CN105786007B - 一种垂直/短距起降飞机飞行控制系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种垂直/短距起降飞机飞行控制系统，该控制系统包含一个过渡过程控制器、一个常规飞行模式控制器和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，选取过渡过程飞机跟踪指令满足：终端状态飞机气动升力大于重力在升力方向的分量。将飞机推进系统及气动舵面动力学模型表征为带位置与速率约束的线性模型，将垂直/短距起降飞机非线性动力学模型局部线性化，将得到的线性化模型与推进系统线性模型融合，得到扩展系统模型，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和扰动观测值设计预测控制器。预测控制器中操纵器期望选为飞行动压的函数，预测控制器权重矩阵也设计为飞行动压的函数，使得随着动压增加操纵器逐渐切换至常规飞行模式期望值。飞行模式切换判定依据为：推进系统的升力风扇推力和大转角推力矢量偏转角小于给定值，满足判定依据时将由过渡过程控制器切换为常规飞行控制器。该控制系统可以避免推进系统带宽低带来的控制震荡，飞行模式切换策略可以避免因建模误差带来的过渡终端震荡问题，实现快速、平稳起飞。
Description
技术领域
本发明涉及垂直/短距起降飞机飞行控制系统，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系统的研究，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。
本发明与现有控制系统相比，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，本发明应用于垂直/短距起降飞机，可以使飞机具有起飞速度快、姿态扰动小等优点。
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系统。
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输出的约束非线性动力学模型表征：
其中，x＝[Vxg Vzg q θ]T为系统状态，u＝[δe TF δF TN δN]T操纵器状态，y为系统输出，f(x)＝[f1(x) … fn(x)]T和g(x,u)＝[g1(x,u) … gn(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：
其中，u为系统状态，ucmd为系统输入，Ac和Bc为操纵器状态方程矩阵，u和为操纵器位置约束向量，uratmax为操纵器速率约束向量。
在系统状态将上述飞机纵向非线性动力学模型线性化，得到飞机纵向局部线性化模型：
其中，为雅克比矩阵，d为状态扰动。
将上述局部线性化模型和操纵器动力学模型融合，得到扩展系统模型:
将该扩展系统模型离散化，得到离散扩展系统：
其中x1＝[x u]T为扩展状态，Fk，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：
其中，wx，wd和wy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：
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
P(k)＝[I-L(k)C]P(k|k-1)
其中,W是测量操纵的方差矩阵，
预测控制器的优化目标函数如下：
其中，udes(k)是操纵器期望值，Q和R是权重矩阵。约束如下:
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Δucmd(k+i)仅有第一个值Δucmd(k)是实际输出的，而Δucmd(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：Vxg，Vzg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Vxg,Vzg和θ指令跟踪值，满足以下条件：
L-mg cosα＞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：
udes(k)＝udes0f(Q)+udes1[1-f(Q)]
其中，udes0是悬停模式操纵器期望值,udes1是常规飞行模式操纵器期望值，具有如下形式：
其中，TN0和TF0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：
(TF)2+(δN)2≤ε
其中，ε是一个小正常数，TF为推进系统的升力风扇推力，δN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。
附图说明
图1：本发明涉及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系统原理框图。
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系统，含有一个过渡过程控制器、一个常规飞行模式控制器和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
(2)在飞机状态对纵向非线性动力学模型进行局部线性化，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Δucmd(k)；
(3)利用Δucmd(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 (1)
1.一种垂直/短距起降飞机飞行控制系统，其特征在于，包含一个过渡过程控制器、一个常规飞行模式控制器和一个飞行模式判定器；
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Vxg、竖直飞行速度Vzg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；在飞机当前状态对飞机的非线性动力学模型局部线性化，并将得到的时变线性系统和操纵器动力学模型融合，将局部线性化系统和操纵器动力学模型融合，从而得到飞机/操纵器扩展系统模型，并对扩展系统模型离散化得到扩展系统离散模型；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：udes(k)＝udes0f(Q)+udes1[1-f(Q)]，其中，udes0是悬停模式操纵器期望值，udes1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；
所述常规飞行模式控制器为增益预制控制器，其特征与一般飞行控制器一致；
所述飞行模式判定器，其特征在于，选取由过渡过程控制器切换为常规飞行模式控制器的判据为：(TF)2+(δN)2≤ε，ε是一个小正常数，TF为推进系统的升力风扇推力，δN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。
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