專利名稱：基于飛行器常規(guī)模型的縱向控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種飛行器縱向控制器設(shè)計(jì)方法，特別涉及一種基于飛行器常規(guī)模型的縱向控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法。
背景技術(shù)：
飛行控制的基本目的是改善飛機(jī)的穩(wěn)定性和操縱性，從而提高執(zhí)行任務(wù)的能力；最近幾十年來，隨著飛機(jī)性能的不斷提高，飛行控制技術(shù)發(fā)生了很大的變化，出現(xiàn)了主動控制技術(shù)、綜合控制技術(shù)、自主飛行控制技術(shù)等先進(jìn)的飛行控制技術(shù)，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(jī)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(shè)計(jì)先進(jìn)飛機(jī)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(yīng)用到飛機(jī)飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)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(fù)(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(jié)構(gòu)控制方法等；這些方法都需要飛行器準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型，然而，飛行器模型是一個(gè)很復(fù)雜的非線性微分方程式，人們很難得到準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型；工程上，飛機(jī)模型都是在通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和飛行試驗(yàn)得到的，實(shí)際飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中還要考慮以下問題(1)在已經(jīng)建立起數(shù)學(xué)模型的飛機(jī)參數(shù)發(fā)生變化或存在結(jié)構(gòu)不確定時(shí)，飛行控制系統(tǒng)應(yīng)該具有小的靈敏度響應(yīng)；(2)由于控制器頻帶比較寬，使得飛機(jī)性能受飛機(jī)結(jié)構(gòu)和執(zhí)行機(jī)構(gòu)動態(tài)性能變化的影響比較有小的靈敏度響應(yīng)比較大；(3)反饋控制器的設(shè)計(jì)雖然對飛行員指令會得到較理想的響應(yīng)，但是對于外部干擾的響應(yīng)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(yùn)行過程中也存在老化、磨損及環(huán)境和運(yùn)行條件惡化等現(xiàn)象；(5)在實(shí)際工程問題中，通常對數(shù)學(xué)模型要人為地進(jìn)行簡化，去掉一些復(fù)雜的因素；為此，非線性H⑴和I；綜合魯棒控制等非線性設(shè)計(jì)方法也在飛行控制器設(shè)計(jì)中得到廣泛關(guān)注；上述方法，能夠得到僅適于某個(gè)給定飛行狀態(tài)的控制律結(jié)構(gòu)及參數(shù)，在此基礎(chǔ)上，需要逐次對整個(gè)飛行包線內(nèi)不同飛行狀態(tài)下的控制律設(shè)計(jì)，得到適于不同飛行狀態(tài)的控制律結(jié)構(gòu)和參數(shù)，并利用不同的方法進(jìn)行控制律參數(shù)及結(jié)構(gòu)的調(diào)整參數(shù)規(guī)律進(jìn)行設(shè)計(jì)，最后得到一個(gè)適合于整個(gè)包線的完整的飛行控制律；依賴以上控制器設(shè)計(jì)方法，設(shè)計(jì)人員不能直接確定在給定飛行區(qū)域的穩(wěn)定性；文獻(xiàn)“Hsien-Keng Chen and Ching-I Lee, Anti-controlof chaos in rigid body motion,Chaos,litons & 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(dá)式進(jìn)行了相平面分析，既不考慮飛行器機(jī)型、又不考慮氣動導(dǎo)數(shù)；論文方法偏離實(shí)際太遠(yuǎn)，給出的結(jié)果不被人們認(rèn)可。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有控制器設(shè)計(jì)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常規(guī)模型的縱向控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法，該方法通過氣動力、力矩方程得到給定控制目標(biāo)高度、馬赫數(shù)時(shí)的飛行器平穩(wěn)平飛氣流迎角和配平舵面，引入氣流迎角等狀態(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(chǔ)上確定反饋控制器的參數(shù)，直接對飛行器縱向運(yùn)動進(jìn)行控制，避免了力矩方程中忽略氣動力作用和橫航向影響等不正確近似，使得控制器在整個(gè)設(shè)計(jì)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(dǎo)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(shù)問題所采用的技術(shù)方案一種基于飛行器常規(guī)模型的縱向控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法，其特點(diǎn)是包括以下步驟I、根據(jù)氣動力、力矩方程
權(quán)利要求
1.一種基于飛行器常規(guī)模型的縱向控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括以下步驟 (a)根據(jù)氣動力、力矩方程
全文摘要
本發(fā)明公開了一種基于飛行器常規(guī)模型的縱向控制器區(qū)域設(shè)計(jì)方法，用于解決現(xiàn)有的控制器設(shè)計(jì)方法不能直接確定給定飛行區(qū)域整體穩(wěn)定性的技術(shù)問題。該方法通過氣動力、力矩方程得到給定控制目標(biāo)高度和馬赫數(shù)時(shí)的平衡點(diǎn)，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(chǔ)上確定反饋控制器的參數(shù)，直接對飛行器縱向運(yùn)動進(jìn)行控制，避免了力矩方程中忽略氣動力作用和橫航向影響等不正確近似，使得控制器在整個(gè)設(shè)計(jì)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(dǎo)致的不穩(wěn)定、不安全飛行等問題發(fā)生。
文檔編號G05B13/04GK102707624SQ201210175030
公開日2012年10月3日 申請日期2012年5月31日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月31日
發(fā)明者史忠科 申請人:西北工業(yè)大學(xué)