專利名稱：用于自動飛行和風切變狀況的控制系統(tǒng)的制作方法
技術領域：
本發(fā)明一般地涉及飛機的飛行控制系統(tǒng)領域，具體涉及一種用于在微爆流(microburst)中的自動飛行和恢復的系統(tǒng)。
背景技術：
無人飛行器(unmanned aerial vehicle，UAV)被定義為動力驅(qū)動的飛行器，它不承載人操作員，自主地飛行或者被遠程引導，并且可消耗(expendable)或者可收回。當通過遠程引導來進行控制時，控制可以是連續(xù)的或者偶爾的。但是，自主飛行器可以遵循預先編程的航線，并且可以或者可以不具有重新取路徑或者重新選擇目標的能力。
雖然UAV由于在操作中的較高的損耗——特別是在戰(zhàn)斗中——而比載人飛機具有更短的預期使用期限，但是UAV通常被設計為可重用的。UAV將存活相對小數(shù)量的出動架次，直到故障、事故或者敵對行為摧毀它們。飛機和UAV的損失率是影響UAV和載人飛行器的成本效益(cost-effectiveness)的重要概念。
使用UAV的主要原因是不僅在于降低在戰(zhàn)斗或者其他危險任務中對于人的風險，而且在于以比歷史上對于載人飛行器的情況更有效和成本較低的方式執(zhí)行任務。另一個相關原因是使得機器不受到人施加的限制使得它們的性能提高。從一開始，就希望無人飛行器將比載人飛機開發(fā)和制造更便宜，并且UAV將降低對于現(xiàn)代載人飛機所需要的支持設施和人力的需求。
作為在飛行控制、數(shù)據(jù)和信號處理、場外(off-board)傳感器、通信鏈路和綜合航空電子設備上的技術進步的結(jié)果，UAV現(xiàn)在是一個重要的選擇。為了允許自主操作，正在對于UAV開發(fā)許多類型的系統(tǒng)，包括例如用于友敵識別或者交通避讓的系統(tǒng)。飛行控制系統(tǒng)可以被配置來用于控制在特定類型的飛行諸如搜索和救援行動中的UAV或者用于在嚴酷天氣狀況期間的飛行。
在有人駕駛的飛機中，當天氣狀況惡化并且引起安全關切時，飛行員控制飛機并且將采取正確的行為。例如，飛行員可能看見在飛機之前的雷暴雨，并且駕駛飛機繞開暴風雨，以避免以微爆流形式的低層風切變(windshear)的不希望的影響。但是，自主運行的UAV將不知道暴風雨在接近，并且可能直接地飛入暴風雨中。
微爆流對于飛機的影響是過去幾十年的深入調(diào)查的主題。微爆流的特征在于風的向下陣風，當它與地面相互作用時產(chǎn)生風速或者風向的突變。微爆流被當作對于飛行安全的嚴重危害，對飛機性能產(chǎn)生大的副面空氣動力影響，未經(jīng)警告地改變飛機飛行路徑，并且削弱飛機的推力、動力和升力。因為許多飛行事故歸因于低層風切變的影響，因此用于對抗微爆流的飛機的控制系統(tǒng)的設計已經(jīng)變?yōu)轱w行控制中的重要課題。
由于微爆流而導致的對于飛機的副面空氣動力影響是由在垂直和水平風速上的突然和較大的改變導致的。人們使用飛行中數(shù)據(jù)開發(fā)了微爆流模型，這些模型的大多數(shù)采用陣風的Dryden表示。這些模型與飛機參數(shù)識別方法結(jié)合以開發(fā)必要的控制規(guī)則。在設計控制規(guī)則中的主要困難之一是在對于微爆流狀況的空氣動力系數(shù)的建模中的不確定性和解決非線性影響的能力。
當UAV向微爆流范圍飛行時，控制地面站可能沒有檢測到這個可能的危險。同時，UAV可能丟失與所述地面站的通信鏈路，并且可能不能接收其他衛(wèi)星或者其他無線相關信號，諸如全球定位系統(tǒng)(GPS)信號。UAV如何對于在微爆流內(nèi)的狀況進行反應將確定UAV是否可以在微爆流攻擊下生存，并且已經(jīng)顯示，標準飛行控制規(guī)則不能成功地指引UAV避開微爆流。
在圖1中示出了在飛行路徑上的微爆流狀況下用于控制UAV的飛行和恢復的問題。如圖所示，UAV 11被編程來沿著路徑13飛行。在暴風雨17中的微爆流區(qū)域15產(chǎn)生中心的下?lián)舯?9，當下?lián)舯?9接觸在暴風雨17下的地面時它被向外引導為側(cè)面的外擊爆流(outburst)21、23。當UAV 11通過外擊爆流21時，它可能具有由來自地面的向上的風或者由頂風產(chǎn)生的額外的升力，這個狀況被稱為狀況1。在這種狀況中的UAV 11“像氣球上升(balloon)”，并且所述額外的升力可能使得飛行控制系統(tǒng)由于這個現(xiàn)象而減少飛行控制輸入。當UAV 11飛行到狀況2——中心的下?lián)舯?9——中時風向和風速改變的時候，UAV 11將丟失大量的升力。
當UAV 11在狀況2中時，向下猛沖的風(它可能在其中夾帶了暴雨)直接地沖擊飛機的機身、機翼和機尾。如果飛行控制系統(tǒng)不進行任何校正，則UAV11將由于這個影響而丟失一些升力。從狀況1到狀況2，UAV 11的升力在狀況1中被略微提高，并且在狀況2中突然大量降低。系統(tǒng)將不會立即識別出這個意外改變，這是飛機在這個過渡期間大幅度降低性能的原因之一。
當UAV 11進入形成狀況3的外擊爆流23時，UAV 11的升力仍然在降低。尾部風使得機翼丟失升力，并且向下的風向地面推動UAV 11。在直升機或者其他旋轉(zhuǎn)機翼的飛機中，這種運動可能損害主旋翼(main rotor)和飛行控制。如果控制系統(tǒng)在狀況2中不進行任何校正，則在狀況3，對于UAV 11而言可能太晚以至于不能從微爆流影響恢復。因此，用于補償所有三種狀況的影響的魯棒控制規(guī)則(robust)的設計可能使得UAV 11在微爆流事件下生存。
通常，用于提供飛機在風切變預測中的必要信息的工具是天氣雷達和電子飛行儀器系統(tǒng)(electronic flight instrument system，EFIS)。天氣雷達、空氣數(shù)據(jù)計算機(air data computer，ADC)或者其他傳感器以回波原理工作，用于天氣檢測和地圖繪制。雷達/ADC發(fā)出通過空間而傳播的電磁能的短脈沖作為無線電波。當傳播的能量波遇到目標時，一些能量被反射回雷達接收器，并且電路測量在回波的發(fā)送和接收之間消逝的時間，以確定到所述目標的距離(范圍)。EFIS系統(tǒng)與飛行管理系統(tǒng)一起工作來提供用于飛行控制的必要信息。這個信息可以包括風速和風向、高度、俯仰(pitch)、俯仰率(pitch rate)、攻擊角度或者其他參數(shù)。因此，天氣雷達/ADC和EFIS系統(tǒng)的組合將提供飛機所需要的信息。

發(fā)明內(nèi)容
需要一種飛行控制系統(tǒng)，它提供用于在風切變狀況中自動飛行和恢復。
因此，本發(fā)明的目的是提供一種飛行控制系統(tǒng)，它提供用于在風切變狀況中自動飛行和恢復。
飛行控制系統(tǒng)被配置來用于控制飛機通過風切變狀況的飛行。所述系統(tǒng)具有用于測量飛機的所選擇的飛行性能的值的部件和用于操作在飛機上的飛行控制器件的控制系統(tǒng)。位于飛機上的風切變檢測系統(tǒng)使用所選擇的飛行性能狀態(tài)的測量值的至少一些來計算在飛行期間的陣風平均值以與在表格中的預定值相比較，以便確定是否存在風切變狀況。所述控制系統(tǒng)然后響應于風切變檢測系統(tǒng)的輸出而操作所述分行控制器件的至少一些。


為了更完全地明白包括其特征和優(yōu)點的本發(fā)明，現(xiàn)在結(jié)合附圖來參見本發(fā)明的詳細說明，其中，類似的附圖標號表示類似的元件，其中圖1是示出微爆流的側(cè)視圖，所述視圖示出了微爆流的三個部分；圖2是按照本發(fā)明的飛行控制系統(tǒng)的示意圖；圖3是在圖2的系統(tǒng)中使用的搜索算法的流程圖；圖4A和4B是示出在圖2的系統(tǒng)中的整體邏輯的流程圖；圖5-7是用于使用按照本發(fā)明的系統(tǒng)的模擬的轉(zhuǎn)動率(roll-rate)、俯仰率(pitch-rate)和偏航率(yaw-rate)余項的圖；圖8-10是用于使用按照本發(fā)明的系統(tǒng)的模擬的x加速度、y加速度和z加速度余項的圖；圖11-13是由本發(fā)明的系統(tǒng)使用圖5-10的余項來進行的陣風估計的圖；圖14-27是用于使用按照本發(fā)明的系統(tǒng)的模擬的測量和計算值的圖。
具體實施例方式
本發(fā)明針對一種飛行控制系統(tǒng)，它被配置來用于自動控制飛機在微爆流中的飛行。所述系統(tǒng)降低了在微爆流攻擊下的失去UAV的概率，并且提高了生存率，使得具有本發(fā)明的系統(tǒng)的UAV成為更有成本效益的系統(tǒng)。
為了使得UAV檢測微爆流狀況和智能地從這個影響恢復，在本發(fā)明的系統(tǒng)中使用智能狀態(tài)流技術。近些年來，已經(jīng)在使用H∞魯棒控制技術的不確定系統(tǒng)的控制中有相當大的進步。H∞魯棒技術已經(jīng)顯示為用于解決在微爆流模型或者在控制規(guī)則設計中的空氣動力系數(shù)中的不確定性的最佳方法。
本發(fā)明的系統(tǒng)針對處理在暴風雨中的強干擾(諸如嚴重的風暴或者所謂的干微爆流)和微爆流。所述系統(tǒng)使用智能狀態(tài)流技術而提供在和來自最大微爆流的受控飛行。把來自飛機傳感器的自動模式選擇與狀態(tài)流技術組合為一個系統(tǒng)以進行智能決定，并且關于最大天氣陣風譜載(spectrum)和系統(tǒng)不確定性的魯棒控制規(guī)則將用于使遭遇微爆流的飛機穩(wěn)定。根據(jù)微爆流因素從空氣數(shù)據(jù)計算機(ADC)或者其他傳感器計算的危險因素將被引入來確定飛機行動以逃離所述狀況。
智能狀態(tài)流增益調(diào)度控制器被采用來開發(fā)飛機從微爆流恢復的必要的控制規(guī)則。避免微爆流對飛機升力的影響的魯棒方法用于找出用于飛機的必要條件。由于微爆流的上述三種狀況的飛機升力的改變被假設為應當在微爆流中恢復的主要效應之一。
已知通過下式來產(chǎn)生飛機升力L=q^SCL=12ρU02S[CLα+CLq+CLθθ+CLuu+CLlungδlong+CLcollδcoll]---(1)]]>在微爆流中，飛機的升力不僅關于系統(tǒng)的操縱，而且關于相關飛行速度和空氣密度而改變。因此，在微爆流中的飛機的總的升力包含大的不定系數(shù)項，并且這些系數(shù)關于風速、風向、空氣動力、攻擊角度等而改變。下面更詳細地對此加以說明。
類似地，俯仰力矩(pitch moment)也在微爆流中的飛行中扮演重要角色。因此，使用這個性能來降低在微爆流影響期間的飛行路徑的可能改變。所述俯仰力矩被示出為下面的形式M=q^SCM=12ρU02Sc‾[CMαα+CMqq+CMθθ+CMuu+CMlongδlong+CMcollδcoll]---(2)]]>這個方程當對于在微爆流中的條件被計算時也包含不確定因素。
用于高度控制的飛機的加速度是要穩(wěn)定的最重要的參數(shù)之一。基于與飛機的重心(center of gravity，CG)的距離的飛機的標準化的加速度可以被表示為αzxU0=α·-q-lxq·U0=hU0-lxq·U0---(3)]]>其中，參數(shù)lx是在飛機的CG和測量加速度的傳感器之間的距離。
上述的升力、力矩和加速度方程被視為受微爆流影響的最重要的項。選擇這三個變量的原因在于最小化在微爆流下的飛行路徑的軌跡的敏感度。因此，這些項被用作用于H∞魯棒控制技術的系統(tǒng)的性能輸出。
在本發(fā)明中，關于由于微爆流而改變空氣動力系數(shù)，考慮飛機的一組線性化的縱向(longitudinal)模型。如上所述，飛機不僅在其操縱而且在相關飛行速度和空氣密度上受微爆流影響。為了獲得相關聯(lián)的不確定系統(tǒng)，使用用于飛機的縱向和橫向運動的方程。下面示出的本發(fā)明的實施例基于直升機的運動的方程，不過本發(fā)明的其他實施例可以替代地基于其他類型的飛機的方程。用于直升機的方程被表示如下
運動的橫向方程X·klat=AklatXlat+BklatUlat]]>Yklat=CklatXlat]]>其中，k＝0，1，...j(4)運動的縱向方程X·long=AklongtXlong+BklongUlong]]>Yklong=CklongXlong]]>其中，k＝0，1，...j(5)其中，Xlat是(v，，ψ，ρ，r)T，Xlong是(u，w，θ，q)T，Ulat是(δped，δlat)T，Ulong是(δlong，δcoll)T。Aklat和Aklong分別是5×5和4×4矩陣，Bklat和Bklong分別是5×2和4×2矩陣，Cklat和Cklong是5×10和4×11矩陣。注意k＝0，1，...j是被選擇來計算飛行控制系統(tǒng)的魯棒反饋控制增益的模型的數(shù)量。被選擇來用于控制規(guī)則開發(fā)的總數(shù)不受限制，并且依賴于系統(tǒng)性能要求。上述的狀態(tài)空間表示暗示使用所有的狀態(tài)變量來提供H∞魯棒反饋控制規(guī)則，因為本發(fā)明的系統(tǒng)主要涉及旋轉(zhuǎn)機翼飛機，因此，根據(jù)在60-100海里/小時的飛機速度并且高度小于1750英尺的穩(wěn)定狀態(tài)值選擇上述運動方程。
選擇這些模型的原因在于找到系統(tǒng)不確定性，以供范數(shù)界(norm-bound)標準用于計算魯棒反饋控制增益?？梢詮纳鲜鎏幚碛嬎愫痛_定在任何兩個相關聯(lián)的線性系統(tǒng)之間的差別。在每個模型之間的這些差別被當作可能源于參數(shù)改變或者系統(tǒng)飛線性或者系統(tǒng)干擾的不確定性。如果空氣動力數(shù)據(jù)足夠，則可以很容易地計算這些不確定性。通常，從計算流體動力學(computationalfluid dynamics，CFD)系統(tǒng)和通過參數(shù)識別分析的飛行測試產(chǎn)生這些數(shù)據(jù)?？梢匀缓髲倪@些不確定性確定范數(shù)界矩陣標準(criteria)。這些范數(shù)界標準可以用于計算魯棒控制反饋增益，以保證系統(tǒng)滿足在上述預定飛行狀況上的最差情況分析。下面說明用于產(chǎn)生滿足系統(tǒng)不確定性的所需要的范數(shù)界的矩陣標準的詳細方法。
被應用來開發(fā)使得飛機從微爆流避開的必要飛行控制規(guī)則的方法可以被劃分四類。第一類產(chǎn)生于智能檢測微爆流攻擊的思想。為了避免在地面站和飛機之間的可能的通信混亂，引入了在飛機中的幾種模式設計。通過模式邏輯設計，飛機可以自動地觸發(fā)適當?shù)捻憫?br> 第二類與從微爆流事件產(chǎn)生的系統(tǒng)不確定性相關。將引入用于預測系統(tǒng)不確定性極限的范數(shù)界的方法，并且將應用魯棒控制設計以確保在這個控制規(guī)則中完全覆蓋從這個范數(shù)界的矩陣產(chǎn)生的所有不確定性。這將確保當應用最差情況條件時，飛機具有從微爆流恢復的能力。
第三類是用于設計當系統(tǒng)檢測到通信失靈或者微爆流太強而不能被成功地通過時的飛機的緊急狀況。
最后一類是使用狀態(tài)流技術來將所有的上述部分連接在一起，并且針對三種微爆流狀況智能地命令飛機遵循預先設計的飛行路徑。
微爆流檢測微爆流檢測基于來自飛機航空器件和傳感器的信息。這些傳感器數(shù)據(jù)可以來自飛行控制計算機、空氣數(shù)據(jù)計算機(ADC)、天氣雷達、GPS、地面站顯示、雷達高度計和/或者來自其他航空器件。在圖2中圖解了具有按照本發(fā)明的微爆流自動檢測系統(tǒng)27并且使用這些數(shù)據(jù)的飛行控制系統(tǒng)25。
微爆流自動檢測系統(tǒng)27采用了系統(tǒng)識別方法的概念。取代估計飛機參數(shù)，預測處理噪聲波長、協(xié)方差和譜載(spectrum)。所有的飛機參數(shù)被預先估計，并且被稱為基于飛行速度和高度的輸入板(input deck)。因此，在逆系統(tǒng)參數(shù)ID方法中，要估計的參數(shù)將是余項(residual)。通過余項計算，可以估計系統(tǒng)的處理協(xié)方差，并且使用Dryden譜密度函數(shù)方法，可以使用來自逆參數(shù)ID方法的這個估計協(xié)方差來計算在飛機當前狀況的波長和功率譜函數(shù)。方程誤差估計方法或者輸出誤差估計方法可以用于通過余項來完成協(xié)方差估計。在線逆參數(shù)ID方法和逆Dryden功率譜密度函數(shù)是純線性的。使用時間計數(shù)器功能，如果陣風速度逐漸地提高，則可以檢測噪聲水平。因此，可以確定來自三維的陣風波長以便可以計算陣風速度。將這些陣風風速值與從基于各種高度和空氣速度的天氣數(shù)據(jù)提供的標準干擾值相比較。因此，可以預測和計算實時的微爆流。
在圖2中，在虛線部分中示出了微爆流自動檢測系統(tǒng)27的軟件邏輯。本領域公知，波長、功率譜密度函數(shù)和空間頻率相對于飛行速度被耦合在一起。已經(jīng)示出，對于小于1750英尺的高度，大于4米/秒的風速的任何單位方向被視為嚴重的暴風雨。使用這個信息，系統(tǒng)27的天氣模式可以被確定并在表1中示出。雖然在此示出了具體值，但是可以使用更嚴格的值來確定暴風雨級別，或者系統(tǒng)可以使用標準的天氣CAT系統(tǒng)。
表1在軟件中使用的陣風簡況定義的示例


使用表1中的值、逆系統(tǒng)參數(shù)ID方法和逆Dryden功率譜方法，對于任何飛行速度和小于1750英尺的任何飛機高度，系統(tǒng)27可以估計相對于陣風波長和帶寬的天氣狀況關系。而且，根據(jù)相對于從氣象臺提供的天氣類別的測量噪聲，可以由系統(tǒng)27估計和計算在三個方向上的陣風速度(ug，vg，wg)。系統(tǒng)27最好具有雷暴雨模式，它包含從與微爆流相關聯(lián)的各種天氣狀況收集并且從國家嚴重暴風雨實驗室提供的表格?？梢匀缓蟾鶕?jù)所計算的陣風級來選擇微爆流模式。
系統(tǒng)27具有用于觸發(fā)天氣模式和避開模式的軟件邏輯。從在系統(tǒng)27內(nèi)的邏輯樹預測的陣風值將比較來自航空傳感器的值，并且控制全體輸入努力來確定是否飛機在微爆流狀況中。
來自微爆流的系統(tǒng)不確定性從上述方法估計的微爆流陣風速度(ug，vg，wg)可以被視為關于飛機運動方程的線性相關梯度(gradient)。使用用于縱向和橫向運動的下面的小擾動，可以將這些陣風速度表示為


假定ηlong＝(ugwgqg)并且ηlat＝(vgrgpg)。向方程(4)和(5)中應用(6)和(7)產(chǎn)生橫向運動方程X·lat=AklatXlat+BklatUlat+GlatVglat]]>Ylat=CklatXlat+DlatVglat]]>其中，k=0，1，...j (8)Zlat=CklatXlat]]>其中，Ylat是來自橫向位置、速度和陀螺傳感器的橫向測量，并且將測量誤差假定為Elat=Xmeasuredlat-Xlat,]]>并且Vglat=[ηlatElat]T.]]>Zlat是來自 的橫向性能輸出。
縱向運動方程X·long=AklongXlong+BklongUlong+GlongVglong]]>Ylong=CklongXlong+DlongVglong]]>其中，k=0，1，...j(9)Zlong=CklongXlong]]>其中，Ylong是來自縱向位置、速度和陀螺傳感器的縱向測量，并且將測量誤差假定為Elong=Xmeasuredlong-Xlong,]]>并且Vglong=[ηlongElong]T.]]>Zlong是來自 的縱向性能輸出。上述的方程(8)和(9)具有H∞魯棒性能要求的形式。因此，可以應用H∞魯棒技術以解決對于系統(tǒng)的陣風衰減。
從方程(8)和(9)，當確定基于各種飛行速度和密度的空氣動力參數(shù)時可以計算在k＝0，1，...j的每個模型之間的差別。在組合所有的差別后，可以確定這些差別的邊界。因此，基于方程(8)和(9)的線性系統(tǒng)的整個組可以被重寫為橫向運動方程X·lat=(Alat+ΔA)Xlat+(Blat+ΔBlat)Ulat+GlatVglat]]>Ylat=C1latXlat+Vglat]]>(10)Zlat=(C2lat+ΔC2lat)Xlat]]>縱向運動方程X·long=(Along+ΔAlong)Xlong+(Blong+ΔBlong)Ulong+GlongVglong]]>Ylong=C1longXlong+Vglong]]>(11)Zlong=(C2long+ΔC2long)Xlong]]>取代使用給定的范數(shù)界假定，已經(jīng)從來自方程(8)和(9)的所有模型預先調(diào)查，并且發(fā)現(xiàn)在狀態(tài)矩陣上的這些參數(shù)不確定性滿足下面的假設||ΔAj→j+1Lat||≤ξLatTQξLat≤Q‾Lat||ΔAj→j+1Long||≤ξLongTQξLong≤Q‾Long---(12)]]>其中，(QLatQLong)是對稱的正半定矩陣，只要不確定性滿足上述的約束(12)，則可以調(diào)整所述矩陣。注意，ξLat和ξLong是滿足下式的未知時變矩陣ξLatTξLat≤I,]]>并且ξLongTξLong≤I,]]>對于任何t∈
]>||Glong(s)+ΔGlong(s)||≤γlong2---(16)]]>注意，Glat和Glong是如下橫向和縱向傳遞函數(shù)
Glong=(Along+ΔAlong)(Bklong+ΔBlong)GlongC1long0I(C2long+ΔC2long)I0---(18)]]>注意，(γlat，γlong)是小的給定值，它們滿足約束(15)和(16)。通過下述的搜索算法來確定值(γlat，γlong)。
因此，為了設計所需要的H∞魯棒反饋控制規(guī)則，需要首先對于用于(γlat，γlong)的良好指定值選擇求解來自沒有不確定性的約束的H∞Riccati解。因此，沒有任何不確定性考慮的縱向和橫向運動的Riccati解(P∞latP∞long)∈dom(H∞)]]>與下面的哈密爾頓矩陣相關聯(lián)，H∞lat=Alatγ-2GlatGlatT-BlatBlatT-Qlat-AlatT---(19)]]>H∞long=Alongγ-2GlongGklongT-BlongBlongT-Qlong-AlongT---(20)]]>注意，Qlat=C2latTC2lat,]]>并且Qlong=C2longTC2long,]]>它們是對稱正半定的。對應于前兩個哈密爾頓矩陣的兩個Riccati不等式被描述如下P∞latAlat+AlatTP∞lat+Qlat+P∞lat[Ξlat]P∞lat≥0]]>其中，Ξlat=γ-2GlatGlatT-BlatBlatT]]>(21)P∞longAlong+AlongTP∞long+Qlong+P∞long[Ξlong]P∞long≥0]]>其中，Ξlong=γ-2GlongGlongT-BlongBlongT]]>(22)注意，(ΞlatΞlong)對于指定值(γlat，γlong)是對稱正定的。系統(tǒng)滿足可穩(wěn)定和可檢測的要求。上述的Riccati不等式的解將被用作初始條件，用于找到在傳遞函數(shù)(15)和(16)中的任何不確定性矩陣的期望解。
在有不確定性的情況下，目的是用于找到橫向和縱向控制輸入，Ulat和Ulong如下Ulat＝-KlatXlat(23)Ulong＝-KlongXlong(24)以滿足橫向和縱向不確定的H∞約束(17)和(18)，以便滿足下面的哈密爾頓性能指數(shù)H∞lat=Alatγ-2GlatGlatT-BlatBlatT-(Qlat+Q‾lat)-AlatT---(25)]]>H∞long=Alongγ-2GlongGklongT-BlongBlongT-(Qlong+Q‾long)-AlongT---(26)]]>從下述的Riccati不等式，上述的兩個哈密爾頓矩陣具有解(P‾∞latP‾∞long)∈dom(H∞):]]>P‾∞latAlat+AlatTP‾∞lat+(Qlat+Q‾lat)+P‾∞lat[Ξlat]P‾∞lat≥0---(27)]]>P‾∞longAlong+AlongTP‾∞long+(Qlong+Q‾long)P‾∞long[Ξlong]P‾∞long≥0---(28)]]>其中，狀態(tài)加權矩陣(Qlat+Qlat)和(Qlong+Qlong)是對稱正半定的。
很重要的是，選擇良好的指定值(γlat，γlong)以及Qlat和Qlong以便可以同時滿足對于所有的控制增益和在(17)和(18)中所示的不確定性約束的良好穩(wěn)定性和時間響應。為了一起實現(xiàn)這個目標，在圖3中圖解了搜索算法。
在搜索算法上使用的變量被表示為1)(ξlatξlong)閉合環(huán)路系統(tǒng)的獨立衰減定量2)(qlotqlong)(QlotQlong)的對角搜索遞增變量。
使用圖3的搜索算法，從這些步驟產(chǎn)生的H∞控制增益將使得在系統(tǒng)(4)和(5)中的不確定性穩(wěn)定。因此，可以將H∞狀態(tài)反饋控制增益確定為 對于k＝0，1，...j，其中，(P∞lat和P∞long)對于適當?shù)?γlat，γlong)以及Qlat和Qlong是對稱正定的，它們滿足Riccati不等式(21，22)和(27，28)。
用于UAV恢復系統(tǒng)的天氣智能為了開發(fā)系統(tǒng)27的智能部分，假定諸如UAV的飛機具有所有必要的傳感器和可以獲得的系統(tǒng)動力狀態(tài)，諸如飛行速度、天氣雷達、風速、爬升速率誤差、同步飛行路徑、發(fā)送良好情況和接收良好情況。微爆流驗證是在飛機內(nèi)的自動檢測功能，并且以下面的邏輯集來實現(xiàn)這個功能。應當注意，這集可以與飛行控制努力組合。
邏輯1當檢測到暴風雨時丟失站信號當飛機在微爆流狀況中時，很可能飛機丟失與衛(wèi)星或者地面站的通信能力。在智能軟件邏輯開發(fā)中考慮在UAV和地面站之間的通信的邏輯。當UAV遇到微爆流或者嚴重的暴風雨影響時，系統(tǒng)27向地面站發(fā)送警告信號。如果接收和發(fā)送通信良好，則系統(tǒng)27等待來自地面站的命令。如果未接收到命令，則系統(tǒng)27將保持當前的飛行任務。但是，如果接收和發(fā)送通信鏈路已經(jīng)失靈，則系統(tǒng)27將在觸發(fā)魯棒控制設計之前等待指定的時段。
邏輯2對于暴風雨輸入的控制面反應過度(control surface overreaction)通過設置正負極限擊中(hit)邏輯來設計控制面反應過度系統(tǒng)。在正常的穩(wěn)定狀態(tài)飛行期間，控制面大致接近在它們的運動范圍中的中間位置。為了在處于微爆流中時保持已經(jīng)計劃好的飛行路徑，當遇到陣風時使用的控制規(guī)則設計將命令所述控制面移向任一側(cè)。當陣風繼續(xù)時，控制面將擊中其運動極限。一旦發(fā)生這種情況，則將立即啟動極限擊中恢復邏輯，放棄保持飛行路徑以便保持飛機安全。縱向控制器輸入和垂直控制器輸入將忽略地面站輸入，并且調(diào)整飛機的高度以將飛行速度保持在指定范圍內(nèi)。
邏輯3超過期望設置值的危險系數(shù)關于避開模式(Escape Mode)設計危險系數(shù)。當觸發(fā)避開模式時，無論通信系統(tǒng)是否良好，將自動觸發(fā)魯棒恢復系統(tǒng)。根據(jù)國家天氣實驗室要求來預先評估這個危險系數(shù)值。當前，這個值被暫時設置為45英尺/秒。但是，這個危險系數(shù)也依賴于在垂直軸上的最大陣風值。將從系統(tǒng)的飛行測試確定這個值。
邏輯4所有其他情況的組合天氣狀況、控制努力、危險系數(shù)和避開模式的組合將使得系統(tǒng)27選擇狀態(tài)流智能部分之一。如果必要的話，這個狀態(tài)流邏輯可以被擴展到任何飛行狀況。在智能邏輯中包括所有的控制輸入和傳感器信息。
從微爆流的魯棒飛行控制恢復圖4A和4B是圖解在微爆流遭遇和恢復系統(tǒng)中整體邏輯如何工作的流程圖。例如，當系統(tǒng)27檢測到微爆流時，下面的總結(jié)邏輯將是自動的1)當檢測到暴風雨時，系統(tǒng)27將命令UAV根據(jù)傳感器信息在90秒內(nèi)將其朝向與風切變方向(頂頭風)對準。
在這種布置下，UAV將把其橫向和定向控制面輸入減少到最小，允許足夠的可用控制面輸入克服微爆流狀況。
2)當檢測到暴風雨時，系統(tǒng)27將命令UAV降低或者提高其飛行速度以將飛行速度保持在指定的安全范圍內(nèi)。
根據(jù)控制面使用所需要的最小值來預定安全飛行速度。例如，這個最小飛行速度可以是大約50-100海里/小時。但是，所述值可能對于不同類型的飛機不同。
3)當檢測到暴風雨時，系統(tǒng)27將觸發(fā)自動高度恢復功能。
自動高度恢復功能依賴于來自下列內(nèi)容的信息(a)對于高度的ADC靜態(tài)探測，(b)雷達測高儀(如果安裝了的話)，(c)GPS高度(如果仍然工作的話)，(d)所發(fā)送的地面站信息(如果仍然工作的話)或者(e)其他傳感器信息。通常，微爆流發(fā)生在低高度，并且一旦觸發(fā)了“檢測到風暴”功能，則UAV有必要使用安全飛行速度和高度、總的控制面響應和一些傳感器信息來盡可能快地飛出微爆流。
4)當檢測到暴風雨時，系統(tǒng)27將具有自動操縱恢復功能。
當檢測到暴風雨時，UAV可以在低高度著陸接近模式、低高度搜索模式化或者其他飛行模式中。在所述暴風雨狀況期間，系統(tǒng)27將首先切換到安全模式，然后當不再有效地選擇暴風雨模式時恢復先前的飛行模式。
5)當檢測到暴風雨時，系統(tǒng)27選擇地面站攔截(intercept)模式。
當檢測到暴風雨時，系統(tǒng)27將向地面站發(fā)出“檢測到暴風雨”的信息。如果衛(wèi)星信號仍然在工作，則所述地面站可以針對任何命令攔截UAV以帶回UAV。但是，UAV具有其本身的邏輯，用于根據(jù)魯棒飛行控制規(guī)則確定最佳的生存情況。
6)在暴風雨后，UAV可能被損壞，并且失去所有的發(fā)送和接收能力。
在這個情況下，將觸發(fā)“回家”模式，其中，系統(tǒng)27命令UAV飛行到預先計劃好的位置。UAV將繼續(xù)向地面站發(fā)送其故障信號。在從暴風雨逃離后，UAV將停留于暴風雨之外指定時間，然后繼續(xù)下一個任務。系統(tǒng)27將具有智能邏輯，以便如果不可獲得地面站信號、地面站命令沒有改變、或者如果地面站命令是不安全則選擇其本身的飛行路徑。
7)如果不可獲得地面站信號，則將自動觸發(fā)飛行路徑選擇。
UAV飛行路徑選擇將基于其暴風雨恢復情況。它可以智能地選擇繼續(xù)其本身的任務、繞到下一個任務或者選擇“回家”模式。所有這些基于傳感器信息、設備良好狀況和飛行安全。
通過逆參數(shù)ID方法的微爆流狀況估計在圖5、6、7、8、9和10中示出了關于預備(reserved)的逆參數(shù)識別方法的微爆流狀況的模擬。在平靜的天氣狀況下的穩(wěn)定狀態(tài)飛行期間，來自轉(zhuǎn)動率、俯仰率和偏航率的余項將很低。進行了暴風雨級干擾的模擬，并且在圖5、6和7中分別示出了轉(zhuǎn)動率、俯仰率和偏航率的余項(P、Q、R)。
類似地，在圖8、9和10中示出了來自x、y和z加速度的余項(Ax、Ay、Nz)。注意，z加速度被標準化。通常，對于任何干擾，這些值很接近0。但是，當干擾不小時，這些值將被影響。Ay和Az的值將比Ax的值更受影響。雖然這些值不是很高，但是它們對于其他飛機操縱的反應將很大。
在圖11、12和13中示出了對于每個上述余項的陣風估計。請注意，陣風輸入是進入飛機系統(tǒng)中的從0開始的緩慢遞增量。對于所估計的陣風，根據(jù)上述余項而檢測的暴風雨級別在級別(4)，即嚴重的暴風雨。它被當作在圖1中中所示的風切變狀況1。因此，飛機微爆流檢測系統(tǒng)將向地面站發(fā)出針對嚴重的暴風雨攻擊的警告信號。
微爆流飛行模擬結(jié)果根據(jù)在紐約的JFK機場的波音727的1975年6月24日的墜毀來重建風切變簡況。根據(jù)來自逆參數(shù)ID方法的直升機性能余項來模擬這個風切變簡況。在低級(low-level)飛行期間應用魯棒控制規(guī)則，以驗證來自微爆流攻擊的UAV響應。在圖14-27中示出了模擬結(jié)果。
在圖14上示出了在所有三種狀況下的UAV高度軌跡響應。與飛機軌跡相關的JFK風切變被增加以示出所有三種狀況。示出了，當UAV在狀況1中上升時，魯棒控制器將在將高度保持在期望值——800英尺——附近的同時允許飛機少量上升。當UAV遇到下?lián)舯鞯臓顩r時，UAV將不被立即向下推動很多。而是，系統(tǒng)27識別出達到下?lián)舯鞯臓顩r，并且在圖18中所示的其立即的俯仰響應恢復高度性能。當飛機繼續(xù)受到隨下?lián)舯髦蟮捻旑^風攻擊時，這個運動看起來像它是UAV預期的。飛機確實失去其高度的一些，但是UAV仍然很好地保持其軌跡。這個附圖清楚地示出了從微爆流事件恢復的UAV。
在圖15中示出了UAV飛行速度性能。示出了，在初始頂頭風狀況期間，陣風速度使得UAV飛行速度提高。但是，系統(tǒng)27并不對于這個事件反應過度。當UAV進入下?lián)舯鳡顩r中時，飛機被突然向下推，但是系統(tǒng)27立即識別到所述事件，并且高于期望速度地恢復。而且，當UAV擊中狀況3時，飛機努力克服飛行速度損失，并且從這個事件恢復。在沒有良好的魯棒控制規(guī)則的情況下，大多數(shù)飛機在這種微爆流中將喪失性能，并且墜毀。
在圖16和17中分別示出了UAV機首方位(heading)和x-y圖。假定當發(fā)生微爆流攻擊時總是向飛行器施加橫向陣風，但是后來，陣風不改變其方向直到它慢下來。對于側(cè)面陣風的機首方位角響應為16英尺/秒高，如圖16中所示?？梢钥闯觯瑱C首方位可能被微爆流影響干擾小量。但是，系統(tǒng)27立即命令UAV在事件后校正機首方位角。從圖17，UAV假定從其機首方位角向東為0度的原點(0，0)開始微爆流影響。直到微爆流影響結(jié)束，在圖23中清楚地顯示在x-y方向上的UAV整體飛行路徑未受到大的影響。
在圖18中示出了相對于微爆流的俯仰角響應。應當注意，在穩(wěn)定狀態(tài)級的飛行的俯仰角為大約-1.5度。當在上升狀況中發(fā)生初始陣風時，當施加魯棒控制時俯仰角從所述級飛行值被提高小量。當UAV遇到下?lián)舯鳡顩r時，為了調(diào)整在垂直方向上的這個突然事件，垂直魯棒控制輸入很快地動作以將俯仰角提高得更高，以便將所述影響降低到最小。當UAV進入第三狀況時，水平陣風突然從負向正轉(zhuǎn)換，并且垂直陣風被改變?yōu)榻咏?。為了克服這個尾部風事件，UAV魯棒控制器將俯仰角向下引導直到最小化這個影響。
在圖19、20和21中示出了用于這個模擬的陣風分量。圖19是水平分量，圖20是橫向分量，圖21是垂直分量。JFK風切變的分量被以虛線繪制在這些附圖旁邊。所述附圖示出了當UAV進入微爆流統(tǒng)治區(qū)域時，水平陣風被緩慢地提高。水平陣風將類似于JFK陣風地動作，在其三個方向上有尖銳的改變。類似地，側(cè)面陣風速度和垂直陣風很接近JFK風切變。應當注意，通過本發(fā)明的方法的逆參數(shù)ID方法使用被計算的微爆流估計方法來產(chǎn)生這些陣風簡檔。在具有這樣的陣風簡檔的情況下，波音727墜毀；但是，本發(fā)明的魯棒控制器防止所模擬的UAV墜毀。
在圖22-27中示出了用于預測三個方向的陣風響應的余項。在三個角度速率響應(轉(zhuǎn)動率、俯仰率和偏航率)上，超過10秒的突變幅度指示微爆流狀況的開始點。如果不應用魯棒控制器，則在這些角速率上的振蕩將不衰減，而是將持續(xù)提高直到它們失控。這是引起在風切變中的受控飛行的喪失的主要原因之一。
在圖25、26和27中所示的三個加速度分量上，顯示陣風負載在橫向和垂直方向上不是空白(white)的。類似于角度速率，當三種微爆流狀況初始影響飛機時加速度分量將具有大的改變。根據(jù)每種沖擊狀況，橫向加速度余項響應于魯棒控制而改變。可以看出，最高的橫向沖擊發(fā)生在當飛機升力降低時的下?lián)舯鞯臓顩r中。但是，即使對于這種困難狀況，使用本發(fā)明的魯棒控制規(guī)則的模擬UAV保持其性能?？朔@種沖擊的原因之一是所開發(fā)的控制規(guī)則是基于最差情況設計的。對于水平加速度的連續(xù)水平陣風沖擊可以高達3.0英尺/秒2，并且最大水平陣風可以達到6.0英尺/秒2。對于其加速度的最大垂直陣風沖擊大于1.0英尺/秒2。
所公開的智能飛行控制系統(tǒng)包括1)魯棒控制規(guī)則開發(fā)2)來自所有模型的不確定性計算3)用于陣風協(xié)方差估計的逆參數(shù)ID估計4)用于陣風估計的逆Dryden功率譜密度函數(shù)5)被計算的自動陣風檢測系統(tǒng)6)UAV對抗天氣狀況的智能設計7)當陣風功率密度太強時的智能避開模式設計8)在暴風雨模式中的橫向?qū)R設計9)在暴風雨模式中的控制面極限擊中避開邏輯設計10)當在暴風雨攻擊后傳感器故障時的回家模式設計11)如果傳感器故障則在暴風雨攻擊后的最小燃料目的地選擇。
雖然如上所述被用于無人飛機，但是本發(fā)明的系統(tǒng)可應用到包括載人飛機的所有類型的飛機。本發(fā)明的系統(tǒng)也可以并入另外的特征，包括用于把控制返還飛行員的人工代用(override)方法。
雖然已經(jīng)相對于說明性實施例而描述了本發(fā)明，但是不意欲在限定含義上解釋本說明書。對于參見本說明書的本領域內(nèi)的技術人員，所述說明性實施例的各種修改和組合以及本發(fā)明的其他實施例是顯而易見的。
權利要求
1.一種飛行控制系統(tǒng)，用于控制飛機通過風切變狀況的飛行，所述系統(tǒng)包括用于測量飛機的所選擇的飛行性能狀態(tài)的值的部件；控制系統(tǒng)，用于操作在飛機上的飛行控制器件；以及位于飛機上的風切變檢測系統(tǒng)，所述風切變檢測系統(tǒng)使用所選擇的飛行性能狀態(tài)的測量值的至少一些來計算在飛行期間的陣風平均值，以與在表格中的預定值相比較，以確定風切變狀況是否存在；其中，所述控制系統(tǒng)響應于所述風切變檢測系統(tǒng)的輸出而操作所述飛行控制器件的至少一些。
2.按照權利要求1的飛行控制系統(tǒng)，其中，使用在三個正交方向上的陣風來計算所述陣風平均值。
3.按照權利要求1的飛行控制系統(tǒng)，其中，所述風切變檢測系統(tǒng)使用波長、功率譜密度函數(shù)和空間頻率來計算所述陣風平均值。
4.一種用于飛機的飛行控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括用于測量飛機的所選擇的飛行性能狀態(tài)的值的部件；控制系統(tǒng)，用于操作在飛機上的飛行控制器件；風切變檢測系統(tǒng)，包括輸入部件，用于接收所述飛行性能狀態(tài)的測量值；以及基于計算機的系統(tǒng)，用于使用逆系統(tǒng)參數(shù)識別方法來計算當前的風切變狀況的波長和功率譜函數(shù)；其中，所述控制系統(tǒng)響應于來自所述風切變檢測系統(tǒng)的輸出而操作所述飛行控制器件的至少一些。
5.一種用于在風切變狀況中控制飛機的飛行的方法，所述方法包括(a)測量飛機的飛行性能狀態(tài)；(b)計算飛機遇到的平均陣風；(c)將所述平均陣風與在表格中的預定值相比較；(d)當所述平均陣風超過在用于指示風切變狀況的該表格中的選擇值時，自動操作在飛機上的飛行控制器件以便最小化所述風切變狀況對于飛機的飛行的影響。
全文摘要
一種飛行控制系統(tǒng)被配置來用于控制通過風切變狀況的飛機(11)的飛行，所述系統(tǒng)包括用于測量所選擇的飛機(11)飛行性能狀態(tài)的值的部件；控制系統(tǒng)，用于操作在飛機(11)上的飛行控制器件；以及位于飛機上的風切變檢測系統(tǒng)，所述風切變檢測系統(tǒng)使用所選擇的飛行性能狀態(tài)的測量值的至少一些來計算在飛行期間的陣風平均值，以與在表格中的預定值相比較，以確定風切變狀況是否存在；其中，所述控制系統(tǒng)響應于所述風切變檢測系統(tǒng)的輸出而操作所述飛行控制器件的至少一些。
文檔編號G05D1/08GK101068712SQ200580034374
公開日2007年11月7日 申請日期2005年10月11日 優(yōu)先權日2004年10月8日
發(fā)明者士平·J·許 申請人:貝爾直升機泰克斯特龍公司