本發(fā)明涉及飛行器自動(dòng)控制
技術(shù)領(lǐng)域：
，尤其是一種飛翼飛行器舵機(jī)執(zhí)行器組合控制分配方法。
背景技術(shù)：
：傳統(tǒng)布局的飛行器其控制通道都是一一對(duì)應(yīng)的，即單一操縱面只用來(lái)驅(qū)動(dòng)單一通道的控制，其缺點(diǎn)在于關(guān)鍵舵機(jī)或操縱面的可靠性壓力較大。而飛翼布局飛行器通過(guò)多操縱面共同協(xié)調(diào)配合作用，有效地增加了執(zhí)行機(jī)構(gòu)的冗余度、增強(qiáng)了飛行控制系統(tǒng)的可靠性。然而，飛翼飛行器舵機(jī)數(shù)量的增加，一方面增強(qiáng)了各控制通道之間的耦合，更重要的是當(dāng)飛行器大氣流角區(qū)域的控制效率的非線性特性需要在控制分配環(huán)節(jié)得到有效解決。目前控制分配算法從分配原理上主要分為兩類，即線性分配算法和非線性分配算法。其中，線性分配算法主要包括偽逆法、鏈?zhǔn)椒峙浞?、直接分配法、線性規(guī)劃法等，非線性分配算法主要包括截距修正法、分段線性規(guī)劃法、非線性規(guī)劃法、智能控制分配等?？傮w來(lái)說(shuō)，線性控制分配算法效率高、過(guò)程明確、更貼近工程應(yīng)用，但當(dāng)控制舵面工作在強(qiáng)非線性區(qū)間時(shí)其控制分配將會(huì)出現(xiàn)明顯的誤差。而非線性控制分配方法能夠有效增強(qiáng)非線性條件下的控制分配精度，但目前的非線性分配方法都較為復(fù)雜，很難同時(shí)滿足控制分配的物理限制和分配實(shí)時(shí)性要求。因此，發(fā)明一種兼顧線性分配方法與非線性分配方法優(yōu)點(diǎn)的控制分配方法，在保證分配速率的前提下有效地減小控制分配精度，具有極強(qiáng)的實(shí)際意義。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：本發(fā)明所要解決的技術(shù)問(wèn)題為：在滿足飛行器舵機(jī)物理限制的前提下，提升舵機(jī)在非線性區(qū)間工作時(shí)的分配精度，同時(shí)還要保證控制分配的實(shí)時(shí)性。為了克服現(xiàn)有的技術(shù)的不足，本發(fā)明提供了一種飛翼飛行器舵機(jī)執(zhí)行器組合控制分配方法。本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案是：1.一種飛翼飛行器舵機(jī)執(zhí)行器組合控制分配方法，其特征是，所述控制分配方法如下：（1）飛翼飛行器舵面的組合分組：（2）各執(zhí)行器組合動(dòng)態(tài)權(quán)重的解算：（3）控制分配離散濾波器方法的構(gòu)造。2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛翼飛行器舵機(jī)執(zhí)行器組合控制分配方法，其特征是，所述步驟（1）具體方式如下：a：將飛翼飛行器同一位置上的左右對(duì)稱舵面分在一組，其同向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生相同的俯仰力矩，從而構(gòu)成俯仰通道執(zhí)行器組合；b：將飛翼飛行器同一位置上的左右對(duì)稱舵面分在一組，其異向偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生相同的滾轉(zhuǎn)力矩，從而構(gòu)成滾轉(zhuǎn)通道執(zhí)行器組合；c：將飛翼飛行器不同位置上的舵面單獨(dú)劃分為一組，規(guī)定其右側(cè)舵面上偏產(chǎn)生正向偏航力矩，左側(cè)舵面上偏產(chǎn)生負(fù)向偏航力矩，從而構(gòu)成偏航通道執(zhí)行器組合。3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛翼飛行器舵機(jī)執(zhí)行器組合控制分配方法，其特征是，所述步驟（2）具體方式如下：a：分別畫出俯仰、滾轉(zhuǎn)以及偏航通道執(zhí)行器組合的作用力矩與舵面偏轉(zhuǎn)二維曲線；b：以舵面當(dāng)前時(shí)刻的偏轉(zhuǎn)位置為基準(zhǔn)點(diǎn)，由舵機(jī)的幅值與速率飽關(guān)系：求出在一個(gè)分配周期內(nèi)，舵機(jī)偏轉(zhuǎn)的最大與最小值、：以及對(duì)應(yīng)的作用力矩、；c:以坐標(biāo)和為直線兩端端點(diǎn)，分別求出俯仰、滾轉(zhuǎn)以及偏航通道執(zhí)行器組合在當(dāng)前舵面偏轉(zhuǎn)位置處的舵面偏轉(zhuǎn)增量與氣動(dòng)力矩系數(shù)的一次函數(shù)關(guān)系：其中，為線性操縱效率矩陣，為該一次函數(shù)的基本量，表示期望的分配舵偏量；d：解算俯仰、滾轉(zhuǎn)以及偏航通道執(zhí)行器組合的動(dòng)態(tài)權(quán)重值，組成如下分配誤差動(dòng)態(tài)權(quán)重矩陣與分配步長(zhǎng)動(dòng)態(tài)權(quán)重矩陣：其中，下標(biāo)表示俯仰、滾轉(zhuǎn)以及偏航通道執(zhí)行器組合的個(gè)數(shù)，舵機(jī)當(dāng)前偏轉(zhuǎn)值對(duì)應(yīng)的點(diǎn)到上述一次函數(shù)所表示的直線的距離；為設(shè)定的權(quán)重矩陣基本量，、為表征分配精度與步長(zhǎng)的權(quán)重系數(shù)。4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛翼飛行器舵機(jī)執(zhí)行器組合控制分配方法，其特征是，所述步驟（3）具體方式如下：a：構(gòu)造二次規(guī)劃動(dòng)態(tài)方程：b：構(gòu)造總的動(dòng)態(tài)權(quán)重非奇異矩陣：；c：構(gòu)造控制分配離散濾波器：其中：。本發(fā)明的有益效果是，本發(fā)明方法采用舵機(jī)分組之間的變權(quán)重動(dòng)態(tài)的分配方式，在滿足飛翼飛行器舵機(jī)物理限制的條件下，使得線性度最好的執(zhí)行器獲得更大的分配權(quán)限，從而最大限度地避免了舵機(jī)作用力矩的非線性問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)了更為精確的控制分配。附圖說(shuō)明下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步說(shuō)明。圖1是控制分配的示意圖。圖2典型的飛翼飛行器舵面分布圖。圖3是舵面偏轉(zhuǎn)與力矩一次函數(shù)關(guān)系圖。圖4是變權(quán)重與固定權(quán)重矩陣俯仰力矩動(dòng)態(tài)分配比較曲線。圖5是變權(quán)重與固定權(quán)重矩陣滾轉(zhuǎn)力矩動(dòng)態(tài)分配比較曲線。圖6是變權(quán)重與固定權(quán)重矩陣偏航力矩動(dòng)態(tài)分配比較曲線。具體實(shí)施方式本發(fā)明的主要原理如下，本發(fā)明控制分配方法包括：舵機(jī)分組、權(quán)重計(jì)算、動(dòng)態(tài)分配三個(gè)環(huán)節(jié)。采用變權(quán)重的方式使得線性度較好的執(zhí)行器擁有較大的分配權(quán)限，在較大程度上減小了執(zhí)行器非線性造成的分配誤差，可以通過(guò)求解二次規(guī)劃最優(yōu)問(wèn)題，以一種離散濾波器的形式實(shí)現(xiàn)動(dòng)態(tài)過(guò)程中分配精度與分配步長(zhǎng)之間的平衡。當(dāng)進(jìn)行執(zhí)行器組合復(fù)用分組與動(dòng)態(tài)權(quán)重的解算時(shí)，可以通過(guò)對(duì)執(zhí)行器舵面進(jìn)行組合分組復(fù)用，從而對(duì)三軸控制力矩進(jìn)行解耦，并在每個(gè)作動(dòng)步長(zhǎng)的范圍內(nèi)進(jìn)行線性化處理，得到表征線性度的參數(shù)，并通過(guò)該參數(shù)求得執(zhí)行器分配動(dòng)態(tài)權(quán)重值。當(dāng)進(jìn)行構(gòu)造動(dòng)態(tài)控制分配離散濾波器時(shí)，由于當(dāng)前時(shí)刻的控制分配量將影響下一時(shí)刻的控制分配量，可以使得單位時(shí)間內(nèi)分配值的變化量滿足舵機(jī)的物理限制。并且，通過(guò)離散濾波器參數(shù)的動(dòng)態(tài)變化，使得實(shí)際執(zhí)行器舵面在最佳線性度區(qū)間內(nèi)工作。下面結(jié)合原理和附圖對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)說(shuō)明：一種飛翼飛行器舵機(jī)控制分配方法,如圖1所示，具體
發(fā)明內(nèi)容由如下三部分組成：飛翼飛行器舵面的組合分組；各執(zhí)行器組合動(dòng)態(tài)權(quán)重的解算；控制分配離散濾波器的構(gòu)造。第一部分，飛翼飛行器舵面的組合分組方式如下：如圖2所示，一種典型的飛翼布局飛行器，其舵面分組復(fù)用方式如表1所示：表1執(zhí)行器組合復(fù)用分配表控制通道執(zhí)行器1執(zhí)行器2執(zhí)行器3俯仰控制1、5號(hào)舵面同偏2、6號(hào)舵面(復(fù)用)同偏3、7號(hào)舵面(復(fù)用)同偏滾轉(zhuǎn)控制3、7號(hào)舵面(復(fù)用)差動(dòng)2、6號(hào)舵面(復(fù)用)差動(dòng)偏航控制4、8號(hào)舵面單偏3、7號(hào)舵面(復(fù)用)單偏其中，復(fù)用是指同一執(zhí)行器的偏轉(zhuǎn)疊加。對(duì)每種組合方式進(jìn)行如下定義并分析其產(chǎn)生的力矩效應(yīng)：1):1、5號(hào)舵面同偏，僅產(chǎn)生俯仰力矩。2):2、6號(hào)舵面同偏；僅產(chǎn)生俯仰力矩。3):3、7號(hào)舵面同偏，僅產(chǎn)生俯仰力矩。4):3、7號(hào)舵面差動(dòng)，僅產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。5):2、6號(hào)舵面差動(dòng)，僅產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩。6):4、8號(hào)舵面單偏，其以阻力方向舵的形式既產(chǎn)生偏航力矩也產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩，同時(shí)帶有一定的俯仰力矩。7):3、7號(hào)舵面單偏，與作用相同。第二部分，各執(zhí)行器組合動(dòng)態(tài)權(quán)重的解算方法如下：以舵面當(dāng)前時(shí)刻的偏轉(zhuǎn)位置為基準(zhǔn)點(diǎn)，由舵機(jī)的幅值與速率飽關(guān)系：求出在一個(gè)分配周期內(nèi)，舵機(jī)偏轉(zhuǎn)的最大與最小值、：以及對(duì)應(yīng)的作用力矩、；c:以坐標(biāo)和為直線兩端端點(diǎn)，分別求出俯仰、滾轉(zhuǎn)以及偏航通道執(zhí)行器組合在當(dāng)前舵面偏轉(zhuǎn)位置處的舵面偏轉(zhuǎn)增量與氣動(dòng)力矩系數(shù)的一次函數(shù)關(guān)系（示意圖見圖3），則期望的分配舵偏量的線性函數(shù)表達(dá)式：對(duì)于執(zhí)行器線性度的評(píng)價(jià)，控制分配采用每一組舵機(jī)組合原氣動(dòng)系數(shù)曲線上的點(diǎn)到線性化直線的最大距離，作為判定條件，該距離越大則說(shuō)明此區(qū)間內(nèi)舵效的線性度越差，其對(duì)應(yīng)的權(quán)重矩陣中的分量越小。因此，定義如下分配誤差動(dòng)態(tài)權(quán)重矩陣與分配步長(zhǎng)動(dòng)態(tài)權(quán)重矩陣：以及動(dòng)態(tài)權(quán)重非奇異矩陣：其中，下標(biāo)表示執(zhí)行器組合的個(gè)數(shù)，舵機(jī)當(dāng)前偏轉(zhuǎn)值對(duì)應(yīng)的點(diǎn)到上述一次函數(shù)所表示的直線的距離，示意圖見圖3。此處，令，，。第三部分，控制分配離散濾波器的構(gòu)造方法如下：根據(jù)期望的分配舵偏量與權(quán)重矩陣、，將控制分配問(wèn)題轉(zhuǎn)化為如下二次規(guī)劃問(wèn)題：從而得到動(dòng)態(tài)控制分配的最優(yōu)解：為了說(shuō)明相對(duì)于固定權(quán)重方式的變權(quán)重控制分配算法在非線性特性較強(qiáng)區(qū)域內(nèi)的分配精度，給出在如下仿真條件下：(1)海拔1000m、飛行速度為0.3Ma，(2)分配中迎角為30°、側(cè)滑角為15°，(3)舵機(jī)動(dòng)態(tài)特性利用二階環(huán)節(jié)所表示，仿真結(jié)果，如圖4、5、6所示。由圖4、5、6可以看出，由于舵機(jī)效率的非線性特性使得固定權(quán)重時(shí)的分配誤差增大，而當(dāng)執(zhí)行器之間的作用權(quán)重隨其線性度的變化而動(dòng)態(tài)變化時(shí)，線性度較差的執(zhí)行器的出舵量被減小，相應(yīng)地線性度較好的執(zhí)行器的出舵量增加，明顯看出變權(quán)重動(dòng)態(tài)分配得到的控制力矩更貼近待分配力矩，即變權(quán)重控制分配方法提升舵機(jī)在非線性區(qū)間工作時(shí)的分配精度。當(dāng)前第1頁(yè)1 2 3