CN104656656A - 一种基于特征结构配置的变稳控制方法 - Google Patents

Abstract

一种基于特征结构配置的变稳控制方法，通过配置系统的反馈增益和前向增益使得线性定常系统拥有给定的特征值和特征向量，利用其特征结构向量，以实现对变稳飞机的变稳控制，适用模拟新一代的战斗机，以实现一架变稳飞机上体验不同飞机的操纵特性，进而提高模拟训练效果。

Description

一种基于特征结构配置的变稳控制方法

技术领域

本发明涉及变稳飞机控制技术领域，尤其涉及一种基于特征结构配置的变稳控制方法。

背景技术

变稳飞机(又称空中飞行模拟器)在飞行状态不变的情况下，可通过电传操纵系统使飞机模拟不同飞机的稳定性和操纵特性；变稳飞机在飞行品质分析、控制技术研究、新机的空中模拟以及飞行员培训方面具有广泛的用途。而对于教练机，若能让学员在一架变稳飞机上体验不同飞机的操纵特性，则能够大大提高训练效果。

国外航空发达国家很早开始研制变稳技术，并且已将此技术广泛应用于变稳飞机，国内在“九五”期间研制出K-8V多轴变稳机，其能够实现三轴变稳，然而由于K-8飞机性能有限及国内变稳技术的不完善，已经不适用于模拟新一代的战斗机，因此需要改进完善变稳技术，以寻求新型战斗机及新技术的突破。

发明内容

本发明所解决的技术问题在于提供一种基于特征结构配置的变稳控制方法，以解决上述背景技术中的缺点。

本发明所解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

一种基于特征结构配置的变稳控制方法，通过配置系统的反馈增益和前向增益使得线性定常系统拥有给定的特征值和特征向量，利用其特征结构向量，以实现对变稳飞机的变稳控制，具体步骤如下：

1)变稳控制系统方程：

式(1-1)中，u_m为目标机的输入信号，u表示本体飞机的输入信号，X_p表示飞机的输出变量，矩阵A_p与B是线性小扰动方程的状态空间矩阵，K_p为反馈增益，K_u为前向增益；

2)设定原型机在一个状态点的纵向线性小扰动方程：

$\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\\ \stackrel{\·}{w}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}-1.056& 0.905& 0.00\\ 0.826& -1.077& 0.00\\ 0.00& 1.00& 0.00\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\mathrm{\α}\\ w\\ \mathrm{\θ}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}0\\ -10.17\\ 0.00\end{array}\right]{\mathrm{\δ}}_z---\left(12\right)$

式(1-2)中，α、w、θ分别表示迎角、俯仰角速率和俯仰角，δ_z表示升降舵舵偏角度；

3)设目标机在某一状态点需跟踪的特征值和特性向量：

λ₁＝-1.5402+2.6408i，

λ₂＝-1.5402-2.6408i，

$v_1^d=\left[\begin{array}{c}-0.0200-0.3531i\\ 0.9354\end{array}\right],$

$v_2^d=\left[\begin{array}{c}-0.0200+0.3531i\\ 0.9354\end{array}\right].---(1-3)$

4)通过式(1-2)～(1-3)，可知原型机和目标机的阶跃响应状态，而后利用特征结构配置法，得K_p反馈参数，调整K_u前向增益以减小稳态误差，得K_u前向增益；

5)在式(1-1)，加入K_u前向增益与K_p反馈增益，即得原型机变稳后的阶 跃响应和目标机本体响应对比特征结构向量，进而实现变稳飞机的变稳控制。

有益效果：本发明中通过配置系统的反馈增益和前向增益使得线性定常系统拥有给定的特征值和特征向量，利用其特征结构向量，以实现对变稳飞机的变稳控制，适用模拟新一代的战斗机，以实现一架变稳飞机上体验不同飞机的操纵特性，进而提高模拟训练效果。

附图说明

图1为本发明的较佳实施例中的原型机和目标机本体迎角阶跃响应曲线。

图2为本发明的较佳实施例中的原型机变稳后的阶跃响应和目标机本体响应对比曲线。

具体实施方式

为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明。

一种基于特征结构配置的变稳控制方法，由现代控制理论可知，线性定常系统的响应与系统的特征值和特征向量有关；特征结构配置法通过配置系统的反馈增益和前向增益使得线性定常系统拥有给定的特征值和特征向量，如式(1-1)所示:

式(1-1)中，u_m为目标机的输入信号，u表示本体飞机的输入信号，X_p表示飞机的输出变量，矩阵A_p与B是线性小扰动方程的状态空间矩阵，K_p为反馈增益，K_u为前向增益；

在本实施例中，以纵向迎角跟踪为例，设某原型机在一个状态点的纵向线性小扰动方程如下：

$\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\α}}\\ \stackrel{\·}{w}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{ccc}-1.056& 0.905& 0.00\\ 0.826& -1.077& 0.00\\ 0.00& 1.00& 0.00\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}\mathrm{\α}\\ w\\ \mathrm{\θ}\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}0\\ -10.17\\ 0.00\end{array}\right]{\mathrm{\δ}}_z---\left(12\right)$

式(1-2)中，α、w、θ分别表示迎角、俯仰角速率和俯仰角，δ_z表示升降舵舵偏角度；

设目标机在某一状态点需跟踪的特征值和特性向量如下：

λ₁＝-1.5402+2.6408i，

λ₂＝-1.5402-2.6408i，

$v_1^d=\left[\begin{array}{c}-0.0200-0.3531i\\ 0.9354\end{array}\right],$

$v_2^d=\left[\begin{array}{c}-0.0200+0.3531i\\ 0.9354\end{array}\right].---(1-3)$

通过式(1-1)～(1-3)，可知原型机和目标机的本体迎角阶跃响应曲线，参见图1：

利用特征结构配置法得到反馈参数为K_p＝[0.8643 0.0931]，调整K_u前向增益以减小稳态误差，得K_u＝1.75；利用变稳控制框图，加入K_u前向增益与K_p反馈增益，则原型机变稳后的阶跃响应和目标机本体响应对比曲线，参见图2：

从图2可以看出，原型机能够跟踪目标机的迎角响应，进而实现变稳飞机的变稳控制。

以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明 书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

Claims (1)

1.一种基于特征结构配置的变稳控制方法，通过配置系统的反馈增益和前向增益使得线性定常系统拥有给定的特征值和特征向量，利用其特征结构向量，以实现对变稳飞机的变稳控制，具体步骤如下：

1）变稳控制系统方程：

                                                            （1-1）

式（1-1）中，为目标机的输入信号，表示本体飞机的输入信号，表示飞机的输出变量，矩阵与是线性小扰动方程的状态空间矩阵，为反馈增益，为前向增益；

2）设定原型机在一个状态点的纵向线性小扰动方程：

       （1-2）

式（1-2）中，、、分别表示迎角、俯仰角速率和俯仰角，表示升降舵舵偏角度；

3）设目标机在某一状态点需跟踪的特征值和特性向量：

                               （1-3）

4）通过式（1-2）～（1-3），可知原型机和目标机的阶跃响应状态，而后利用特征结构配置法，得反馈参数，调整前向增益以减小稳态误差，得前向增益；

5）在式（1-1），加入前向增益与反馈增益，即得原型机变稳后的阶跃响应和目标机本体响应对比特征结构向量：进而实现变稳飞机的变稳控制。