CN108255193A - 一种垂直/短距起降飞机飞行控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种垂直/短距起降飞机过渡过程控制方法，离线最优轨迹是通过建立飞机状态模型，通过设计优化目标函数和控制量、状态量罚函数，最终通过优化所得的轨迹。在垂直/短距起降飞机处于过渡过程状态时，将离线最优轨迹控制量作为控制器前馈输出，同时根据真实状态与预定状态之间的差距给出反馈控制量，最终将前馈控制量和反馈控制量相加得到最终控制量。该方法通过最优化方法，全面考虑执行器执行能力，可以获得质量较高、可行性强的过渡过程轨迹。同时，在机载计算机上运行时，前馈控制量只需要从存储器中读取，而反馈量计算过程具有形式简单，计算量小的优点。该优点使得本控制方法可以在计算能力一般的飞控计算机上部署。
Description
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者在很短距离着陆和起飞的固定翼飞机。该类飞机兼顾了飞行效率和起降的灵活性，在军事、民用上有广泛的应用。但垂直/短距飞机在由平飞转悬停或由悬停转平飞的过程中，飞机要经历较大的速度变化，整个受控对象呈现强耦合强非线性的特点，给控制方法带来了很大的挑战。传统的控制方法很难在轨迹控制质量和计算量方面保持平衡，从而难以取得满意的控制效果。
目前，垂直/短距起降飞机的过渡过程控制方法主要有增益预制法、鲁棒控制法、统一速度控制法、动态逆控制法等。增益预制的方法主要问题是过渡过程时间长，过渡过程轨迹质量低，对执行器执行能力考虑不足。鲁棒控制法需要把系统状态进行增广，在控制过程中往往需要对高维度的矩阵进行求逆运算，计算开销大，不适于机载计算机实时处理运算。统一速度法主要问题是生成轨迹质量低，仅仅对期望速度进行滤波处理，没有很好的考虑系统特性和执行器的执行能力。基于动态逆的控制方法，同样存在计算复杂且计算量大的缺点。
发明内容
本发明的目的在于提供一种鲁棒性好、计算量小、飞行模式切高校平稳的垂直/短距起降飞机飞行控制方法。
对于系统状态方程：
其中xs为飞行器状态，us为执行器状态。为了在优化轨迹过程中充分考虑执行器的动态，可列写执行器状态方程：
其中u(t)为控制器输出。则对于飞行器状态增广后可得状态方程：
令x(t)＝[xs(t) us(t)]T。为了设计最优过渡过程轨迹，对过渡过程设计如下目标函数：
其中xtf为过渡过程结束后飞机的状态，为过渡过程结束时期望状态，Ci为罚函数，ρk为罚函数权重，k为罚函数的个数。其中为了设计罚函数，需要对系统和执行器状态统一进行约束，确定每个状态的上下界：
xi l≤xi≤xi h
其中xi表示x的第i个状态，xi l为xi的下界，xi h为xi的上界。则Ci的计算方法如下：
其中ci＝-(xi-xi l)(xi-xi h)。则对过渡过程可列写系统Hamilton方程如下：
其中a代表系统的动力学方程。则通过迭代求解如下微分方程便可得优化曲线：
以上计算均为离线计算，所得轨迹是对于目标函数J来讲的最优轨迹。在优化得到过渡过程曲线后，将整个转化过程所得的状态xtr(t)和控制量uf(t)存储在飞控计算机上，在需要进行过渡过程转化时，将t时刻预先存储的控制量uf(t)作为前馈，根据实际状态和预定轨迹计算反馈的力和力矩Fb(t)＝[Fx b Fz b My b]T。为了使系统产生Fb，先对系统在xtr(t)和uf(t)附近做线性化，即：
Fb＝Aub
其中A和ub分为：
则ub取作：
ub(t)＝(ATA)-1AFb(t)
以上求逆矩阵的计算量取决于飞机执行器的个数，一般不超过5个，计算量较小。最终控制量为：
u(t)＝uf(t)+ub(t)
在飞机动压满足一定条件时，可判定过渡过程结束，转为常规飞行模式。
该发明的优点在于：
(1)使用该方法对于垂直/短距飞机设计过渡过程目标函数，通过迭代求解执行器控制量，可以得到高质量的过渡过程轨迹。
(2)在优化轨迹的过程中，可以充分考虑执行器的动态以及执行能力，保证能够在不超过执行器的执行能力的基础上，最大程度的提高过渡过程轨迹的质量。
(3)该方法轨迹设计是离线进行，实际在飞行控制过程中，前馈量只需实时的从存储器中读取即可，不需要计算。而反馈控制量计算过程简单，且计算量小，所以总体过渡过程控制所需计算量较小。
附图说明
图1：本发明的垂直/短距起降飞机飞行控制方法流程图。
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。垂直/短距起降飞机起降过程主要运动为纵向运动，增广后的系统采用5输入9输出的约束非线性系统表征：
其中，x＝[Vxg Vzg q θ δe TF δF TN δN]T为系统状态，前四个为飞机纵向状态，后五个为控制器状态，u＝[δe u TF u δF u TN u δN u]T为操纵器状态。ki,i＝1,2,3,4,5为执行器带宽。Faxg和Fazg分别为飞机气动力在x轴和z轴的分量，FTxg和FTzg为飞机发动机推力在x轴和z分量，May和MTy分别是飞机气动力和推力在俯仰方向的力矩。将飞机状态状态方程进行扩展是为了在最优化轨迹时就考虑执行器的动态和幅值，使得规划所得最优轨迹有较强的可执行性。
对于上述非线性系统，为了设计最优过渡过程轨迹，对悬停转平飞设计如下目标函数：
对于平飞转悬停设计如下目标函数：
其中xtf为过渡过程结束后飞机的状态，为过渡过程结束时期望状态，Ci为罚函数，ρk为罚函数权重。通过优化该目标函数，可得最优轨迹，并将其存储在飞行控制计算机上。
在飞控算法运行时，算法在每个时间步的计算步骤如下：
(1)首先估计飞机速度计算动压选择常规飞行模式或是过渡过程飞行模式。
(2)常规飞行模式使用PID控制器进行飞行控制。
(3)过渡过程飞行控制先将预定轨迹相应的控制量作为前馈控制。
(4)根据现在飞行状态和目标状态之差计算反馈控制。
(5)将两者相加得到最终控制量。
Claims (1)
1.一种垂直/短距起降飞机飞行控制方法，其特征在于包括以下步骤：
(1)根据垂直/短距飞机的动力学方程以及执行器的执行能力，列写优化目标函数、罚函数以及相应的哈密顿方程，离线计算和最优悬停转平飞和平飞转悬停的过渡过程轨迹；
(2)将上一步骤计算所得飞行状态轨迹xtr和控制量uf按时序保存到飞行控制计算机上；
(3)在垂直/短距飞机开始切换状态后，按照当前时刻读取相应的预制控制量uf(t)，并将其当做是前馈输出；
(4)根据预制的飞行状态xtr(t)和当前实际飞行状态x(t)，计算两者误差根据误差计算飞机当前需要补偿的力ΔF和力矩ΔM，同时根据当前预制飞行状态xtr(t)和uf(t)，计算飞机执行器到补偿力和力矩的雅克比矩阵A，求伪逆可得反馈ub(t)＝(ATA)-1A[ΔF ΔM]T；
(5)将前馈控制量和反馈控制量相加得到最终的控制量,u(t)＝uf(t)+ub(t)；
(6)当过渡过程结束后转为常规控制器。
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