專利名稱：一種魯棒飛行控制器設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種控制器設(shè)計方法，特別是涉及一種魯棒飛行控制器設(shè)計方法。
背景技術(shù)：
飛機魯棒控制是目前國際航空界研究的重點課題之一，在高性能飛機控制器設(shè)計時，必須考慮魯棒穩(wěn)定性和魯棒控制問題；實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，人們通常采用風洞和飛行試驗得到按離散數(shù)據(jù)描述的試驗?zāi)Ｐ?；為了減少風險并降低試驗成本，通常按照不同高度、馬赫數(shù)進行飛行機動試驗，這樣，描述飛行器試驗?zāi)Ｐ偷碾x散數(shù)據(jù)并不是很多，這種模型對靜穩(wěn)定性較好的飛行器很實用。然而，現(xiàn)代和未來的戰(zhàn)斗機為了提高“機敏性”都放寬了對靜態(tài)穩(wěn)定性的限制，戰(zhàn)斗機通常要求在開環(huán)臨界穩(wěn)定點附近工作；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；在實際飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中要考慮以下幾個主要問題(I)將試驗得到離散數(shù)據(jù)用某一逼近模型來描述，模型中存在未建模動態(tài)；(2)風洞試驗不能進行全尺寸模型自由飛、存在約束，飛行試驗離散點選擇、初始飛行狀態(tài)、機動飛行的輸入動作選擇等不可能將所有的非線性充分激勵，采用系統(tǒng)辨識所得模型存在各種各樣的誤差；(3)飛行環(huán)境與試驗環(huán)境有區(qū)別，流場變化和干擾等使得實際氣動力、力矩模型與試驗?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)運行過程中也存在老化、磨損等現(xiàn)象，與飛行試驗的結(jié)果不相同；(5)在實際工程問題中，需要控制器比較簡單、可靠，通常需要對數(shù)學模型人為地進行簡化，去掉一些復(fù)雜的因素；因此，在研究現(xiàn)代飛機的控制問題時，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，特別是由加拿大學者Zames提出的H_infinit理論，Zames認為,基于狀態(tài)空間模型的LQG方法之所以魯棒性不好，主要是因為用白噪聲模型表示不確定的干擾是不現(xiàn)實的；因此，在假定干擾屬于某一已知信號集的情況下，Zames提出用其相應(yīng)靈敏度函數(shù)的范數(shù)作為指標，設(shè)計目標是在可能發(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、荷蘭等國都對魯棒控制方法進行了研究，取得了很多仿真和實驗結(jié)果；國內(nèi)的航空院校也對飛機魯棒控制方法進行了一系列的研究，如文獻(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》，科學出版社，2010年10月)介紹，但這些結(jié)果與實際應(yīng)用的距離還相差甚大，難以直接對實際飛行控制器進行設(shè)計并應(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，而對于如何實現(xiàn)魯棒控制器沒有具體設(shè)計步驟；H00在實際計算時很困難，它不僅需要選取合理的加權(quán)矩陣，而且，需要多次迭代計算，反復(fù)“遞減參數(shù)Y-試探求次優(yōu)解”來不斷逼近參數(shù)Y的最小值Ymin，這樣，選取不同的加權(quán)矩陣和Y，就要反復(fù)計算黎卡提方程，使得不確定問題求解過于復(fù)雜，另一方面，當系統(tǒng)的狀態(tài)方程階次過高時，設(shè)計計算誤差常常很大甚至出現(xiàn)錯誤而不能應(yīng)用，沒有解決直接設(shè)計魯棒飛行控制器的技術(shù)問題。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有魯棒控制理論設(shè)計計算誤差過大而難以直接設(shè)計飛行控制器的技術(shù)不足，本發(fā)明提供一種魯棒飛行控制器設(shè)計方法；該方法提供了實際系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定控制器設(shè)計的充分必要條件，直接利用線性系統(tǒng)狀態(tài)反饋的閉環(huán)期望極點選擇配置加權(quán)矩陣，并采用正交化方法求解H00控制問題，不需要反復(fù)求解計算復(fù)雜、誤差較大的黎卡提方程，可以對風洞或飛行試驗得到的含有不確定性飛行器模型直接設(shè)計飛行控制器，解決了當前研究只給出魯棒穩(wěn)定性不等式而無法直接設(shè)計飛行控制器的技術(shù)問題。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是一種魯棒飛行控制器設(shè)計方法，其特點是包括以下步驟步驟一、在給定高度、馬赫數(shù)條件下通過風洞或飛行試驗得到含有不確定性的飛 行器模型= Ax-Bu+ Ew ,在相應(yīng)的系統(tǒng)狀態(tài)反控制律U=Kx=-BtPx時，設(shè)計飛行魯棒控制器常常遇到如下 IHim ATP+PA+P ( Y ^2EEt-BR-1Bt) P+CtC=0(I)式中，X e Rn為狀態(tài)向量，u e Rni為控制向量，w e R1為未知模型噪聲向量，A，B，E為已知的系數(shù)矩陣；CTC，R分別為可以調(diào)節(jié)的狀態(tài)和輸入向量的加權(quán)矩陣，Ρ=Ρτ>0為待求解的未知矩陣，Y>0為可以選擇的常數(shù)；(I)式P存在且正定的充分必要條件為=A(CTC)-1AkBR-1BT- Y _2ΕΕτ>0 ；步驟二、存在正交矩陣Τ，使得=NT-CA(T1X)式中NNT=CA(CtC)-1]AtC^CBIT1BtCt-Y-2CEEtCt;步驟三、通過以下步驟求解正定矩陣P ①一般實際系統(tǒng)A無重極點，若有則選取合適的Ptl=S I，反饋后使A無重極點；其中δ > O為任意正數(shù)，I為單位矩陣；②對CN進行奇異值分解得，NNt=SD2St,令N=SDV1, T1=V1S ;其中S，V1為正交矩陣；③設(shè)StC=WM' W=Cliagiw1, W2,…，wn}為對角加權(quán)矩陣，M為A的線性變換矩陣，M-1AM=J=Cliag[J1, J2,…，Jr];對于A的實數(shù)特征值，所對應(yīng)J的子塊為對角陣，取T1=I,得P=MT1 (D-J) (MT1)τ ；④當A具有復(fù)數(shù)特征值時，必然有一共軛復(fù)數(shù)特征值與之對應(yīng)，為了使M為實數(shù)矩
陣，規(guī)定這一對共軛復(fù)數(shù)特征值所對應(yīng)J的子塊為&，有
-ω σΩ = WM-1AMW-1 = WJW 1 = diag認乂,…Λ, ^ωι(Κ+ι ^ wr+i)，
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r π- σΡ(O1Xw,-I Ι^η ], η 、···, , . .I (r + 2p = n)
\_-0)p{wJ wn_x) σρ JSTCP_1CTS=DT-STCAr1S=DT1-WJff_1令1\=(^區(qū)[1,…，I，Tia,Tu2,…，T1,p]則DT1-WJlT1=Cliag [d「λ ρ …，dr_Xr, Ω j Ω 2,…，Ωρ]
其中
權(quán)利要求
1. 一種魯棒飛行控制器設(shè)計方法，其特征在于包括以下步驟 步驟一、在給定高度、馬赫數(shù)條件下通過風洞或飛行試驗得到含有不確定性的飛行器模型
全文摘要
本發(fā)明公開了一種魯棒飛行控制器設(shè)計方法，用于解決現(xiàn)有的魯棒控制理論缺乏設(shè)計步驟難以直接設(shè)計飛行控制器的技術(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)期望極點選擇，并根據(jù)所有閉環(huán)期望極點的實部全部為負數(shù)的特點，給出了限定條件不等式直接設(shè)計反饋矩陣。使得本研究領(lǐng)域的工程技術(shù)人員對風洞或飛行試驗得到的含有不確定性飛行器模型直接設(shè)計飛行控制器，解決了當前研究只給出魯棒穩(wěn)定性不等式而無法直接設(shè)計飛行控制器的技術(shù)問題。
文檔編號G05B13/00GK102929130SQ20121038202
公開日2013年2月13日 申請日期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 申請人:西北工業(yè)大學