一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法技术方案

本发明专利技术公开了一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法，包括：1.依据现有的飞行器控制系统的横侧向与纵向运动模型，在确定湍流扰动的主导风向的基础上，考虑飞行器遭遇不同主导风向的湍流扰动时的情况，建立与其对应的扰动模型，用于表征飞行器此时的横侧向与纵向运动模型。2.采用一般的输入‑输出系统模型，表征遭遇不同主导风向的湍流扰动时的飞行器的横侧向与纵向运动模型。3.基于用于建立分段函数的指标函数，建立一个基于时间分段的输入‑输出系统模型。4.假设现有的飞行器控制系统参数和湍流扰动参数均已知并根据已知条件建立标称控制器。5.假设现有的飞行器控制系统参数和湍流扰动参数均未知并根据已知条件建立自适应控制器。本发明专利技术可使飞行器控制系统在遭遇多个主导风向的湍流扰动交替影响时，有效保证飞行器控制系统实现期望的闭环稳定和输出跟踪性能，从而实现飞行器的安全飞行。

An adaptive compensation control method for aircraft control system under multi-directional turbulence wind disturbance

【技术实现步骤摘要】
一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法
本专利技术属于飞行器自动控制
，特别是针对最小相位特性的飞行器控制系统，采用模型参考自适应的控制方法，涉及一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法。
技术介绍
随着科学技术的不断革新，新型飞行器不断涌现，使飞行器朝着具有多变量、强耦合、快时变、强非线性等特点的方向发展。由于飞行器系统的复杂性，其对外部环境的影响也就越发敏感，对其抗干扰的研究也就越发重要。在外部环境对飞行器的影响中，天气原因是较为明显直观的那个。大气湍流作为一种随机不规则的大气运动形式，会影响飞行器大多时候的飞行质量，可能造成飞机的疲劳损伤，严重时更可能导致人员伤害。例如2001年，一架型号为A300-600的空中巴士就因尾部遇到湍流扰动而导致了坠毁；另外在稍往前的1993年，一架波音747就在美国的加利福尼亚，同样因遭到湍流的影响而发生了坠毁，机上人员全部死亡。现有的抑制湍流扰动影响的控制方法，忽略了湍流的随机而不规则的运动形式，将其机械式地理解为单一方向的风扰动。本专利技术从湍流的风向随机的角度出发，专利技术一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法。
技术实现思路
专利技术目的为将湍流模型更合理地认作为一个具有方向随机性的数学模型，从而对飞行器的飞行环境做出更合理的设想。即：将湍流扰动在多个主导风向建模，得到不同主导风向上的各个不同的扰动模型，再据此设计一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法。为解决上述技术问题，本专利技术采用如下技术方案。步骤1、依据现有的飞行器控制系统的横侧向与纵向运动模型，在确定湍流扰动的主导风向的基础上，考虑飞行器遭遇不同主导风向的湍流扰动时的情况，建立与其对应的扰动模型，用于表征飞行器此时的横侧向与纵向运动模型；步骤2、采用一般的输入-输出系统模型，表征步骤1所述的遭遇不同主导风向的湍流扰动时的飞行器的横侧向与纵向运动模型；步骤3、基于用于建立分段函数的指标函数，建立一个基于时间分段的输入-输出系统模型，其分段的物理表征是主导风向的改变；并确保：一是闭环系统的稳定性和输出跟踪性能；二是系统中的各个信号函数都有界；步骤4、由步骤3，设计一种基于用于建立分段函数的指标函数的模型参考自适应控制器，假设现有的飞行器控制系统参数和湍流扰动参数均已知：建立系统的输入-输出模型，根据已知条件建立标称控制器；步骤5、由步骤3，设计一种基于用于建立分段函数的指标函数的模型参考自适应控制器，假设现有的飞行器控制系统参数和湍流扰动参数均未知：将系统模型与扰动模型参数化，引入误差函数，根据误差函数建立飞行器系统的自适应律，得到自适应控制器的表达式，使其满足步骤3的条件；进一步地，所述步骤1的具体过程如下：步骤1-1、湍流扰动的主导风向是指，虽然湍流风的方向是时变而随机的，且可能是多个方向的复合，但在选定的某个时刻，可以将湍流风简化为一个具有单一且固定方向的理想模型，此时的方向即为湍流风的主导风向，通常是湍流风分量中最大分量的方向，以下考虑的主导风向为大地坐标系的x，y，z轴方向。现有的飞行器纵向运动模型为其中x1＝(ΔVK，ΔαK，Δq，Δθ)T为状态量，VK为飞行器的航迹速度，αK为航迹速度造成的抬升角，q为俯仰角速度，θ为俯仰角；u1＝(Δδf，Δδm)T为输入量，δf为有效油门开度，δm为升降舵偏角，各矩阵为其中，m为飞行器质量，G为重力，V为飞行器的对地速度，VA为飞行器的对空速度，Lq为气动力中的升力，D为气动力中的阻力，α为飞行器的攻角，T为飞行器的推进力，σ为推进力与机身之间的夹角，M为气动力俯仰力矩，γ为航迹倾角，Te为推进力引起的俯仰力矩，Iy为对机体坐标系y轴的惯性矩；另外，下标带0的量为飞行器线性化时该变量的初始值。若不忽略湍流扰动对飞行器的影响，其纵向运动模型为其中扰动量d1＝(uW，wW，wWx)T，uW为湍流风在大地坐标系中沿x轴的分量，wW为湍流风在大地坐标系中沿z轴的分量，wWx为，定义在机体坐标系中的，由于湍流风在沿机体坐标系x轴方向上的作用力的不均匀，而引起的导致飞行器产生俯仰力矩的风梯度，其符号意义为湍流风在沿大地坐标系的z轴的分量wW作用在沿机体坐标系x轴方向上的风梯度，需要注意的是，与wWx作用效果相似的还有uWz，但通常uWz由于远远小于wWx而被忽略；在飞行器的非线性纵向模型的线性化中，若忽略扰动量d1得到的即为公式(1)，若不忽略扰动量d1得到的即为公式(2)。现有的飞行器横侧向运动模型为其中x2＝(ΔβK，Δp，Δr，Δφ)T为状态量，βK为航迹速度造成的侧滑角，p为飞行器滚转角速度，r为飞行器偏航角速度，φ为飞行器滚转角；u2＝(Δδl，Δδn)T为输入量，δl为副翼偏转角，δn为方向舵偏转角，各矩阵为其中，Y为飞行器侧力的和，Lm为气动力滚转力矩，N为气动力偏航力矩，β为飞行器的侧滑角，Ix与Iz分别为对应的惯性矩，Izx为对应的惯性积。若不忽略湍流扰动对飞行器的影响，其横侧向运动模型为其中扰动量d2＝(vW，wWy，vWx)T，vW为湍流风在大地坐标系中沿y轴的分量，wWy与vWx为相应的风梯度；在飞行器的非线性横侧向模型的线性化中，若忽略扰动量d2得到的即为公式(3)，若不忽略扰动量d1得到的即为公式(4)。步骤1-2、接下来考虑湍流扰动模型，其根据主导风向的不同而不同，飞行器做纵向运动时，若湍流风的主导风向为x轴方向，此时只需考虑d1＝(uW，wW，wWx)T中的分量uW与引起俯仰力矩的风梯度即可，则矩阵R1此时为其中扰动量为d11＝(uW，u′Wx)T，需注意的是，由于原风梯度是定义在机体坐标系中的，若按照原来的定义方式，那么沿机体坐标系x轴方向的湍流风分量uW，其不能产生俯仰力矩；因此将风梯度定义在大地坐标系中，把在大地坐标系中定义的新的风梯度在右上角标一个引号以示区别。此时沿大地坐标系x轴方向的湍流风分量uW，在飞行器初始攻角不为0时，即能产生俯仰力矩；另外，在原模型d1＝(uW，wW，wWx)T中定义的风梯度扰动量wWx，其本质为使飞行器产生俯仰力矩的风梯度，在实际中能产生相同扰动效果的还有风梯度uWz，只是因为量值通常较小被忽略，在这个例子中，由于我们未考虑z轴方向的湍流扰动，因此要把x轴方向的湍流扰动所带来的风梯度影响考虑在内，原横侧向运动模型中定义的扰动量d2＝(vW，wWy，vWx)T同理，与风梯度wWy有同样扰动效果的还有风梯度v′Wz，与风梯度vWx有同样扰动效果的还有风梯度u′Wy。若湍流风的主导风向为y轴方向，则此时不影响飞行器的纵向运动模型，即R12＝0；若湍流风的主导风向为z轴方向，则矩阵R1此时为其中扰动量d13＝(wW，w′Wx)T；...

【技术保护点】
1.一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤1、依据现有的飞行器控制系统的横侧向与纵向运动模型，在确定湍流扰动的主导风向的基础上，考虑飞行器遭遇不同主导风向的湍流扰动时的情况，建立与其对应的扰动模型，用于表征飞行器此时的横侧向与纵向运动模型；/n步骤2、采用一般的输入-输出系统模型，表征步骤1所述的遭遇不同主导风向的湍流扰动时的飞行器的横侧向与纵向运动模型；/n步骤3、基于用于建立分段函数的指标函数，建立一个基于时间分段的输入-输出系统模型，其分段的物理表征是主导风向的改变；并确保：一是闭环系统的稳定性和输出跟踪性能；二是系统中的各个信号函数都有界；/n步骤4、由步骤3，设计一种基于用于建立分段函数的指标函数的模型参考自适应控制器，假设现有的飞行器控制系统参数和湍流扰动参数均已知：建立系统的输入-输出模型，根据已知条件建立标称控制器；/n步骤5、由步骤3，设计一种基于用于建立分段函数的指标函数的模型参考自适应控制器，假设现有的飞行器控制系统参数和湍流扰动参数均未知：将系统模型与扰动模型参数化，引入误差函数，根据误差函数建立飞行器系统的自适应律，得到自适应控制器的表达式，使其满足步骤3的条件。/n...

【技术特征摘要】
1.一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1、依据现有的飞行器控制系统的横侧向与纵向运动模型，在确定湍流扰动的主导风向的基础上，考虑飞行器遭遇不同主导风向的湍流扰动时的情况，建立与其对应的扰动模型，用于表征飞行器此时的横侧向与纵向运动模型；
步骤2、采用一般的输入-输出系统模型，表征步骤1所述的遭遇不同主导风向的湍流扰动时的飞行器的横侧向与纵向运动模型；
步骤3、基于用于建立分段函数的指标函数，建立一个基于时间分段的输入-输出系统模型，其分段的物理表征是主导风向的改变；并确保：一是闭环系统的稳定性和输出跟踪性能；二是系统中的各个信号函数都有界；
步骤4、由步骤3，设计一种基于用于建立分段函数的指标函数的模型参考自适应控制器，假设现有的飞行器控制系统参数和湍流扰动参数均已知：建立系统的输入-输出模型，根据已知条件建立标称控制器；
步骤5、由步骤3，设计一种基于用于建立分段函数的指标函数的模型参考自适应控制器，假设现有的飞行器控制系统参数和湍流扰动参数均未知：将系统模型与扰动模型参数化，引入误差函数，根据误差函数建立飞行器系统的自适应律，得到自适应控制器的表达式，使其满足步骤3的条件。


2.根据权利要求1所述的一种针对多方位湍流风扰动下的飞行器控制系统自适应补偿控制方法，其特征是，所述步骤1的具体过程如下：
步骤1-1、湍流扰动的主导风向是指，虽然湍流风的方向是时变而随机的，且可能是多个方向的复合，但在选定的某个时刻，可以将湍流风简化为一个具有单一且固定方向的理想模型，此时的方向即为湍流风的主导风向，通常是湍流风分量中最大分量的方向，以下考虑的主导风向为大地坐标系的x，y，z轴方向。
现有的飞行器纵向运动模型为



其中x1＝(ΔVK，ΔαK，Δq，Δθ)T为状态量，VK为飞行器的航迹速度，αK为航迹速度造成的抬升角，q为俯仰角速度，θ为俯仰角；u1＝(Δδf，Δδm)T为输入量，δf为有效油门开度，δm为升降舵偏角，各矩阵为






其中，m为飞行器质量，G为重力，V为飞行器的对地速度，VA为飞行器的对空速度，Lq为气动力中的升力，D为气动力中的阻力，α为飞行器的攻角，T为飞行器的推进力，σ为推进力与机身之间的夹角，M为气动力俯仰力矩，γ为航迹倾角，Te为推进力引起的俯仰力矩，Iy为对机体坐标系y轴的惯性矩；另外，下标带0的量为飞行器线性化时该变量的初始值。
若不忽略湍流扰动对飞行器的影响，其纵向运动模型为



其中



扰动量d1＝(uW，wW，wWx)T，uW为湍流风在大地坐标系中沿x轴的分量，wW为湍流风在大地坐标系中沿z轴的分量，wWx为，定义在机体坐标系中的，由于湍流风在沿机体坐标系x轴方向上的作用力的不均匀，而引起的导致飞行器产生俯仰力矩的风梯度，其符号意义为湍流风在沿大地坐标系的z轴的分量wW作用在沿机体坐标系x轴方向上的风梯度，需要注意的是，与wWx作用效果相似的还有uWz，但通常uWz由于远远小于wWx而被忽略；
在飞行器的非线性纵向模型的线性化中，若忽略扰动量d1得到的即为公式(1)，若不忽略扰动量d1得到的即为公式(2)。
现有的飞行器横侧向运动模型为



其中x2＝(ΔβK，Δp，Δr，Δφ)T为状态量，βK为航迹速度造成的侧滑角，p为飞行器滚转角速度，r为飞行器偏航角速度，φ为飞行器滚转角；u2＝(Δδl，Δδn)T为输入量，δl为副翼偏转角，δn为方向舵偏转角，各矩阵为



其中，Y为飞行器侧力的和，Lm为气动力滚转力矩，N为气动力偏航力矩，β为飞行器的侧滑角，Ix与Iz分别为对应的惯性矩，Izx为对应的惯性积。
若不忽略湍流扰动对飞行器的影响，其横侧向运动模型为



其中



扰动量d2＝(vW，wWy，vWx)T，vW为湍流风在大地坐标系中沿y轴的分量，wWy与vWx为相应的风梯度；
在飞行器的非线性横侧向模型的线性化中，若忽略扰动量d2得到的即为公式(3)，若不忽略扰动量d1得到的即为公式(4)。
步骤1-2、接下来考虑湍流扰动模型，其根据主导风向的不同而不同，飞行器做纵向运动时，若湍流风的主导风向为x轴方向，此时只需考虑d1＝(uW，wW，wWx)T中的分量uW与引起俯仰力矩的风梯度即可，则矩阵R1此时为



其中扰动量为d11＝(uW，u′Wx)T，需注意的是，由于原风梯度是定义在机体坐标系中的，若按照原来的定义方式，那么沿机体坐标系x轴方向的湍流风分量uW，其不能产生俯仰力矩；因此将风梯度定义在大地坐标系中，把在大地坐标系中定义的新的风梯度在右上角标一个引号以示区别。此时沿大地坐标系x轴方向的湍流风分量uW，在飞行器初始攻角不为0时，即能产生俯仰力矩；另外，在原模型d1＝(uW，wW，wWx)T中定义的风梯度扰动量wWx，其本质为使飞行器产生俯仰力矩的风梯度，在实际中能产生相同扰动效果的还有风梯度uWz，只是因为量值通常较小被忽略，在这个例子中，由于我们未考虑z轴方向的湍流扰动，因此要把x轴方向的湍流扰动所带来的风梯度影响考虑在内，原横侧向运动模型中定义的扰动量d2＝(vW，wWy，vWx)T同理，与风梯度wWy有同样扰动效果的还有风梯度v′Wz，与风梯度vWx有同样扰动效果的还有风梯度u′Wy。
若湍流风的主导风向为y轴方向，则此时不影响飞行器的纵向运动模型，即R12＝0；
若湍流风的主导风向为z轴方向，则矩阵R1此时为



其中扰动量d13＝(wW，w′Wx)T；
飞行器做横侧向运动时，若湍流风的主导风向为x轴方向，则矩阵R2此时为



其中扰动量d21＝u′Wy；
若湍流风的主导风向为y轴方向，...

【专利技术属性】
技术研发人员：文利燕，王肇宇，姜斌，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32