一種風場影響下的飛機姿態(tài)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，具體是一種風場影響下的飛機姿態(tài)控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 大氣環(huán)境尤其是風場環(huán)境對于飛行器的動態(tài)特性影響顯著，一些復雜的風場還會 引起失速、操縱失效等飛行事故，直接危害飛行安全。微下沖氣流是發(fā)生在1千米W下、外 流半徑小于4千米、風速或風向發(fā)生突然變化的大氣運動，是低空風切變中最危險的一種 大氣運動形式。微下沖氣流之所W造成飛行事故，主要是兩方面原因，一是其本身具有持續(xù) 時間短、范圍小、強度大的特點，對其探測及預警很困難；另一個原因是改變飛行器的運動 狀態(tài)所需要的反應時間不夠。
[0003] 目前飛機穿越擾動風場問題的研究存在模型過于簡化的問題，大多是基于飛機的 小擾動線性化運動方程，而且風場模型W二維為主，主要采用狀態(tài)匹配方法和最優(yōu)控制理 論設(shè)計，但逼真度不夠。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明主要解決微下沖氣流場中飛機的控制問題。針對本發(fā)明建立的飛機非線性 動力學模型，PID控制方法不適用，為保證結(jié)果的準確性，不將運動方程進行線性化，而是基 于現(xiàn)代控制理論一一非線性動態(tài)逆方法進行控制。本發(fā)明針對飛機不同狀態(tài)變量對于操縱 的響應快慢，將其分為快回路和慢回路分別進行控制律設(shè)計。
[0005] 本發(fā)明基于飛機的非線性模型，并建立了 =維的風場模型，針對經(jīng)典控制理論很 難處理強非線性、高階動態(tài)系統(tǒng)的問題，采用反饋線性化的方法，其實質(zhì)是將非線性轉(zhuǎn)化為 仿射線性系統(tǒng)的技術(shù)，主要包含兩個研究方向：微分幾何法和動態(tài)逆方法，前者具有重要的 理論研究價值，但不易實現(xiàn)；動態(tài)逆方法通常與魯棒控制、模糊網(wǎng)絡控制等現(xiàn)代控制方法結(jié) 合，能達到更理想的控制效果。本發(fā)明采用比較成熟的非線性動態(tài)逆方法，對風場影響下的 飛機進行姿態(tài)控制。
[0006] 本發(fā)明提出的一種風場影響下飛機姿態(tài)控制方法，通過如下步驟來實現(xiàn)：
[0007] 步驟一：建立風場影響下的飛機運動方程。
[0008] 步驟二：基于滿環(huán)原理建立適用于飛行實時仿真的微下沖氣流風場。
[0009] 步驟=:基于非線性動態(tài)逆理論設(shè)計控制回路。
[0010] 步驟四：建立包含風場和控制的整體仿真模型，通過跟蹤結(jié)果改變模型中的增益 系數(shù)。
[0011] 所述步驟一中建立風場影響下的飛機運動方程由如下步驟完成：
[0012] 步驟1. 1 :建立風場擾動下的飛機質(zhì)屯、動力學和運動學方程，并得到空速、迎角、 側(cè)滑角的方程：
[0013] 地速、空速和風速構(gòu)成的速度矢量關(guān)系￥。=V+W是風場影響下最基本的運動關(guān) 系，根據(jù)牛頓第二定律，可在機體坐標系內(nèi)建立質(zhì)屯、動力學方程W及質(zhì)屯、運動學方程。直接 求解出地速在機體坐標系的分量，變換到地坐標系即可用來求解質(zhì)屯、軌跡。根據(jù)速度矢量 =角形關(guān)系，可得機體軸速度矢量V在機體系的分量，并由此可W得到空速、迎角、側(cè)滑角。
[0014] 步驟1. 2:建立風場擾動下的飛機旋轉(zhuǎn)動力學和運動學方程：
[0015] 由于旋轉(zhuǎn)運動方程中不顯含風速及其梯度項，因此大氣擾動下，旋轉(zhuǎn)運動方程與 平靜大氣的旋轉(zhuǎn)運動方程相同，但風場通過改變氣動力矩影響旋轉(zhuǎn)運動。
[0016] 所述步驟二中建立基于滿環(huán)原理建立適用于飛行實時仿真的微下沖氣流風場方 法具體是：
[0017] 步驟2. 1:假設(shè)飛機直線飛行，在飛行路徑上設(shè)置對稱滿環(huán)模擬微下沖氣流風場， 設(shè)置滿環(huán)的模型參數(shù)：滿環(huán)半徑、滿環(huán)高度、滿環(huán)強度、滿核半徑；根據(jù)滿環(huán)原理得到滿環(huán) 的誘導風速如下：
[0018] 設(shè)滿環(huán)半徑為R，由流體力學的勢流理論知，主滿環(huán)的流線方程為：
[0019]
[0020] 其中：主滿環(huán)的滿對個1
，r為滿環(huán)強度，ri和T2分別為參 考點N到主滿環(huán)最近點和最遠點的距離。
[0021] 同理，可^得到鏡像滿環(huán)11^1的流線方程表達式：
[0022]
[0023] 其中：鏡像滿環(huán)的滿對個i
r為滿環(huán)強度，r/和r2' 分別為參考點N到鏡像滿環(huán)最近點和最遠點的距離。
[0024] 從而由流函數(shù)可W得到流場中任意點N(x，y，Z)的風場速度：
[002引其中：Vx，Vy，V,為風場速度的分量，（XP，y。，Zp)為主滿環(huán)中屯、點的坐標，r為點N到 滿環(huán)中屯、軸線的距離，！!> = 為一對滿環(huán)在參考點處的流函數(shù)。
[0029] 步驟2. 2:為有效求解滿絲處誘導風速的奇異值問題，計算多個滿環(huán)疊加時各個 滿環(huán)的貢獻因子：
[0030]將滿核內(nèi)部的誘導速度乘W-個阻尼因子C，從而改變滿核內(nèi)部的速度分布，使 得滿核內(nèi)的風速在滿絲處衰減到0。
[0031] 為了保持風速變化的平滑性并且不增加計算的復雜性，可W采用簡化的阻尼因 子：
[0032] C=1-exp(-(ri/d)^/e)
[003引其中：e為權(quán)重系數(shù)，d為滿核的直徑，ri為參考點到滿絲的距離。
[0034] 步驟2. 3:用阻尼因子計算各個滿環(huán)的貢獻，求解多個滿環(huán)疊加的誘導風速：
[0035] 由于實際風場的變化很復雜，一個滿對很難模擬出實際的微下沖氣流風場，因此 考慮通過多個滿環(huán)的復合模擬流場。多個滿環(huán)模型的疊加時，將各個滿環(huán)的誘導風速與阻 尼因子相乘并求和，得到微下沖氣流產(chǎn)生的風速（Vy，Vy，V,):
[0039] 其中：四個滿環(huán)的阻尼因子乘積
為參考點處的總阻尼因子，
為各個滿環(huán)的誘導風速之和。
[0040] 所述步驟=中基于非線性動態(tài)逆理論設(shè)計控制回路的具體方法是：
[0041] 飛機的運動狀態(tài)變量對于操縱指令的響應時間差別很大，根據(jù)時標分離原理，通 常將其狀態(tài)變量分為快變量（角速率P，q，r)、較慢變量（姿態(tài)角4, 0，IK迎角a、側(cè)滑角 P)、慢變量（速度u，v，w、空速Vas、航跡角li，丫，x)和最慢變量（質(zhì)屯、位置x，y，z)。由 于本發(fā)明中飛機的控制變量只有=個艙偏角度，根據(jù)逆系統(tǒng)的存在性，輸出變量不能超過 =個。因此設(shè)計多個變量的控制系統(tǒng)時，可W按照時標分離原理分別設(shè)計快變量、較慢變量 的控制回路，分別稱為內(nèi)回路和外回路。
[0042] 步驟3. 1 :內(nèi)回路控制律設(shè)計。由于內(nèi)回路對于操縱艙的響應最迅速，可W直接根 據(jù)其狀態(tài)響應設(shè)計艙面的控制律。首先將力矩展開為顯式含有艙面控制的項，然后將旋轉(zhuǎn) 動力學方程整理成輸入艙面控制，輸出狀態(tài)變專.寺=(/Vi，r)T的形式：
[0043]
[0044] 其中：f(Xl) =化(Xl)，f2(Xl)，f3(Xl))T為ミ維矢量函數(shù)，A(Xl)為控制分布矩陣，U 為艙面控制向量；
[0045] 利用動態(tài)逆方法，設(shè)計系統(tǒng)反饋控制：
[004引" = /T'(.V|)(主-/(.'0)
[0047] 其中：A 1 (Xi)為控制分布矩陣A (Xi)的逆矩陣，患為虛擬控制輸入；
[004引令虛擬控制輸入麥為：
[0049]
[0050] 其中：P，務分別為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度、偏航角速度的變化率， 焉=(P,，(/,，>;)為系統(tǒng)的期望響應，《P，《《洗別為S個變量的響應頻率，根據(jù)經(jīng)驗，通常 可W在5~lOrad/s之間取值。
[005。 步驟3. 2 :外回路控制律設(shè)計。選取俯仰角、滾轉(zhuǎn)角和側(cè)滑角，它們分別產(chǎn)生俯仰、 滾轉(zhuǎn)、偏航角速度的期望值，從而將兩個回路進行有效合成。
[0052] 采用非線性動態(tài)逆方法，首先要將變量；=(誇G，/3)t的狀態(tài)方程改寫成；
[0053]
[0054] 其中：參、凌、I分別為滾轉(zhuǎn)角、迎角、側(cè)滑角的變化率，'％ =巧>，各，6,妒，i= (M，r)T， ^而）=的(而)，'5(而)，'6(而)）％;維矢量函數(shù)，1(又2)為控制分布矩陣。
[005引 W外回路控制得到的輸出作為內(nèi)回路的期望，得到相應的控制律為：
[0056]
[0057] 其中：M1 (而）為控制分布矩陣M(X2)的逆矩陣，羨為虛擬輸入；
[0058] 虛擬輸入可用下式代替：
[0059]
[0060] 其中：《為響應頻率，耗為期望響應；
[0061] 運樣就得到了內(nèi)回路的期望控制，也使得兩個回路有機結(jié)合起來。
[0062] 所述步驟四中建立包含風場和控制律的整體仿真模型，通過跟蹤結(jié)果改變模型中 的增益系數(shù)由如下步驟完成：
[0063] 步驟4. 1 :構(gòu)建某型飛機的六自由度非線性仿真系統(tǒng)模型，主要包括控制模塊和 機體動力學模塊；
[0064] 步驟4.2 :根據(jù)俯仰角改出策略設(shè)定俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、側(cè)滑角，檢驗在風場中其跟 蹤指令的響應，并觀察操縱面的控制律變化。
[0065] 通過上述步驟，基于動態(tài)逆理論設(shè)計的控制律能夠減小風場對飛機運動的影響， 改善飛機姿態(tài)，使其安全改出風切變場。
[0066] 本發(fā)明方法的優(yōu)點和積極效果在于：
[0067] (1)基于滿環(huán)原理建立的微下沖氣流場，