一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法技术

本发明专利技术提供一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法，包括：建立角速度运动方程，并推导运动方程的增量形式；以操纵面为控制输入，根据飞行状态计算前一时刻的控制效能矩阵；通过差分方式获得前一时刻的角加速度信号；设定角速度性能边界，选择对应的性能边界函数并进行误差变换；设计角速度的虚拟控制量；根据角速度增量方程、角加速度、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及虚拟控制量来设计增量非线性容错控制律，实现损伤飞机的容错飞行控制。本方法能够有效提高飞行控制系统的鲁棒性，解决了机翼损伤飞机的容错控制问题。此外，本方法实现了损伤飞机瞬态性能和稳态性能的统一，并且保证损伤飞机的角速度动态响应在预期性能边界之内。期性能边界之内。期性能边界之内。

【技术实现步骤摘要】
一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法


[0001]本专利技术涉及飞行器损伤容错控制
，具体涉及一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法。

技术介绍

[0002]作为飞机的关键组成，机翼是飞机产生升力的主要部件。机翼损伤不仅会大幅度降低飞机升力，而且会破坏固有平衡，使飞机左、右升力不对称，从而产生额外的滚转力矩，致使损伤飞机持续低头俯冲，并且程度不断增加。因此，机翼损伤对于飞机而言是致命的，对飞行控制器的鲁棒性提出了严峻的挑战。
[0003]现有的容错控制律虽然能够提高飞控系统的鲁棒性，但容错调整过程中往往忽略了飞机的动态响应，因而无法保证损伤飞机的瞬态性能，从而降低飞机的飞行品质。此外，由于一般容错飞行控制系统结构较为复杂，通常需要大量离线的模型数据作为支持，这使得容错控制律的设计和实现的过程变得极为复杂。因此，急需一种容错控制律来解决损伤飞机的容错控制问题和一般容错控制律中瞬态和稳态性能不一致的问题，要求这种容错控制既能提高飞机对损伤干扰的鲁棒性，又能保证飞机在发生损伤之后动态性能满足预期要求。

技术实现思路

[0004]为解决上述问题，本专利技术提供了如下的技术方案。
[0005]一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法，包括以下步骤：
[0006]建立角速度运动方程，并且推导角速度增量方程；
[0007]以升降舵、副翼和方向舵作为控制输入量，根据飞机飞行状态计算前一时刻的控制效能矩阵；
[0008]获得前一时刻的角加速度信号和舵面偏转信号；
[0009]设定角速度性能边界，选择对应的性能边界函数并进行误差变换，获得误差转换函数和转换误差；
[0010]根据误差转换函数和转换误差，设计带有性能预设的虚拟控制量；
[0011]根据角速度增量方程、角加速度信号、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及带有性能预设的虚拟控制量，设计增量非线性容错控制律，实现损伤飞机的飞行控制。
[0012]优选地，所述建立角速度运动方程，并且推导角速度增量方程，包括以下步骤：
[0013]通过CATIA软件绘制三维飞机的模型，计算正常飞机质量m、机翼面积S、展长b、平均气动弦长以及转动惯量J；
[0014]通过Xflow软件模拟风洞来计算飞机的操纵导数，具体包括：副翼δ
a
对滚转的导数方向舵δ
r
对滚转的导数升降舵δ
e
对俯仰的导数副翼对偏航的导数以及方向舵对偏航的导数
[0015]建立飞机角速度运动方程：
[0016][0017]式中：
[0018][0019][0020][0021]其中，和F＝[X,Y,Z]T
表示飞机所受的力矩和除重力G
b
外的气动力；ω＝[p,q,r]T
为三轴角速度；v
b
＝[u,v,w]T
表示机体系下的三轴速度；Δr＝[Δx
cg
,Δy
cg
,Δz
cg
]T
表示重心变化位置；
[0022]采用泰勒级数展开方法，获得角速度动态的增量形式，展开结果如下：
[0023][0024]式中，x表示与角速度之外的状态量，ε表示与状态增量、角速度增量相关项，具体如下：
[0025][0026]优选地，所述以升降舵、副翼和方向舵作为控制输入量，根据飞机飞行状态计算前一时刻的控制效能矩阵，包括以下步骤：
[0027]规定升降舵δ
e
、副翼δ
a
和方向舵δ
r
作为控制输入量δ，根据获取的操纵导数计算飞机控制效能矩阵，具体如下：
[0028][0029]其中，x0表示前一时刻飞机状态量，Q＝0.5ρ||v
b
||2表示动压。
[0030]优选地，所述获得前一时刻的角加速度信号，包括以下步骤：
[0031]采用二阶滤波器H(s)得到上一时刻角速度信息，通过差分方式获取前一时刻的角加速度信号具体如下式所示：
[0032][0033]优选地，所述设定角速度性能边界，选择对应的性能边界函数并进行误差变换，获得误差转换函数和转换误差，包括以下步骤：
[0034]设计性能边界函数ξ(t)，该边界函数满足：当t1＞t2时，0＜ξ(t1)＜ξ(t2)，设计为：
[0035]ξ(t)＝(ξ0‑
ξ
∞
)e
‑
at
+ξ
∞
ꢀꢀ
(7)
[0036]式中，并且a＞0；
[0037]约束正常/损伤飞机的角速度瞬态性能，即要求飞机角速度误差始终满足：
[0038]‑
Mξ(t)＜e(t)＜Nξ(t)
ꢀꢀ
(8)
[0039]式中，M,N＞0，e(t)＝ω(t)
‑
ω
cmd
(t)为常规角速度误差；
[0040]对误差进行转换，结果如下：
[0041]e(t)＝ξ(t)Ω(z(t))
ꢀꢀ
(9)
[0042]式中，z(t)表示转换误差，转换函数Ω(z(t))如下：
[0043][0044]优选地，所述根据误差转换函数和转换误差设计带有性能预设的虚拟控制量，包括以下步骤：
[0045]根据误差转换函数，虚拟控制量ν
ω
(t)设计为：
[0046][0047]式中，k＞0表示角速度带宽。
[0048]优选地，所述根据角速度增量方程、角加速度信号、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及带有性能预设的虚拟控制量设计增量非线性容错控制律，包括以下步骤：
[0049]根据角加速度、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及带有性能预设的虚拟控制量，增量非线性的角速度容错控制律设计为：
[0050][0051]其中，δ0表示前一时刻传感器测量出的舵面偏转量。
[0052]本专利技术的有益效果：
[0053]本专利技术设计的带有预设性能的增量非线性角速度容错控制律能够有效提高飞行器对故障和干扰的鲁棒性，并且保证损伤飞机稳定性的同时，能够兼顾容错调整过程中飞机的瞬态性能，实现损伤飞机瞬态性能和稳态性能的统一。此外，所设计的容错控制律结构简单，不依赖精确的系统模型，并且设计过程不需要复杂的调参流程，因而容易拓展到不同飞行器中。
附图说明
[0054]图1为本专利技术实施例一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法的整体结构框架；
[0055]图2为本专利技术实施例仿真实验的滚转角速度响应对比图；
[0056]图3为本专利技术实施例仿真实验的俯仰角速度响应对比图；
[0057]图4为本专利技术实施例仿真实验的偏航角速度响应对比图；
[0058]图5为本专利技术实施例仿真实验的滚转角速度误差对比和性能边界；
[0059]图6为本本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法，其特征在于，包括以下步骤：建立角速度运动方程，并且推导角速度增量方程；以升降舵、副翼和方向舵作为控制输入量，根据飞机飞行状态计算前一时刻的控制效能矩阵；获得前一时刻的角加速度信号和舵面偏转信号；设定角速度性能边界，选择对应的性能边界函数并进行误差变换，获得误差转换函数和转换误差；根据误差转换函数和转换误差，设计带有性能预设的虚拟控制量；根据角速度增量方程、角加速度信号、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及带有性能预设的虚拟控制量，设计增量非线性容错控制律，实现损伤飞机的飞行控制。2.根据权利要求1所述的面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法，其特征在于，所述建立角速度运动方程，并且推导角速度增量方程，包括以下步骤：通过CATIA软件绘制三维飞机的模型，计算正常飞机质量m、机翼面积S、展长b、平均气动弦长以及转动惯量J；通过Xflow软件模拟风洞来计算飞机的操纵导数，具体包括：副翼δ
a
对滚转的导数方向舵δ
r
对滚转的导数升降舵δ
e
对俯仰的导数副翼对偏航的导数以及方向舵对偏航的导数建立飞机角速度运动方程：式中：式中：式中：其中，和F＝[X,Y,Z]
T
表示飞机所受的力矩和除重力G
b
外的气动力；ω＝[p,q,r]
T
为三轴角速度；v
b
＝[u,v,w]
T
表示机体系下的三轴速度；Δr＝[Δx
cg
,Δy
cg
,Δz
cg
]
T
表示重心变化位置；采用泰勒级数展开方法，获得角速度动态的增量形式，展开结果如下：
式中，x表示与角速度之外的状态量，ε表示与状态增量、角速度增量相关项，具体如下：3.根据权利要求2所述的面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法，其特征在于，所述以升降舵、副翼和方向舵作为控制输入量，根据飞机飞行状态计算前一时刻的控制效能矩阵，包括以下步骤：规定升降舵δ
e
、副翼δ
a
和方向舵δ
r
作为控制输入量δ，根据获取的操纵导数计算飞机控制效能矩阵...

【专利技术属性】
技术研发人员：李煜，刘小雄，章卫国，丁瑞凰，明瑞晨，黄伟，付红坡，潘坤鹏，李肇奇，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：