CN105786007A - 一种垂直/短距起降飞机飞行控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种垂直/短距起降飞机飞行控制方法，其特征在于，含有：一个过渡过程控制器、一个常规飞行模式控制器、一个飞行模式判定器。过渡过程飞行模式控制器采用预测控制方法，基于垂直/短距起降飞机局部线性化模型与推进系统线性模型组成的扩展系统，采用扩展卡尔曼滤波器观测系统状态和扰动，设计随飞行动压变化的预测控制器权重矩阵和操纵器期望值。飞行模式判定器以推进系统状态为依据判断，满足判定依据则由过渡过程控制器切换为常规飞行模式控制器。本发明考虑了推进系统动态特性及动力学建模不确定性，可以实现操纵器协调控制及飞行模式平稳切换，应用于垂直/短距起降飞机，具有起飞速度快、姿态扰动小等优点。

Description

一种垂直/短距起降飞机飞行控制方法

技术领域

本发明涉及垂直/短距起降飞机飞行控制方法，属于飞行控制技术领域。

背景技术

垂直/短距起降飞机是指能够垂直或在很短距离起飞和着陆的固定翼飞机，该类飞机具有一般固定翼飞机的气动布局，具有较快的飞行速度。垂直/短距起降飞机具有三个主要的飞行模式：正常飞行模式、悬停模式和过渡过程飞行模式。在正常飞行模式，垂直/短距起降飞机由机翼产生升力，发动机提供推力，以气动舵面为操纵器。在悬停模式，垂直/短距起降飞机动力系统喷流竖直向下产生升力以支撑飞机重量，此时发动机推力、推力矢量及引射喷口为操纵器。由悬停过渡到正常飞行(或由正常飞行过渡到悬停)称为过渡过程，在这个过程中飞机由机翼气动力和动力系统共同支撑，操纵器包括发动机、推力矢量、引射喷口及气动舵面。发动机推力动态响应特性相对于气动舵面较慢，推力矢量动态特性与气动舵面也存在差异，操纵力/力矩是发动机推力、推力矢量偏转角的非线性函数。垂直/短距起降飞机起降过程中受到喷射气流效应影响，该效应建模较为困难，因此所建立动力学模型通常具有一定误差。以上动力学特征是垂直/短距起降飞机飞行控制系统设计的难点。

目前，针对垂直/短距起降飞机飞行控制方法的研究，国内外学者主要采用基于动态逆的控制方法，未考虑推进系统动态特性对飞行控制系统的影响，飞行模式切换时未考虑动力学建模误差带来的影响，飞行模式切换时飞机姿态扰动较大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种鲁棒性好、飞行模式切换扰动小的垂直/短距起降飞机飞行控制方法。

垂直/短距起降飞机起降过程主要运动为纵向运动，采用5输入4输出的约束非线性系统表征：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{x}=f\left(x\right)+g(x,u)\\ y=x\\ u_{min}\≤u\≤u_{max}\end{array}\right.$

其中，x＝[V_xgV_zgqθ]^T为系统状态，u＝[δ_eT_Fδ_FT_Nδ_N]^T操纵器状态，y为系统输出，f(x)＝[f₁(x)…f_n(x)]^T和g(x,u)＝[g₁(x,u)…g_n(x,u)]为非线性气动力和非线性操纵力/力矩。

操纵器动力学模型为包含位置与速率约束线性模型：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{u}\left(t\right)=A_{c}u\left(t\right)+B_c{u}_{cmd}\left(t\right)\\ \underset{\‾}{u}\≤u\≤\stackrel{\‾}{u}\\ \left|\stackrel{\·}{u}\right|\≤u_{rat\max }\end{array}\right.$

其中，u为系统状态，u_cmd为系统输入，A_c和B_c为操纵器状态方程矩阵，u和为操纵器位置约束向量，u_ratmax为操纵器速率约束向量。

在系统状态将非线性系统局部线性化，得到：

$\stackrel{\·}{x}=A_k(x-\hat{x})+B_k(u-\hat{u})+v_k+Dd$

y＝x

其中， $A_k=\frac{\∂f}{\∂x}+\frac{\∂g}{\∂x}{|}_{x=\hat{x},u=\hat{u}},B_k=\frac{\∂g}{\∂u}{|}_{x=\hat{x},u=\hat{u}}$ 为雅克比矩阵， $v_k=f\left(\hat{x}\right)+g(\hat{x},\hat{u})-A_k\hat{x}-B_k\hat{u},$ d为状态扰动。

将局部线性化系统和操作器动力学模型融合:

$\left\{\begin{array}{c}\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{x}\\ \stackrel{\·}{u}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{cc}{A}_k& B_k\\ 0& A_c\end{array}\right]\left[\begin{array}{c}x\\ u\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}0\\ B_c\end{array}\right]u_{cmd}\left(k\right)+\left[\begin{array}{c}I\\ 0\end{array}\right]v_k+\left[\begin{array}{c}D\\ 0\end{array}\right]d\\ y=\[\begin{array}{cc}I& 0\end{array}\]\left[\begin{array}{c}x\\ u\end{array}\right]\end{array}\right.$

将该扩展系统离散化，得到：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_1(k+1)=F_k{x}_1\left(k\right)+G{u}_{cmd}\left(k\right)+\mathrm{\Γ}v\left(k\right)+\mathrm{\Φ}d\left(k\right)\\ y\left(k\right)=C{x}_1\left(k\right)\end{array}\right.$

其中x₁＝[xu]^T为扩展状态，F_k，G，Γ和Φ由扩展线性方程和采样时间计算得到。

设计扩展卡尔曼滤波器，用以观测系统状态和扰动：

$\left\{\begin{array}{c}{x}_1(k+1)=F_k{x}_1\left(k\right)+G{u}_{cmd}\left(k\right)+\mathrm{\Γ}v\left(k\right)+\mathrm{\Φ}d\left(k\right)+w_x\left(k\right)\\ d(k+1)=d\left(k\right)+w_d\left(k\right)\\ y\left(k\right)=C{x}_1\left(k\right)+w_y\left(k\right)\end{array}\right.$

其中，w_x，w_d和w_y为零均值白噪声。通过输出测量值y(k)和前一时刻状态估计值计算新的估计状态和扰动：

${\hat{x}}_1\left(k\right|k-1)=F_k{\hat{x}}_1(k-1|k-1)+{\mathrm{Gu}}_{cmd}\left(k\right)+Q\[v\left(k\right)+\hat{d}(k-1|k-1)\]$

$\hat{d}\left(k\right|k-1)=\hat{d}(k-1|k-1)$

$\left[\begin{array}{c}{\hat{x}}_1\left(k\right|k)\\ \hat{d}\left(k\right|k)\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{\hat{x}}_1\left(k\right|k-1)\\ \hat{d}\left(k\right|k-1)\end{array}\right]+L\left(k\right)\[y\left(k\right)-C{\hat{x}}_1\left(k\right|k-1)\]$

其中，L(k)为扩展卡尔曼滤波器的增益矩阵，由以下递归算法计算得到:

P(k|k-1)＝F₁P(k-1)F₁ ^T+V

$L\left(k\right)=P\left(k\right|k-1)C_1^T{\[C_{1}P\left(k\right|k-1)C_1^T+W\]}^{-1}$

P(k)＝[I-L(k)C]P(k|k-1)

其中,W是测量操纵的方差矩阵，V＝cov{w_x,w_d}, $F_1=\left[\begin{array}{cc}F& \mathrm{\Φ}\\ 0& I\end{array}\right],$ C₁＝[C0]。

预测控制器的优化目标函数如下：

$J=\underset{i=1}{\overset{H_p}{\mathrm{\Σ}}}\left|\right|Q\[x_1(k+i)-x_{1,ref}\left(k\right)\]|{|}_2+\underset{i=1}{\overset{H_c}{\mathrm{\Σ}}}|\left|R_v\mathrm{\Δ}u(k+i)\right|{|}_2$

其中，x_1,ref(k)＝[x_refu_des(k)]^T，u_des(k)是操纵器期望值，Q和R是权重矩阵。约束如下:

$\left\{\begin{array}{c}{x}_1(k+1)=F_k{x}_1\left(k\right)+{\mathrm{Gu}}_{cmd}\left(k\right)+\mathrm{\Γ}v\left(k\right)+\mathrm{\Φ}d\left(k\right)\\ \underset{\‾}{u}\≤u_{cmd}\left(k\right)\≤\stackrel{\‾}{u}\\ \left|{\mathrm{\Δu}}_{cmd}\left(k\right)\right|\≤T_s{u}_{rat\max }\end{array}\right.$

通过求解该优化问题可以后的控制增量序列Δu(k+i)，进而得到k时刻系统控制量u(k)。局部线线性化模型建立在当前状态x(k)，对于未来时间步状态x(k+i)在预测控制器求解之前无法获得，本发明假设在整个控制时间步内系统状态保持不变，虽然该假设具有一定误差，但由于预测控制器每一步计算得到的控制序列Δu_cmd(k+i)仅有第一个值Δu_cmd(k)是实际输出的，而Δu_cmd(k)的计算值是基于当前状态和约束的，因此该处理方法对预测控制器输出影响很小。

在由悬停模式到常规飞行模式切换的过渡过程，垂直/短距起降飞机跟踪指令通常为：V_xg，V_zg和θ，跟踪指令值通过计算飞机配平状态得到。通常情况下垂直/短距起降飞机受到喷射气流效应等因素影响，气动力模型难以精确建立，配平状态也存在误差，当飞机达到指令状态时，飞机升力风扇推力、推力矢量喷管偏角可能较大，此时切换为常规飞行模式，将会引起较大姿态扰动。本发明设计V_xg,V_zg和θ指令跟踪值，满足以下条件：

L-mgcosα＞0

其中，L为飞机气动升力，m为飞机质量，g为重力加速度，α为飞机迎角。操纵器期望状态选取规律如下：

u_des(k)＝u_des0f(Q)+u_des1[1-f(Q)]

其中，u_des0是悬停模式操纵器期望值,u_des1是常规飞行模式操纵器期望值，具有如下形式：

$\left\{\begin{array}{c}{u}_{des0}={\left[\begin{array}{ccccc}{T}_{N0}& 90& 0& T_{F0}& 0\end{array}\right]}^T\\ u_{des1}={\left[\begin{array}{ccccc}0& 0& 0& 0& 0\end{array}\right]}^T\end{array}\right.$

其中，T_N0和T_F0主发动机和升力风扇发动机在悬停状态的配平值。Q是飞行动压，f(Q)是一个单调增函数，且f(0)＝0，在常规飞行模式f(Q)＝1。

飞行模式转换的判据如下：

(T_F)²+(δ_N)²≤ε

其中，ε是一个小正常数，T_F为推进系统的升力风扇推力，δ_N为推进系统的大转角推力矢量偏转角。推进系统状态满足以上判据时飞行模式由过渡过程飞行控制器切换为常规飞行模式控制器。

本发明考虑了推进系统动态特性及动力学建模不确定性，可以实现操纵器协调控制及飞行模式平稳切换，应用于垂直/短距起降飞机，可使飞机具有起飞速度快、姿态扰动小等优点。

附图说明

图1：本发明的过渡过程控制器原理框图。

图2：本发明的垂直/短距起降飞机飞行控制方法原理框图。

具体实施方式

下面结合附图和实例对本发明作进一步说明，此处所说明的附图只用来提供对本发明的进一步理解，为本申请的一部分，不构成对本发明方案的限定。

一种垂直/短距起降飞机飞行控制方法，含有：一个过渡过程控制器、一个常规飞行模式控制器、一个飞行模式判定器。控制算法在每个时间步的计算步骤如下：

(1)利用测量值y(k)和状态预测值校正状态及误差估计值 $\{{\hat{x}}_1\left(k\right|k),\hat{d}\left(k\right|k)\};$

(2)在系统状态对非线性系统进行局部线性化，计算扩展状态矩阵系数，求解预测控制器优化问题，得到控制增量Δu_cmd(k)；

(3)利用Δu_cmd(k)预测下一时间步系统状态

(4)判定当前是否满足飞行模式切换条件，如满足则切换至常规飞行模式控制器，如不满足则返回步骤(1)，执行下一步过渡过程控制算法。

Claims (4)

1.一种垂直/短距起降飞机飞行控制方法，其特征在于，含有：一个过渡过程控制器、一个常规飞行模式控制器、一个飞行模式判定器。

2.权利要求1中所述过渡过程控制器，其特征在于，选取垂直/短距起降飞机跟踪指令为：前飞速度V_xg竖直飞行速度V_zg和俯仰姿态角θ，终端指令值选取依据为飞机气动升力大于飞机重力在升力方向的分量；在系统当前状态对非线性系统局部线性化为时变线性系统，将局部线性化系统和操作器动力学模型融合，构成扩展系统，并离散化得到离散扩展系统；设计扩展卡尔曼滤波器观测系统状态和扰动，基于离散扩展系统及状态、扰动观测值，设计预测控制器；预测控制器的操纵器期望状态为飞行动压的函数，选取方法为：

u_des(k)＝u_des0f(Q)+u_des1[1-f(Q)]，其中，u_des0是悬停模式操纵器期望值，u_des1是常规飞行模式操纵器期望值，f(Q)为随动压Q单调减的函数，0≤f(Q)≤1。

3.权利要求1中所述常规飞行模式控制器，其特征与一般飞行控制器一致，为增益预制控制器。

4.权利要求1中飞行模式判定器，其特征在于，在由过渡过程控制器切换为常规飞行模式控制器的判据为：(T_F)²+(δ_N)²≤ε，ε是一个小正常数，T_F为推进系统的升力风扇推力，δ_N为推进系统的大转角推力矢量偏转角，推进系统状态满足以上判据时飞行模式判定器生效，将由过渡过程控制器切换为常规飞行模式控制器。