基于信號(hào)流圖的飛機(jī)自動(dòng)飛控系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)，特別是一種基于信號(hào)流圖的飛機(jī)自動(dòng)飛控系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)姿 態(tài)控制結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機(jī)自動(dòng)飛控系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制是飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)的內(nèi)控制回路，且為側(cè)向航跡控 制的基本控制器。滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制應(yīng)能夠有效改善固有阻尼特性，特別是改善荷蘭滾運(yùn)動(dòng)的 阻尼特性，穩(wěn)定螺旋運(yùn)動(dòng)，并按飛行品質(zhì)要求改進(jìn)固有特性，且為外控制回路創(chuàng)造條件；減 小擾動(dòng)影響主要是減小陣風(fēng)的影響；穩(wěn)定飛行姿態(tài)，或者控制作為飛行航跡控制變量的滾 轉(zhuǎn)角；抑制曲線飛行中的側(cè)滑等。滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制器的設(shè)計(jì)目的主要是減輕駕駛員的負(fù)擔(dān)，簡 化外控制回路，改善系統(tǒng)的線性特性，并降低系統(tǒng)"有效階數(shù)"。
[0003] 飛機(jī)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)控制器的工程初步設(shè)計(jì)，通常是在全飛行包線內(nèi)選取若干 工作點(diǎn)對(duì)飛機(jī)非線性運(yùn)動(dòng)方程進(jìn)行線性化和解耦處理，進(jìn)而根據(jù)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)選取反饋控制回 路，確定控制器的基本結(jié)構(gòu)。然而飛機(jī)運(yùn)動(dòng)存在大量可使用的狀態(tài)變量和操縱變量，僅靠設(shè) 計(jì)經(jīng)驗(yàn)難以選擇最佳的控制器總體結(jié)構(gòu)。例如無風(fēng)情況下，側(cè)向運(yùn)動(dòng)中有12個(gè)可觀測(cè)的狀 態(tài)變量和輸出變量，并至少具備方向舵和副翼兩個(gè)操縱變量，這就可能有24條反饋回路。 若給這些回路都配上濾波器，那么，要設(shè)計(jì)約48個(gè)甚至更多個(gè)控制參數(shù)，從工程角度講，這 實(shí)際是不可能的。此外，這樣的全狀態(tài)反饋控制結(jié)構(gòu)會(huì)使控制器的可靠性大大降低。因此， 應(yīng)設(shè)法將反饋回路數(shù)目限制到絕對(duì)需要的程度。
[0004] 信號(hào)流圖描述了時(shí)域模型（即狀態(tài)方程）和頻域模型（即傳遞函數(shù)）之間的關(guān)系， 便于進(jìn)行飛行特性分析和確定控制器結(jié)構(gòu)。信號(hào)流圖以圖解的形式更形象地說明飛機(jī)運(yùn)動(dòng) 的物理過程。首先，可用信號(hào)流圖來討論固有特性和傳遞特性，即研究各個(gè)方程參數(shù)對(duì)穩(wěn)定 性、操縱性和可觀性的影響。其次，應(yīng)當(dāng)用信號(hào)流圖指出進(jìn)一步簡化方程的可能性。最后， 可用與信號(hào)流圖"內(nèi)反饋回路"相似的方法估計(jì)外反饋的作用，從而設(shè)計(jì)出更好的控制器結(jié) 構(gòu)。
[0005] 在現(xiàn)有技術(shù)中，雖然作了許多限制假設(shè)并經(jīng)過線性化處理，但飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程仍然 相當(dāng)復(fù)雜。對(duì)于控制器初步設(shè)計(jì)來說，評(píng)估確定合理的控制器結(jié)構(gòu)至關(guān)重要。所以，用流 程圖近似方法再進(jìn)一步簡化方程組和傳遞函數(shù)是很有意義的，這樣可以更好地理解物理關(guān) 系，減少問題的復(fù)雜性和計(jì)算消耗，劃分成局部控制任務(wù)（單個(gè)控制回路）和局部品質(zhì)指 標(biāo)，循序漸進(jìn)地設(shè)計(jì)控制器。
[0006] 飛機(jī)上的一些特殊邊界條件（操縱極限、彈性自由度、可靠性等）不允許使用高的 控制增益，若對(duì)應(yīng)對(duì)象的傳輸通道的增益越高，則控制器的增益就可能越小，因?yàn)檫@二者的 乘積，即回路增益對(duì)控制器的作用具有決定性影響。另外，對(duì)象傳遞函數(shù)中包含的延遲越 小，控制就越簡單。因此，為了實(shí)施有效控制，應(yīng)在全部工作范圍內(nèi)選擇穩(wěn)態(tài)增益大、盡量無 延遲響應(yīng)的傳遞通道，這二者可直接由信號(hào)流圖來確定。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 為解決上述問題，本發(fā)明提供了一種基于信號(hào)流圖的飛機(jī)自動(dòng)飛控系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)姿態(tài) 控制結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。
[0008] 為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采取的技術(shù)方案為：
[0009] -種基于信號(hào)流圖的飛機(jī)自動(dòng)飛控系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法，包括如下步 驟：
[0010] S1、分別選取r、β、ρ、Φ為飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量，ζ、ξ為飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)控制量， 每個(gè)狀態(tài)量配置一個(gè)積分器，按照飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)狀態(tài)方程
[0012] 確定r、β、ρ、Φ狀態(tài)量的微分表達(dá)式，即各積分器輸入信號(hào)，構(gòu)成飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng) 的總體信號(hào)流圖；
[0013] 式中，Z、戶、^分別為偏航角速度、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角速度及滾轉(zhuǎn)角對(duì)時(shí)間的 導(dǎo)數(shù)，隊(duì)、N fi、Np分別為偏航力矩對(duì)偏航角速度、側(cè)滑角及滾轉(zhuǎn)角速度的導(dǎo)數(shù)，L1^ Lfi、Lp分別 為滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)偏航角速度、側(cè)滑角及滾轉(zhuǎn)角速度的導(dǎo)數(shù)，Yp為側(cè)力對(duì)側(cè)滑角的導(dǎo)數(shù)，g為重 力加速度，V。為空速，ξ、ζ分別為副翼偏轉(zhuǎn)角與方向舵偏轉(zhuǎn)角，Ν ξ、Νζ分別為偏航力矩對(duì) 副翼偏轉(zhuǎn)角與方向舵偏轉(zhuǎn)角的導(dǎo)數(shù)，Υξ、Υ ζ分別為側(cè)力對(duì)副翼偏轉(zhuǎn)角與方向舵偏轉(zhuǎn)角的導(dǎo) 數(shù)，U、Li分別為滾轉(zhuǎn)力矩對(duì)副翼偏轉(zhuǎn)角與方向舵偏轉(zhuǎn)角的導(dǎo)數(shù)；
[0014] S2、以r、β為狀態(tài)量，ζ為輸入量，選擇總的信號(hào)流圖中延遲效應(yīng)最?。ǚe分器 最少）的傳輸通道近似分離出飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)典型荷蘭滾模態(tài)信號(hào)流圖，其狀態(tài)方程形式為
[0016] S3、從荷蘭滾模態(tài)信號(hào)流圖中選擇唯一可改善荷蘭滾模態(tài)阻尼特性的偏航角速度 到方向舵偏轉(zhuǎn)角的反饋控制回路隊(duì)，選擇唯一可改善荷蘭滾模態(tài)特征頻率的側(cè)滑角到方向 舵偏轉(zhuǎn)角的反饋控制回路N fi;
[0017] S4、以ρ、Φ和ξ分別為狀態(tài)量和輸入量，選擇總的信號(hào)流圖中延遲效應(yīng)最小（積 分器最少）的傳輸通道近似分離出飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)典型滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)信號(hào)流圖，其狀態(tài)方程 形式為
[0019] S5、從滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)信號(hào)流圖中選擇唯一可改善滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)阻尼特性的滾轉(zhuǎn)角 速度到副翼偏轉(zhuǎn)角的反饋控制回路Lp，選擇唯一可改善螺旋模態(tài)穩(wěn)定性的滾轉(zhuǎn)角到副翼偏 轉(zhuǎn)角的反饋控制回路U;
[0020] S6、將根據(jù)側(cè)向近似荷蘭滾模態(tài)和滾轉(zhuǎn)模態(tài)選擇的反饋控制回路同時(shí)配置于原系 統(tǒng)，并令側(cè)滑角指令始終為〇,以減小荷蘭滾模態(tài)與滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)的耦合作用；令滾轉(zhuǎn)角指 令作為自動(dòng)飛控系統(tǒng)內(nèi)回路控制的輸入。
[0021] 本發(fā)明具有以下有益效果：
[0022] 將飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)線性化方程轉(zhuǎn)化為物理意義明顯的信號(hào)流圖，從總信號(hào)流圖中近 似分離出荷蘭滾運(yùn)動(dòng)模態(tài)和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)模態(tài)，進(jìn)而選擇積分器最少的通道為各模態(tài)控制通 道，并確定反饋控制量以配置相應(yīng)的反饋回路，從而確定側(cè)向滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制器的總體結(jié)構(gòu)， 克服了現(xiàn)有技術(shù)中根據(jù)設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)選取反饋控制回路導(dǎo)致無法確定自動(dòng)飛控系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)姿態(tài) 最佳控制結(jié)構(gòu)的不足。
【附圖說明】
[0023] 圖1本發(fā)明實(shí)施例中飛機(jī)典型側(cè)向運(yùn)動(dòng)動(dòng)力學(xué)線性狀態(tài)方程的信號(hào)流圖；
[0024] 圖2本發(fā)明實(shí)施例中飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)典型荷蘭滾模態(tài)與滾轉(zhuǎn)模態(tài)近似信號(hào)信號(hào)流 圖；
[0025] 圖3本發(fā)明實(shí)施例中飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)典型滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制總體結(jié)構(gòu)信號(hào)流圖。
【具體實(shí)施方式】
[0026] 為了使本發(fā)明的目的及優(yōu)點(diǎn)更加清楚明白，以下結(jié)合實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行進(jìn)一步 詳細(xì)說明。應(yīng)當(dāng)理解，此處所描述的具體實(shí)施例僅僅用以解釋本發(fā)明，并不用于限定本發(fā) 明。
[0027] 本發(fā)明實(shí)施例提供了一種基于信號(hào)流圖的飛機(jī)自動(dòng)飛控系統(tǒng)滾轉(zhuǎn)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu) 設(shè)計(jì)方法，包括如下步驟：
[0028] Sl、分別選取r、β、ρ、Φ為飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)狀態(tài)量，ζ、ξ為飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)控制量， 每個(gè)狀態(tài)量配置一個(gè)積分器，按照飛機(jī)側(cè)向運(yùn)動(dòng)狀態(tài)方程
[0030] 確定r、β、ρ、Φ狀態(tài)量的微分表達(dá)式，即各積