飞行控制律的设计方法及装置制造方法及图纸

本发明专利技术属于自动控制技术领域，具体涉及一种飞行控制律的设计方法及装置。旨在解决现有技术无法证明在飞行包线内非典型工作点的控制律参数的稳定性的问题，本发明专利技术提供了一种飞行控制律的设计方法，包括计算预先构建的飞行器数学模型的目标系统；求解多个目标系统的映射函数，根据映射函数计算飞行器数学模型的估计参数；根据估计参数更新飞行器数学模型。本发明专利技术的技术方案能够很好地解决大包线飞行器飞行过程中的不确定性问题。

Design method and device of flight control law

The invention belongs to the field of automatic control technology, in particular to a design method and device of flight control law. Aiming at solving the problem that the existing technology can not prove the stability of the control law parameters of atypical working points in flight envelope, the present invention provides a design method of flight control law, which includes calculating the target system of a pre-built aircraft mathematical model, solving the mapping function of multiple target systems, according to the mapping function. The estimated parameters of the mathematical model of aircraft are calculated, and the mathematical model of aircraft is updated according to the estimated parameters. The technical scheme of the invention can well solve the uncertainty problem in the flight process of the large envelope aircraft.

【技术实现步骤摘要】
飞行控制律的设计方法及装置
本专利技术属于自动控制
，具体涉及一种飞行控制律的设计方法及装置。
技术介绍
随着飞行器任务使命范围不断拓展，其飞行包线越来越大。通常飞行器在大气层内(2万米内)以及大气层边缘临近空间飞行(2万米到10万米)，其飞行速度的范围位于高亚音速到5马赫以上的高超音速之间，飞行速度变化较大，飞行器的动力学特性变化也较大，因此在其飞行过程中，飞行器的性能参数，如结构弹性等不能忽略，而飞行控制律的设计对飞行器的性能参数有重大影响。飞行器的控制律设计方法是为了满足飞行器在包线内不同的典型工作点均可以保证飞行器的飞行品质要求，以及飞行器在时域和频域上都能达到趋于理想的性能指标。现有技术采用增益调参的方法对飞行控制律进行设计，通过在典型工作点进行模型线性化，针对线性模型开展控制律设计，获取控制律参数，实际工作时在非典型工作点采用参数差值的方法进行控制律参数实现。现有技术的方法是通过将典型工作点进行模型线性化，但是无法获得在飞行包线内其他工作点的稳定性证明，即，无法证明除典型工作点以外的点的控制律的参数实现。因此，如何提出一种解决上述问题的方案是本领域技术人员目前需要解决的问题。
技术实现思路
为了解决现有技术中的上述问题，即为了解决现有技术无法证明在飞行包线内非典型工作点的控制律参数的稳定性的问题，本专利技术提供了一种飞行控制律的设计方法，所述方法包括：计算预先构建的飞行器数学模型的目标系统；求解所述多个目标系统的映射函数，根据所述映射函数计算所述飞行器数学模型的估计参数；根据所述估计参数更新所述飞行器数学模型。在上述方法的优选技术方案中，所述映射函数的公式如下所示：其中，其中，π(ξ)表示浸入映射，υ(ξ)表示参数化函数，ξ表示目标系统的状态变量，a(ξ)表示目标系统。在上述方法的优选技术方案中，构建所述飞行器数学模型的方法如下公式所示：其中，x＝[V,γ,h,α,Q,η1,η2,η3],V,γ,h,α,Q分别表示速度、航迹倾角、高度、迎角、俯仰角速率；6个弹性体状态ηi,分别表示前三阶弹性模态及其微分，ωi为弹性模态的自然频率，ξi为阻尼比，m,g,Iyy分别表示质量、重力加速度和绕Y轴的转动惯量；L,D,T,M,Ni分别表示升力、阻力、推力、俯仰力矩和广义弹性力。在上述方法的优选技术方案中，所述目标系统为多个，所述目标系统包括一维目标系统、二维目标系统以及n-1维目标系统，所述一维目标系统表示为二维目标系统表示为n-1维目标系统表示为k1＞0,k2＞0,…,kn-1＞0，其中n为大于3的正整数，k1、k2、kn-1、a均表示系数。在上述方法的优选技术方案中，所述方法还包括计算所述飞行器数学模型的不变流形，计算方法如下公式所示：Π(ξ)＝0，e＝x-xcmd其中，x为状态变量，xcmd为所述状态变量的控制误差。本专利技术还提供一种大包线飞行控制律的设计装置，所述装置包括：第一计算单元，所述第一计算单元被配置为计算预先构建的飞行器数学模型的目标系统；第二计算单元，所述第二计算单元被配置为求解所述多个目标系统的映射函数，根据所述映射函数计算所述飞行器数学模型的估计参数；更新单元，所述更新单元被配置为根据所述估计参数更新所述飞行器数学模型。在上述方法的优选技术方案中，所述映射函数的公式如下所示：其中，π(ξ)表示浸入映射，υ(ξ)表示参数化函数，ξ表示目标系统的状态变量，a(ξ)表示目标系统。在上述方法的优选技术方案中，构建所述飞行器数学模型的方法如下公式所示：其中，x＝[V,γ,h,α,Q,η1,η2,η3],V,γ,h,α,Q分别表示速度、航迹倾角、高度、迎角、俯仰角速率；6个弹性体状态ηi,分别表示前三阶弹性模态及其微分，ωi为弹性模态的自然频率，ξi为阻尼比，m,g,Iyy分别表示质量、重力加速度和绕Y轴的转动惯量；L,D,T,M,Ni分别表示升力、阻力、推力、俯仰力矩和广义弹性力。在上述方法的优选技术方案中，所述目标系统为多个，所述目标系统包括一维目标系统、二维目标系统以及n-1维目标系统，所述一维目标系统表示为二维目标系统表示为k1＞0,k2＞0；n-1维目标系统表示为k1＞0,k2＞0,…,kn-1＞0，其中n为大于3的正整数，k1、k2、kn-1、a均表示系数。在上述方法的优选技术方案中，所述装置还用于计算所述飞行器数学模型的不变流形，计算方法如下公式所示：Π(ξ)＝0，e＝x-xcmd其中，x为状态变量，xcmd为所述状态变量的控制误差。与最接近的现有技术相比，本专利技术提供一种大包线飞行控制律的设计方法，包括计算预先构建的飞行器数学模型的目标系统；求解所述多个目标系统的映射函数，根据所述映射函数计算所述飞行器数学模型的估计参数；根据所述估计参数更新所述飞行器数学模型。上述技术方案至少具有如下有益效果：本专利技术采用面向不确定性及弹性耦合同时主动抑制的自适应浸入和流形不变的方法，针对大包线飞行器的不确定性、刚体模态、弹性模态、发动机姿态的强耦合特性导致的系统浸入和不变流形设计的困难，通过简化或转化强耦合系统偏微分方程的求解问题，根据自适应机制更新系统，能够很好地解决大包线飞行器飞行过程中的不确定性问题。附图说明图1为本专利技术一种实施例飞行控制律的设计方法的流程示意图；图2为本专利技术一种实施例基于自适应系统浸入和流形不变方法的多目标综合控制方法的示意图；图3为本专利技术一种实施例面向不确定性及弹性耦合同时主动抑制的自适应浸入和流形不变方法的示意图。具体实施方式为使本专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围下面参照附图来描述本专利技术的优选实施方式。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用于解释本专利技术的技术原理，并非旨在限制本专利技术的保护范围。参阅附图1，图1示例性的给出了本实施例中一种飞行控制律的设计方法的流程示意图。如图1所示，本实施例中一种飞行控制律的设计方法包括下述步骤：本专利技术采用面向不确定性及弹性耦合同时主动抑制的自适应浸入和流形不变的方法，通过构建不确定和弹性耦合同时抑制的指标体系、浸入和流形不变的高维特性、浸入特性和空间渐进收敛特性，该体系能够综合稳定性、系统性能以及鲁棒性，针对大包线飞行器的不确定性、刚体模态、弹性模态、发动机姿态的强耦合特性导致的系统浸入和不变流形设计的困难，通过构建系统浸入条件和目标系统的设计方法，可以简化或者转化强耦合系统的偏微分方程的求解问题。采用自适应系统浸入和流形不变方法的多目标综合设计，可以实现目标系统、不变流形、系统浸入、参数自适应和全局吸引流形设计的均衡性。其中，系统浸入和流形不变是一种几何降阶方法，根据方法的含义简称为浸入，这是一种不需要构造李亚普诺夫函数的降阶技术，把对象系统映射到某一可能更低阶的系统，并要求该系统具有预先指定的性能。对大包线飞行器弹性体飞行器动力学建模，模型可以用下述公式进行表示：该模型共包括11个飞行状态，5个刚体状态V,γ,h,α,Q分别表示速度、航迹倾角、高度、迎本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行控制律的设计方法，其特征在于，所述方法包括：计算预先构建的飞行器数学模型的目标系统；求解所述多个目标系统的映射函数，根据所述映射函数计算所述飞行器数学模型的估计参数；根据所述估计参数更新所述飞行器数学模型。

【技术特征摘要】
1.一种飞行控制律的设计方法，其特征在于，所述方法包括：计算预先构建的飞行器数学模型的目标系统；求解所述多个目标系统的映射函数，根据所述映射函数计算所述飞行器数学模型的估计参数；根据所述估计参数更新所述飞行器数学模型。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述映射函数的公式如下所示：其中，π(ξ)表示浸入映射，υ(ξ)表示参数化函数，ξ表示目标系统的状态变量，a(ξ)表示目标系统。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，构建所述飞行器数学模型的方法如下公式所示：其中，x＝[V,γ,h,α,Q,η1,η2,η3],V,γ,h,α,Q分别表示速度、航迹倾角、高度、迎角、俯仰角速率；6个弹性体状态ηi,分别表示前三阶弹性模态及其微分，ωi为弹性模态的自然频率，ξi为阻尼比，m,g,Iyy分别表示质量、重力加速度和绕Y轴的转动惯量；L,D,T,M,Ni分别表示升力、阻力、推力、俯仰力矩和广义弹性力。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述目标系统为多个，所述目标系统包括一维目标系统、二维目标系统以及n-1维目标系统，所述一维目标系统表示为二维目标系统表示为n-1维目标系统表示为其中n为大于3的正整数，k1、k2、kn-1、a均表示系数。5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括计算所述飞行器数学模型的不变流形，计算方法如下公式所示：Π(ξ)＝0，e＝x-xcmd其中，x为状态变量，xcmd为所述状态变量的控制误差。6.一种飞行控制律的设计装置，其特征在于，所述装置包括...

【专利技术属性】
技术研发人员：范国梁，袁如意，刘振，刘朝阳，
申请(专利权)人：中国科学院自动化研究所，
类型：发明
国别省市：北京,11