本發(fā)明專利技術(shù)提供了一種縱向飛行模型簇人機閉環(huán)復(fù)合頻率魯棒控制器設(shè)計方法，該方法在給定不同高度、馬赫數(shù)條件下通過掃頻飛行試驗直接確定獲得全包線內(nèi)的幅頻和相頻特性構(gòu)成的模型簇；根據(jù)飛行包線內(nèi)的幅頻特性直接確定開環(huán)截止頻率區(qū)間；根據(jù)飛行包線內(nèi)的相頻特性直接確定與截止頻率區(qū)間所對應(yīng)的相位裕度區(qū)間；通過加入多級串聯(lián)滯后—超前補償環(huán)節(jié)控制器并在飛行器全包線內(nèi)的相位裕度指標和系統(tǒng)辨識中的模型辨識方法確定補償環(huán)節(jié)個數(shù)和參數(shù)值；在飛行器全飛行包線內(nèi)的幅值裕度指標分貝數(shù)給定情況下進行控制器效果驗證；從相位裕度和幅值裕度的概念出發(fā)設(shè)計出符合全飛行包線的無駕駛員誘發(fā)振蕩、超調(diào)量小、平穩(wěn)的低空飛行魯棒控制器。
【技術(shù)實現(xiàn)步驟摘要】
本專利技術(shù)涉及一種飛行器控制器設(shè)計方法，特別涉及縱向飛行模型簇人機閉環(huán)復(fù)合頻率魯棒控制器設(shè)計方法，屬于測控技術(shù)和飛行力學(xué)等范疇。
技術(shù)介紹
飛行器起降過程的控制對飛行安全有重要作用；由于飛行器起降過程中飛行速度變化大，即使按照縱向模型也會面臨強非線性問題；另一方面，飛行器的操縱舵存在飽和、死區(qū)等現(xiàn)象；從飛行安全考慮，超低空飛行（如飛機起飛/著陸）時，控制器必須保證系統(tǒng)具有一定的穩(wěn)定裕度、無超調(diào)和平穩(wěn)性，這樣，就使得超低空飛行控制器設(shè)計非常復(fù)雜，不能直接套用現(xiàn)有控制理論進行飛行器控制的設(shè)計。在現(xiàn)代實際飛行控制器的設(shè)計中，一少部分采用狀態(tài)空間法進行設(shè)計，而大多數(shù)仍然采用以PID為代表的經(jīng)典頻域法和逆Nyquist陣列法為代表的現(xiàn)代頻率法進行控制器設(shè)計。現(xiàn)代控制理論以狀態(tài)空間法為特征、以解析計算為主要手段、以實現(xiàn)性能指標為最優(yōu)的現(xiàn)代控制理論，而后有發(fā)展了最優(yōu)控制方法、模型參考控制方法、自適應(yīng)控制方法、動態(tài)逆控制方法，反饋線性化方法、直接非線性優(yōu)化控制、變增益控制法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制方法，模糊控制方法，魯棒控制法以及多種方法組合控制等一系列控制器設(shè)計方法，發(fā)表的學(xué)術(shù)論文數(shù)以萬計，例如2011年Ghasemi?A設(shè)計了自適應(yīng)模糊滑模控制的再入飛行器(Ghasemi?A,Moradi?M,Menhaj?M?B.Adaptive?Fuzzy?Sliding?Mode?Control?Design?for?a?Low-Lift?Reentry?Vehicle[J].Journal?of?Aerospace?Engineering,2011,25(2):210-216)，2013年Babaei?A?R為非最小相位和非線性飛行器設(shè)計了模糊滑模控制自動駕駛儀(Babaei?A?R,Mortazavi?M,Moradi?M?H.Fuzzy?sliding?mode?autopilot?design?for?nonminimum?phase?and?nonlinear?UAV[J].Journal?of?Intelligent?and?Fuzzy?Systems,2013,24(3):499-509），很多研究僅僅停留在理想化的仿真研究階段；而且這種設(shè)計存在三個問題:(1)由于無法進行飛行器超低空操縱穩(wěn)定性試驗，難以得到精確的被控對象的數(shù)學(xué)模型；(2)對于軍標規(guī)定的穩(wěn)定裕度等評價飛行控制系統(tǒng)的重要性能指標，狀態(tài)空間法遠不像經(jīng)典頻率法那樣能以明顯的形式表達出來；(3)控制器結(jié)構(gòu)過于復(fù)雜、沒有考慮實際控制器和飛行狀態(tài)的約束,設(shè)計的控制器物理上不可實現(xiàn)。英國的學(xué)者Rosenbrock系統(tǒng)地、開創(chuàng)性地研究了如何將頻域法推廣到多變量系統(tǒng)的設(shè)計中去,利用矩陣對角優(yōu)勢概念,把多變量問題轉(zhuǎn)化為能用人們熟知的古典方法的單變量系統(tǒng)的設(shè)計問題,以后相繼出現(xiàn)了Mayne序列回差法,MacFarlane特征軌跡法、Owens并矢展開法等方法，共同特點是把多輸入一多輸出、回路間嚴重關(guān)聯(lián)的多變量系統(tǒng)的設(shè)計,化為一系列單變量系統(tǒng)的設(shè)計問題,進而可選用某一種古典方法(Nyquist和Bode的頻率響應(yīng)法,Evans的根軌跡法等)完成系統(tǒng)的設(shè)計,上述這些方法保留和繼承了古典圖形法的優(yōu)點,不要求特別精確的數(shù)學(xué)模型,容易滿足工程上的限制。特別是當(dāng)采用有圖形顯示終端的人一機對話式的計算機輔助設(shè)計程序?qū)崿F(xiàn)時,可以充分發(fā)揮設(shè)計者的經(jīng)驗和智慧,設(shè)計出既滿足品質(zhì)要求,又是物理上可實現(xiàn)的、結(jié)構(gòu)簡單的控制器；國內(nèi)外對多變量頻率法進行了改進研究（高大遠,羅成,沈輝,胡德文,撓性衛(wèi)星姿態(tài)解藕控制器多變量頻率域設(shè)計方法，宇航學(xué)報,2007,Vol.28(2),pp442-447；熊柯,夏智勛,郭振云,傾斜轉(zhuǎn)彎高超聲速巡航飛行器多變量頻域法解耦設(shè)計,彈箭與制導(dǎo)學(xué)報，2011，Vol.31(3),pp25-28）但是，這種設(shè)計方法可考慮系統(tǒng)不確定問題時保守性過大，在飛行器操縱舵限制情況下不能得到合理的設(shè)計結(jié)果。在高性能飛機的研制中,評價一架飛機飛行品質(zhì)的好壞,不僅取決于飛機本身和駕駛員操縱的動力學(xué)特性,還取決于駕駛員與飛機之間高度一致地配合,以及駕駛員與先進飛機飛行控制系統(tǒng)之間功能分配的合理性。直到1980年后,評價飛機飛行品質(zhì)的美軍標仍然存在著嚴重缺陷,即沒有考慮駕駛員在操縱回路中的作用,因而由此所得的評價與試飛員試飛后所得的結(jié)果仍有一定差距。近年來,正在發(fā)展一種有駕駛員參與系統(tǒng)的閉環(huán)準則(尼爾2史密斯準則),但如何實現(xiàn)至今仍無有效算法。尼爾—史密斯準則是在1970年提出的,它是一個閉環(huán)俯仰跟蹤準則。它考慮問題的方法是:在駕駛員駕駛飛機時與飛機構(gòu)成一個閉環(huán)系統(tǒng),駕駛員輕松地操縱就能達到特定的飛行指標,則飛行品質(zhì)是好的。為了獲得與駕駛員一致的對飛機的評價意見,則在理論分析中必須把駕駛員包括在內(nèi)。通常,駕駛員行為的數(shù)學(xué)模型是非線性的,可能是離散的,但當(dāng)研究具有穩(wěn)定性的操縱對象時,有用的近似模型仍為線性。由大量飛行實踐和仿真研究表明,駕駛員的行為由他的心理特性、生理特性、周圍環(huán)境、操縱系統(tǒng)、操縱對象所要完成的任務(wù)來決定,盡管駕駛員有著各自的特點,但在完成單一的飛行任務(wù)中,大多數(shù)駕駛員的動作可由完全確定的數(shù)學(xué)模型來描述,它是駕駛員行為的大量試驗的平均狀態(tài),與實際情況很接近,因此現(xiàn)在大都采用如下形式的人機閉環(huán)特性駕駛員模型:Yp(s)=KpTDs+1TIs+1e-τs]]>其中：Kp為駕駛員環(huán)節(jié)的靜態(tài)增益、τ為駕駛員的固有延時特性、TD為駕駛員超前補償時間常數(shù)、TI為駕駛員滯后補償時間常數(shù)；此模型加入后，在飛行控制器中要考慮反應(yīng)較慢的駕駛員帶來的誘發(fā)振蕩問題，在全部飛行包線內(nèi)，對反應(yīng)較慢的駕駛員容許控制器設(shè)計還沒有系統(tǒng)的方法，只是對單一飛行狀態(tài)具有部分研究。綜上所述，目前的控制方法還不能在飛行器模型變化、按照全飛行包線內(nèi)的穩(wěn)定裕度指標設(shè)計出無駕駛員誘發(fā)振蕩、超調(diào)量小、平穩(wěn)的低空飛行控制器。
技術(shù)實現(xiàn)思路
為了克服現(xiàn)有方法不能在飛行器在全飛行包線內(nèi)模型變化大的情況下設(shè)計出符合全飛行包線內(nèi)的穩(wěn)定裕度指標的無駕駛員誘發(fā)振蕩、超調(diào)量小、平穩(wěn)低空飛行控制器的技術(shù)缺陷，本專利技術(shù)提供了一種縱向飛行模型簇人機閉環(huán)復(fù)合頻率魯棒控制器設(shè)計方法，該方法在給定不同高度、馬赫數(shù)條件下通過掃頻飛行試驗直接確定獲得全包線內(nèi)的幅頻和相頻特性構(gòu)成的模型簇；根據(jù)飛行包線內(nèi)的幅頻特性直接確定開環(huán)截止頻率區(qū)間；根據(jù)飛行包線內(nèi)的相頻特性直接確定與截止頻率區(qū)間所對應(yīng)的相位裕度區(qū)間；通過加入多級串聯(lián)滯后—超前補本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護點】
【技術(shù)特征摘要】
1.一種縱向飛行模型簇人機閉環(huán)復(fù)合頻率魯棒控制器設(shè)計方法，其特點是包
括以下步驟：
1)給定不同高度、馬赫數(shù)下通過掃頻飛行試驗直接由允許飛行的全包線
內(nèi)的幅頻和相頻特性構(gòu)成飛行器全包線內(nèi)的升降舵與飛行高度之模型簇，對
應(yīng)的飛行器升降舵與飛行高度之間開環(huán)傳遞函數(shù)簇描述為：
G0(s)=e-σ(h,M)sK(h,M)A(h,M,s)B(h,M)+Δ(s)]]>其中
A(h,M,s)=sm+am-1(h,M)sm-1+am-2(h,M)sm-2+…+a1(h,M)s+a0(h,M)、
B(h,M,s)=sn+bn-1(h,M)sn-1+bn-2(h,M)sn-2+…+b1(h,M)s+b0(h,M)為多項式，s為
傳遞函數(shù)中常用的拉普拉斯變化后的變量，h,M分別為飛行高度和馬赫數(shù)，
σ(h,M)是俯仰回路的延遲時間，K(h,M)為隨h,M變化的增益，
al(h,M),l=0,1,2,…,m-1為多項式A(h,M,s)中隨h,M變化的系數(shù)簇，
bi(h,M),i=0,1,2,…,n-1為多項式B(h,M,s)中隨h,M變化的系數(shù)簇，△(s)為模型中的
不確定項；
考慮人機閉環(huán)特性時駕駛員模型:
Yp(s)=KpTDs+1TIs+1e-τs]]>和系統(tǒng)開環(huán)傳遞函數(shù)或頻率特性來估計人機閉環(huán)特性；
其中：Kp為駕駛員環(huán)節(jié)的靜態(tài)增益、τ為駕駛員的固有延時特性、TD為駕駛員
超前補...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：史忠科，
申請(專利權(quán))人：西安費斯達自動化工程有限公司，
類型：發(fā)明
國別省市：
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