用來(lái)自第四控制環(huán)的力矩命令矢量來(lái)確定控制信號(hào)。


合并到該描述中并構(gòu)成該描述的一部分的附圖示出本發(fā)明的實(shí)施方式，并連同上面給出的發(fā)明的一般描述和下面給出的詳細(xì)描述一起用于解釋本發(fā)明。圖1是用于構(gòu)成本發(fā)明的TLC結(jié)構(gòu)的基本控制環(huán)配置的方框圖。圖2是包括四個(gè)嵌套控制環(huán)的根據(jù)本發(fā)明的TLC結(jié)構(gòu)的方框圖，其中每個(gè)控制環(huán)從圖1所示的基本控制環(huán)建模。圖3是圖2所示的反轉(zhuǎn)平移運(yùn)動(dòng)環(huán)1的方框圖。
圖4是圖2所示的OL制導(dǎo)LTV跟蹤誤差控制器環(huán)1的方框圖。
圖5是對(duì)固定翼飛機(jī)實(shí)現(xiàn)的圖2的TLC結(jié)構(gòu)的方框圖。
圖6是示出來(lái)自設(shè)計(jì)驗(yàn)證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的位置數(shù)據(jù)的位置跟蹤的曲線。
圖7a是設(shè)計(jì)i 證實(shí)例的預(yù)定的飛行航徑的曲線。
圖7b是設(shè)計(jì)·[證實(shí)例的預(yù)定的航向的曲線。
圖8a是設(shè)計(jì)·[證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的χ位置的曲線。
圖8b是設(shè)計(jì)·[證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的y位置的曲線。
圖8c是設(shè)計(jì)i[證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的ζ位置的曲線。
圖9a是設(shè)計(jì)· 證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的機(jī)體坐標(biāo)系u速度的曲線。
圖9b是設(shè)計(jì)· 證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的機(jī)體坐標(biāo)系ν速度的曲線。
圖9c是設(shè)計(jì)· 證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的機(jī)體坐標(biāo)系W速度的曲線。
圖IOa是設(shè)計(jì) 險(xiǎn)證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的歐拉橫搖角的曲線。
圖IOb是設(shè)計(jì) 險(xiǎn)證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的歐拉俯仰角的曲線。
圖IOc是設(shè)計(jì) 險(xiǎn)證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的歐拉偏航角的曲線。
圖Ila是設(shè)計(jì) 險(xiǎn)證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的機(jī)體坐標(biāo)系橫搖速率的曲線。
圖lib是設(shè)計(jì) 險(xiǎn)證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的機(jī)體坐標(biāo)系俯仰速率的曲線。
圖lie是設(shè)計(jì) 險(xiǎn)證實(shí)例的預(yù)定和感測(cè)的機(jī)體坐標(biāo)系偏航速率的曲線。
圖12是配置成實(shí)現(xiàn)根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方式的圖2的TLC結(jié)構(gòu)的裝置的硬件和軟件環(huán)境的圖示。
具體實(shí)施例方式A.術(shù)語(yǔ)下面是在詳細(xì)描述和附圖中使用的術(shù)語(yǔ)的列表。
權(quán)利要求
1.一種裝置，包括軌跡規(guī)劃器，其適合于產(chǎn)生固定翼飛機(jī)的命令位置矢量；TLC結(jié)構(gòu)，其電耦合到所述軌跡規(guī)劃器以從所述軌跡規(guī)劃器接收所述命令位置矢量； 航空電子傳感器，其電耦合到所述TLC結(jié)構(gòu)以將感測(cè)參數(shù)發(fā)送到所述TLC結(jié)構(gòu)；以及控制致動(dòng)器，其電耦合到所述TLC結(jié)構(gòu)以從所述TLC結(jié)構(gòu)接收控制信號(hào)； 其中所述TLC結(jié)構(gòu)包括 處理器；以及程序代碼，其配置成在所述處理器上執(zhí)行來(lái)通過(guò)下列操作產(chǎn)生控制信號(hào) 使用來(lái)自所述軌跡規(guī)劃器的所述命令位置矢量來(lái)在第一控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和反饋控制機(jī)體速度命令矢量；使用來(lái)自所述第一控制環(huán)的所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和所述反饋控制機(jī)體速度命令矢量來(lái)在第二控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令；使用來(lái)自所述第二控制環(huán)的所述標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量和所述反饋控制歐拉角命令矢量來(lái)在第三控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量；使用來(lái)自所述第三控制環(huán)的所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和所述反饋控制機(jī)體速率命令矢量來(lái)在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量；以及使用來(lái)自所述第四控制環(huán)的所述力矩命令矢量來(lái)確定所述控制信號(hào)。
2.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中在所述第一控制環(huán)中確定所述反饋控制機(jī)體速度命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)位置矢量。
3.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中在所述第二控制環(huán)中確定所述反饋控制歐拉角命令矢量和所述節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)速度矢量。
4.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中在所述第三控制環(huán)中確定所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和所述反饋控制機(jī)體速率命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)歐拉角矢量。
5.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中在所述第四控制環(huán)中確定所述力矩命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)機(jī)體速率矢量。
6.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)參數(shù)包括感測(cè)位置矢量、感測(cè)速度矢量、感測(cè)歐拉角矢量和感測(cè)機(jī)體速率矢量。
7.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中在所述第一控制環(huán)中確定所述反饋控制機(jī)體速度命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)位置矢量，在所述第二控制環(huán)中確定所述反饋控制歐拉角命令矢量和所述節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)速度矢量，在所述第三控制環(huán)中確定所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和所述反饋控制機(jī)體速率命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)歐拉角矢量，在所述第四控制環(huán)中確定所述力矩命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)機(jī)體速率矢量。
8.如權(quán)利要求1所述的裝置，其中所述控制信號(hào)包括發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥、副翼、升降舵、方向舵或襟副翼偏轉(zhuǎn)命令。
9.如權(quán)利要求1所述的裝置，還包括具有機(jī)身和控制操縱器的飛機(jī)，所述控制操縱器適合于從所述控制致動(dòng)器接收所述控制信號(hào)。
10.如權(quán)利要求9所述的裝置，其中所述控制操縱器是發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥、副翼、升降舵、方向舵或襟副翼。
11.一種產(chǎn)生控制信號(hào)的方法，所述方法包括使用來(lái)自軌跡規(guī)劃器的固定翼飛機(jī)的命令位置矢量來(lái)在第一控制環(huán)中使用硬件實(shí)現(xiàn)的處理器確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和反饋控制機(jī)體速度命令矢量；使用來(lái)自所述第一控制環(huán)的所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和所述反饋控制機(jī)體速度命令矢量來(lái)在第二控制環(huán)中使用所述處理器確定標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令；使用來(lái)自所述第二控制環(huán)的所述標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量和所述反饋控制歐拉角命令矢量來(lái)在所述第三控制環(huán)中使用所述處理器確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量；使用來(lái)自所述第三控制環(huán)的所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和所述反饋控制機(jī)體速率命令矢量來(lái)在第四控制環(huán)中使用所述處理器確定力矩命令矢量；以及使用來(lái)自所述第四控制環(huán)的所述力矩命令矢量來(lái)使用所述處理器確定控制信號(hào)。
12.如權(quán)利要求11所述的方法，其中在所述第一控制環(huán)中確定所述反饋控制機(jī)體速度命令矢量還使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)位置矢量。
13.如權(quán)利要求11所述的方法，其中在所述第二控制環(huán)中確定所述反饋控制歐拉角命令矢量和所述節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)速度矢量。
14.如權(quán)利要求11所述的方法，其中在所述第三控制環(huán)中確定所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和所述反饋控制機(jī)體速率命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)歐拉角矢量。
15.如權(quán)利要求11所述的方法，其中在所述第四控制環(huán)中確定所述力矩命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)機(jī)體速率矢量。
16.如權(quán)利要求11所述的方法，其中在所述第一控制環(huán)中確定所述反饋控制機(jī)體速度命令矢量還使用來(lái)自航空電子傳感器的感測(cè)位置矢量，在所述第二控制環(huán)中確定所述反饋控制歐拉角命令矢量和所述節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)速度矢量，在所述第三控制環(huán)中確定所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和所述反饋控制機(jī)體速率命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)歐拉角矢量，在所述第四控制環(huán)中確定所述力矩命令矢量還使用來(lái)自所述航空電子傳感器的感測(cè)機(jī)體速率矢量。
17.如權(quán)利要求11所述的方法，還包括將所述控制信號(hào)發(fā)送到控制致動(dòng)器，所述控制致動(dòng)器耦合到控制操縱器。
18.如權(quán)利要求17所述的方法，其中所述控制操縱器是發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥、副翼、升降舵、 方向舵或襟副翼。
19.如權(quán)利要求18所述的方法，其中所述控制信號(hào)包括發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥、副翼、升降舵、 方向舵或襟副翼偏轉(zhuǎn)命令。
20.一種程序產(chǎn)品，包括計(jì)算機(jī)可讀介質(zhì)；以及程序代碼，其存儲(chǔ)在計(jì)算機(jī)可讀介質(zhì)上，所述程序代碼配置成在硬件實(shí)現(xiàn)的處理器上執(zhí)行以通過(guò)下列操作產(chǎn)生控制信號(hào)使用來(lái)自軌跡規(guī)劃器的命令位置矢量來(lái)在第一控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和反饋控制機(jī)體速度命令矢量；使用來(lái)自所述第一控制環(huán)的所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速度矢量和所述反饋控制機(jī)體速度命令矢量來(lái)在第二控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量、反饋控制歐拉角命令矢量和節(jié)流閥調(diào)定反饋控制命令；使用來(lái)自所述第二控制環(huán)的所述標(biāo)稱(chēng)歐拉角矢量和所述反饋控制歐拉角命令矢量來(lái)在第三控制環(huán)中確定標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和反饋控制機(jī)體速率命令矢量；使用來(lái)自所述第三控制環(huán)的所述標(biāo)稱(chēng)機(jī)體速率矢量和所述反饋控制機(jī)體速率命令矢量來(lái)在第四控制環(huán)中確定力矩命令矢量；以及使用來(lái)自所述第四控制環(huán)的所述力矩命令矢量來(lái)確定控制信號(hào)。
全文摘要
闡述了固定翼飛機(jī)(46)的六自由度軌跡線性化控制器(TLC)結(jié)構(gòu)(30)。TLC結(jié)構(gòu)(30)通過(guò)非線性運(yùn)動(dòng)方程的動(dòng)態(tài)反轉(zhuǎn)來(lái)計(jì)算標(biāo)稱(chēng)力和力矩命令。線性時(shí)變(LTV)跟蹤誤差調(diào)節(jié)器提供跟蹤誤差動(dòng)力學(xué)的指數(shù)穩(wěn)定性以及對(duì)不確定性和誤差建模的魯棒性?；究刂骗h(huán)包括閉環(huán)、LTV穩(wěn)定化控制器(12)、準(zhǔn)反轉(zhuǎn)對(duì)象模型(14)和非線性對(duì)象模型(16)。這四個(gè)基本控制環(huán)(34、36、40、42)被嵌套以形成TLC結(jié)構(gòu)(30)。
文檔編號(hào)G08G5/00GK102439646SQ201080022039
公開(kāi)日2012年5月2日 申請(qǐng)日期2010年3月25日 優(yōu)先權(quán)日2009年3月26日
發(fā)明者建潮·朱, 托尼·M·阿達(dá)米 申請(qǐng)人:俄亥俄州立大學(xué)