一种风场影响下的飞机姿态控制方法技术

本发明专利技术公开了一种风场影响下的飞机姿态控制方法，包括以下几个步骤：步骤一：建立风场影响下的飞机运动方程；步骤二：基于涡环原理建立适用于飞行实时仿真的微下冲气流风场；步骤三：基于非线性动态逆理论设计控制回路；步骤四：建立包含风场和控制的整体仿真模型，通过跟踪结果改变模型中的增益系数。本发明专利技术基于涡环原理建立的微下冲气流场，可以嵌入到飞行实时仿真模型中，对飞机质心位置的风场进行实时计算，提高了计算的精度，适合风场影响下的飞行器运动与控制仿真。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞行控制
，具体是。
技术介绍
大气环境尤其是风场环境对于飞行器的动态特性影响显著，一些复杂的风场还会 引起失速、操纵失效等飞行事故，直接危害飞行安全。微下冲气流是发生在1千米W下、外 流半径小于4千米、风速或风向发生突然变化的大气运动，是低空风切变中最危险的一种 大气运动形式。微下冲气流之所W造成飞行事故，主要是两方面原因，一是其本身具有持续 时间短、范围小、强度大的特点，对其探测及预警很困难；另一个原因是改变飞行器的运动 状态所需要的反应时间不够。 目前飞机穿越扰动风场问题的研究存在模型过于简化的问题，大多是基于飞机的 小扰动线性化运动方程，而且风场模型W二维为主，主要采用状态匹配方法和最优控制理 论设计，但逼真度不够。
技术实现思路
本专利技术主要解决微下冲气流场中飞机的控制问题。针对本专利技术建立的飞机非线性 动力学模型，PID控制方法不适用，为保证结果的准确性，不将运动方程进行线性化，而是基 于现代控制理论一一非线性动态逆方法进行控制。本专利技术针对飞机不同状态变量对于操纵 的响应快慢，将其分为快回路和慢回路分别进行控制律设计。 本专利技术基于飞机的非线性模型，并建立了 =维的风场模型，针对经典控制理论很 难处理强非线性、高阶动态系统的问题，采用反馈线性化的方法，其实质是将非线性转化为 仿射线性系统的技术，主要包含两个研究方向：微分几何法和动态逆方法，前者具有重要的 理论研究价值，但不易实现；动态逆方法通常与鲁棒控制、模糊网络控制等现代控制方法结 合，能达到更理想的控制效果。本专利技术采用比较成熟的非线性动态逆方法，对风场影响下的 飞机进行姿态控制。 本专利技术提出的一种风场影响下飞机姿态控制方法，通过如下步骤来实现： 步骤一：建立风场影响下的飞机运动方程。 步骤二：基于满环原理建立适用于飞行实时仿真的微下冲气流风场。 步骤=:基于非线性动态逆理论设计控制回路。 步骤四：建立包含风场和控制的整体仿真模型，通过跟踪结果改变模型中的增益 系数。 所述步骤一中建立风场影响下的飞机运动方程由如下步骤完成： 步骤1. 1 :建立风场扰动下的飞机质屯、动力学和运动学方程，并得到空速、迎角、 侧滑角的方程： 地速、空速和风速构成的速度矢量关系￥。=V+W是风场影响下最基本的运动关 系，根据牛顿第二定律，可在机体坐标系内建立质屯、动力学方程W及质屯、运动学方程。直接 求解出地速在机体坐标系的分量，变换到地坐标系即可用来求解质屯、轨迹。根据速度矢量 =角形关系，可得机体轴速度矢量V在机体系的分量，并由此可W得到空速、迎角、侧滑角。 步骤1. 2:建立风场扰动下的飞机旋转动力学和运动学方程： 由于旋转运动方程中不显含风速及其梯度项，因此大气扰动下，旋转运动方程与 平静大气的旋转运动方程相同，但风场通过改变气动力矩影响旋转运动。 所述步骤二中建立基于满环原理建立适用于飞行实时仿真的微下冲气流风场方 法具体是： 步骤2. 1:假设飞机直线飞行，在飞行路径上设置对称满环模拟微下冲气流风场， 设置满环的模型参数：满环半径、满环高度、满环强度、满核半径；根据满环原理得到满环 的诱导风速如下： 设满环半径为R，由流体力学的势流理论知，主满环的流线方程为： 其中：主满环的满对个1，r为满环强度，ri和T2分别为参 考点N到主满环最近点和最远点的距离。 同理，可^得到镜像满环11^1的流线方程表达式： 其中：镜像满环的满对个ir为满环强度，r/和r2' 分别为参考点N到镜像满环最近点和最远点的距离。 从而由流函数可W得到流场中任意点N(x，y，Z)的风场速度：[002引其中：Vx，Vy，V,为风场速度的分量，（XP，y。，Zp)为主满环中屯、点的坐标，r为点N到 满环中屯、轴线的距离，！!> = 为一对满环在参考点处的流函数。 步骤2. 2:为有效求解满丝处诱导风速的奇异值问题，计算多个满环叠加时各个 满环的贡献因子：将满核内部的诱导速度乘W-个阻尼因子C，从而改变满核内部的速度分布，使 得满核内的风速在满丝处衰减到0。 为了保持风速变化的平滑性并且不增加计算的复杂性，可W采用简化的阻尼因 子： C=1-exp(-(ri/d)^/e)[003引其中：e为权重系数，d为满核的直径，ri为参考点到满丝的距离。 步骤2. 3:用阻尼因子计算各个满环的贡献，求解多个满环叠加的诱导风速： 由于实际风场的变化很复杂，一个满对很难模拟出实际的微下冲气流风场，因此 考虑通过多个满环的复合模拟流场。多个满环模型的叠加时，将各个满环的诱导风速与阻 尼因子相乘并求和，得到微下冲气流产生的风速（Vy，Vy，V,): 其中：四个满环的阻尼因子乘积为参考点处的总阻尼因子，为各个满环的诱导风速之和。 所述步骤=中基于非线性动态逆理论设计控制回路的具体方法是： 飞机的运动状态变量对于操纵指令的响应时间差别很大，根据时标分离原理，通 常将其状态变量分为快变量（角速率P，q，r)、较慢变量（姿态角4, 0，IK迎角a、侧滑角 P)、慢变量（速度u，v，w、空速Vas、航迹角li，丫，x)和最慢变量（质屯、位置x，y，z)。由 于本专利技术中飞机的控制变量只有=个舱偏角度，根据逆系统的存在性，输出变量不能超过 =个。因此设计多个变量的控制系统时，可W按照时标分离原理分别设计快变量、较慢变量 的控制回路，分别称为内回路和外回路。 步骤3. 1 :内回路控制律设计。由于内回路对于操纵舱的响应最迅速，可W直接根 据其状态响应设计舱面的控制律。首先将力矩展开为显式含有舱面控制的项，然后将旋转 动力学方程整理成输入舱面控制，输出状态变專.寺=(/Vi，r)T的形式： 其中：f(Xl) =化(Xl)，f2(Xl)，f3(Xl))T为ミ维矢量函数，A(Xl)为控制分布矩阵，U 为舱面控制向量； 利用动态逆方法，设计系统反馈控制：[004引" = /T'(.V|)(主-/(.'0) 其中：A 1 (Xi)为控制分布矩阵A (Xi)的逆矩阵，患为虚拟控制输入；[004引令虚拟控制输入麦为： 其中：P，务分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度的变化率， 焉=(P,，(/,，>;)为系统的期望响应，《P，《《洗别为S个变量的响应频率，根据经验，通常 可W在5~lOrad/s之间取值。[005。 步骤3. 2 :外回路控制律设计。选取俯仰角、滚转角和侧滑角，它们分别产生俯仰、 滚转、偏航角速度的期望值，从而将两个回路进行有效合成。 采用非线性动态逆方法，首先要将变量；=(誇G，/3)t的状态方程改写成； 其中：参、凌、I分别为滚转角、迎角、侧滑角的变化率，'％ =巧>，各，6,妒，i= (M，r)T， ^而）=的(而)，'5(而)，'6(而)）％;维矢量函数，1(又2)为控制分布矩阵。[005引 W外回路控制得到的输出作为内回路的期望，得到相应的控制律为： 其中：M1 (而）为控制分布矩阵M(X2)的逆矩阵，羡为虚拟输入； 虚拟输入可用下式代替： 其中：《为响应频率，耗为期望响应； 运样就得到了内回路的期望控制，也使得两个回路有机结合起来。 所述步骤四中建立包含风场和控制律的整体仿真模型，通过跟踪结果改变模型中 的增益系数由如下步骤完成： 步骤4. 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种风场影响下飞机姿态控制方法，包括以下几个步骤：步骤一：建立风场影响下的飞机运动方程；具体包括：步骤1.1：建立风场扰动下的飞机质心动力学和运动学方程，并得到空速、迎角、侧滑角的方程：地速、空速和风速构成速度矢量关系：Ve＝V+W，根据牛顿第二定律，在机体坐标系内建立质心动力学方程以及质心运动学方程，求解地速在机体坐标系的分量，变换到地坐标系，求解质心轨迹，根据速度矢量三角形关系，得到机体轴速度矢量V在机体系的分量，进而得到空速、迎角、侧滑角；步骤1.2：建立风场扰动下的飞机旋转动力学和运动学方程：步骤二：基于涡环原理建立适用于飞行实时仿真的微下冲气流风场；具体包括：步骤2.1：假设飞机直线飞行，在飞行路径上设置对称涡环模拟微下冲气流风场，设置涡环的模型参数：涡环半径、涡环高度、涡环强度、涡核半径；根据涡环原理得到涡环的诱导风速如下：设涡环半径为R，主涡环ΨP的流线方程为：ψP≈-Γ2π(r1+r2)3.152k21+31-k2]]>其中：主涡环的涡对个数0≤k≤1，Γ为涡环强度，r1和r2分别为参考点N到主涡环最近点和最远点的距离；镜像涡环ΨI的流线方程表达式：ψI≈Γ2π(r1′+r2′)3.152kI21+31-kI2]]>其中：镜像涡环的涡对个数0≤kI≤1，Γ为涡环强度，r1′和r2′分别为参考点N到镜像涡环最近点和最远点的距离；由流函数得到流场中任意点N的风场速度：Vx=x-xPr1r∂ψ∂z]]>Vy=y-yPr1r∂ψ∂z]]>Vz=-1r∂ψ∂r]]>其中：Vx,Vy,Vz为风场速度的分量，(xp,yp,zp)为主涡环中心点的坐标，r为点N到涡环中心轴线的距离，ψ＝ψP+ψI，为一对涡环在参考点处的流函数；步骤2.2：计算多个涡环叠加时各个涡环的贡献因子：将涡核内部的诱导速度乘以一个阻尼因子ζ，从而改变涡核内部的速度分布，使得涡核内的风速在涡丝处衰减到0；阻尼因子为：ζ＝1‑exp(‑(r1/d)2/ε)其中：ε为权重系数，d为涡核的直径，r1为参考点到涡丝的距离；步骤2.3：用阻尼因子计算各个涡环的贡献，求解多个涡环叠加的诱导风速：通过多个涡环的复合模拟流场，多个涡环模型的叠加时，将各个涡环的诱导风速与阻尼因子相乘并求和，得到微下冲气流产生的风速(Vx,Vy,Vz)：Vx=Πi=12kζi(Σi=12kVxi)]]>Vy=Πi=12kζi(Σi=12kVyi)]]>Vz=Πi=12kζi(Σi=12kVzi)]]>其中：四个涡环的阻尼因子乘积为参考点处的总阻尼因子，Σi=12kVxi,Σi=12kVyi,Σi=12kVzi]]>为各个涡环的诱导风速之和；步骤三：基于非线性动态逆理论设计控制回路；具体包括：步骤3.1：内回路控制律设计；首先将力矩展开为显式含有舵面控制的项，然后将旋转动力学方程整理成输入舵面控制，输出状态变量的形式：x‾·=f(x1)+A(x1)u,x1=(Vas,α,β,p,q,r)T]]>其中：f(x1)＝(f1(x1),f2(x1),f3(x1))T为三维矢量函数，A(x1)为控制分布矩阵，u为舵面控制向量，Vas为空速，α,β分别为迎角、侧滑角，p,q,r分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；利用动态逆方法，设计系统反馈控制：u=A-1(x1)(x‾·-f(x1))]]>其中：A‑1(x1)为控制分布矩阵A(x1)的逆矩阵，为虚拟控制输入；令虚拟控制输入为：p·=ωp(pc-p)q·=ωq(qc-q)r·=ωr(rc-r)]]>其中：分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度的变化率，为系统的期望响应，ωp,ωq,ωr分别为三个变量的响应频率；步骤3.2：外回路控制律设计；选取俯仰角θ、滚转角φ和侧滑角，它们分别产生俯仰、滚转、偏航角速度的期望值，从而将两个回路进行有效合成；采用非线性动态逆方法，首先要将变量的状态方程改写成：φ·α·β·=f4(x2)f5(x2)f6(x2)+M(x2)x‾]]>其中：分别为滚转角、迎角、侧滑角的变化率，x2＝(Vas,α,β,θ,φ)Τ，f(x2)＝(f4(x2),f5...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：王江云，陈姣，李盖，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11