CN108873919B - 民机人在回路系统、主动侧杆伺服跟踪控制系统及方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种主动侧杆伺服跟踪控制系统，包括杆力传感器及交叉通道传输部件、杆力及杆位移调节器、主动侧杆杆位移伺服系统、杆位移传感器统。所述主动侧杆杆位移伺服系统包括电机转速反馈回路、电机磁链与转矩反馈回路、握杆角速度反馈回路和位置反馈回路。同时提供了一种带主动侧杆的民机人在回路系统以及主动侧杆伺服跟踪控制系统的伺服控制方法。本发明综合滑模控制与自适应控制，可有效实现侧杆位移的高动态跟踪性能以及弹簧变刚度的自适应性能，对于实现大型民机主动侧杆控制有积极借鉴意义。

Description

民机人在回路系统、主动侧杆伺服跟踪控制系统及方法
技术领域
本发明涉及飞行员操纵平台技术领域，具体地，涉及一种带主动侧杆的民机人在回路系统及其相应的主动侧杆伺服跟踪控制系统与伺服控制方法。
背景技术
主动侧杆控制系统(Active Side Stick Control System，ASSCS)是一种新型的飞行员操纵平台。作为弥补被动侧杆缺陷的一种新型驾驶系统，主动侧杆控制系统可为飞行员提供有关飞机飞行状态的可触化与可视化反馈，从而让飞行员能够更好地感知飞机的飞行状况。
民机侧杆操纵通常分为被动侧杆和主动侧杆。被动侧杆的人感系统只能提供与杆位移成固定比例的电信号输出，杆力与杆位移特性由内部弹簧阻尼系统等机械装置提供，因此切断了驾驶员与舵面之间的机械连接，使驾驶员不能直观感受到飞机的飞行状态信息。目前空客飞机都是被动侧杆，被动侧杆会有一些缺陷：两侧不联动，杆力不可调，缺乏自动驾驶仪反驱，这些缺点平时一般不会出现问题，但紧急时刻，有可能会造成正副驾驶员双重输入。主动侧杆就是在被动侧杆的基础上，为飞行员提供有关飞机飞行状态的可触化与可视化反馈。主动侧杆的每个轴上都有一个伺服器，使杆力可以不受位移的约束，以杆力作为对飞机的输入信号，飞机的状态参数(俯仰，滚转姿态，角速率)能够以力的形式反馈给驾驶员，并通过电子交叉连接(具有覆盖功能)和自动驾驶模式下的握杆反向驱动，使左右两杆联动，让飞行员能够更好地感知飞机的飞行状况。
主动侧杆的主动感知功能是通过伺服系统实现的。伺服系统在机械制造业被广泛应用，伺服控制的基本要求是响应快速、高精度和良好的加减速性。主动侧杆的一个典型特征是杆力-位移曲线的斜率可随着飞行条件而改变，而这主要体现在主动侧杆伺服系统里的弹簧刚度变化，从而使主动侧杆伺服系统具有参数时变以及非线性的特点。然而，传统PID控制器(Proportional Integral Derivative controller)虽然结构简单，可靠性高，但易受参数变化和外界干扰的影响，鲁棒性不强，不能满足变负荷、变惯量和非线性条件下，高精度伺服跟踪性能要求。
关于主动侧杆的研究工作开始于20世纪90年代。为了优化人机交互性和给驾驶员提供附加的触觉信息，德国飞行力学协会、DLR、电机工程、布伦瑞克工业大学共同开发了一种基于电-磁的主动侧杆系统，称为MAGSI(Electro-magnetic side stick)，并在1999年发表了相关的文献。美国也较早地开展主动侧杆研究，霍尼韦尔公司早在1992年以前就生产出能够实现双侧杆联动和与自动驾驶仪联动的主动侧杆硬件系统，并申请了专利。2005年，美国学者又提出一种与传统机械控制方式类似的主动侧杆实现方式，并申请了专利。然而，这些专利描述了主动侧杆的硬件实现，但并未涉及具体的控制算法。
国内关于侧杆的研究工作较晚，公开文献很少，并且仅限于总结国外侧杆的特点及进展，以及被动侧杆人机功效、人机耦合现象的研究。2004年冯慧、李松将人感系统作为飞行控制系统的一个滤波器，将驾驶员模型选择为纯增益环节，并采用典型被控对象对被动侧杆人机耦合现象进行了数值计算分析，及人机动态藕合的仿真实验研究。之后又进一步采用国外典型驾驶员模型，通过采用不同准则研究不同人感系统的PIO(Pilot InducedOscillations，PIO)趋势，来分析人感系统特性对人机耦合的影响。2008年，李玉风、屈香菊使用Hess结构驾驶员模型对主动侧杆、被动侧杆进行了仿真实验研究，并经过实验对比，给出了主动侧杆操作的人机特性评价方法。
综上所述，国内外针对主动侧杆技术发表的论文、专利等现有技术相对较少，且主要是针对主动侧杆的硬件实现以及针对主动侧杆PIO抑制等，目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
发明内容
针对现有技术中存在的上述不足，本发明的目的是提供一种带主动侧杆的民机人在回路系统及其相应的主动侧杆伺服跟踪控制系统与伺服控制方法，针对民机人在回路(含飞行控制)系统，设计一种主动侧杆伺服跟踪控制系统，并提出一种自适应滑模控制的伺服控制方法，实现主动侧杆的伺服跟踪性能，满足主动侧杆的功能要求，提高飞行员的情景意识，进而提高飞机安全性，从而为主动侧杆运用于大型民用飞机提供了技术支撑，具有十分重要的意义。本发明提出的民机人在回路系统、主动侧杆伺服跟踪控制系统及其伺服控制方法，不仅能够保证主动侧杆伺服跟踪控制系统快速性和高精度的基本性能，还能保证系统的强鲁棒性，同时可以解决弹簧变刚度问题。
本发明是通过以下技术方案实现的。
根据本发明的第一个方面，提供了一种主动侧杆伺服跟踪控制系统，包括：杆力传感器及交叉通道传输部件、杆力及杆位移调节器、主动侧杆杆位移伺服系统以及杆位移传感器；其中：
所述杆力传感器及交叉通道传输部件采集当前驾驶员输出力并传给相应的杆力及杆位移调节器；
所述杆力及杆位移调节器根据当前驾驶员输出力形成驾驶员期望杆位移，并输出杆位移输入指令至主动侧杆杆位移伺服系统；
所述主动侧杆杆位移伺服系统根据杆位移输入指令，输出主动侧杆杆位移至杆位移传感器；
所述杆力及杆位移调节器将飞机状态参数与当前驾驶员输出力一起进行信号综合后输出至主动侧杆杆位移伺服系统，形成力反馈闭合回路。
优选地，所述主动侧杆杆位移伺服系统，包括杆位移滑模控制器、三相永磁同步电机伺服系统、齿轮箱、机械链接机构以及驾驶杆；其中：
杆位移滑模控制器，通过握杆角速度反馈和位置反馈，进行控制律解算给出电机的期望转矩，并将信号传递给三相永磁同步电机伺服系统；三相永磁同步电机伺服系统跟踪期望转矩信号，并给出电机的实际转矩；电机转矩最后经由齿轮箱减速，并经过机械连接机构传递转矩信号带动驾驶杆发生偏转，输出杆位移。
优选地，所述三相永磁同步电机伺服系统，包括转速调节器、转矩滑模控制器、磁链滑模控制器、开关表以及磁链和转矩观测器；其中：
转速调节器对电机进行转速调节，通过磁链和转矩观测器观测定子坐标系下的电机定子磁链和电磁转矩，并分别与转矩和磁链的给定值比较，并利用所得差值来控制定子磁链的幅值和该矢量相对于磁链的夹角，由转矩滑模控制器和磁链滑模控制器直接输出所需的空间电压矢量，最后由开关表选择适当的电压空间矢量控制磁链的走向，输出电机转矩。
优选地，所述三相永磁同步电机为两个，两个三相永磁同步电机垂直设置。
根据本发明的第二个方面，提供了一种民机人在回路系统，包括：上述主动侧杆伺服跟踪控制系统，还包括：飞行任务模块、正副驾驶员操纵模型以及民机运动模型及其飞行控制系统；其中：
所述民机主动侧杆伺服跟踪控制系统的杆位移传感器测量主动侧杆杆位移后输送给民机运动模型及其飞行控制系统；
所述飞行任务输入模块部分根据当前飞行要求，产生相应的飞行指令，并将飞行指令输出至正副驾驶员操纵模型；
所述正副驾驶员操纵模型根据飞行指令，形成驾驶员操纵时的神经肌肉与主动侧杆之间的杆力运动关系，得到当前驾驶员输出力；
所述民机运动模型及其飞行控制系统根据民机运动模型以及预置在飞行控制系统中的杆位移自适应控制律解算，计算舵面偏转角并偏转飞机舵面，进而飞机状态发生改变，并将飞机状态参数反馈至民机主动侧杆伺服跟踪控制系统的杆力及杆位移调节器。
优选地，在执行飞行任务的整个过程中，飞机的实际飞行状态返回飞行任务模块，飞机实际状态与飞行任务之间的比对形成飞行员侧杆操作飞机的最外回路。
根据本发明的第三个方面，提供了一种主动侧杆伺服跟踪控制系统的伺服控制方法，依据主动侧杆伺服跟踪控制系统模型，设计自适应的杆位移滑模控制器u为：
Figure BDA0001689146100000051
所述杆位移滑模控制器的控制律包括等效控制律及切换控制律；自适应滑模控制器u中u#(x)、
Figure BDA0001689146100000052
u±(x)项满足滑模运动可达条件以及李雅普诺夫稳定性条件；其中，切换控制律u±(x)＝(η+|s|α)sign(s)；
其中，u#(x)为不含自适应律的等效控制律，η为调节参数，s为滑模面，α为指数项调节参数。
优选地，所述自适应的杆位移滑模控制器u，其设计方法具体包括如下步骤：
步骤S1，设计滑模面s(t)为：
Figure BDA0001689146100000053
其中，e＝y-yd代表杆位移跟踪误差，y为实际杆位移，yd为期望杆位移，
Figure BDA0001689146100000054
为跟踪误差对时间的导数，c0为调节参数；
步骤S2，通过求解系统运动保持在滑模面上的必要条件
Figure BDA0001689146100000055
Figure BDA0001689146100000056
为滑模面函数对时间的导数，得到等效控制律u*(x)：
Figure BDA0001689146100000057
Figure BDA0001689146100000058
其中，I表示惯性矩，i表示齿轮箱减速比，C表示摩擦系数，
Figure BDA0001689146100000059
为yd对时间的导数，
Figure BDA0001689146100000061
为y对时间的导数，
Figure BDA0001689146100000062
为yd对时间的二阶导数；
步骤S3，根据李雅普诺夫稳定性条件求解自适应律
Figure BDA0001689146100000063
Figure BDA0001689146100000064
Figure BDA0001689146100000065
其中，
Figure BDA0001689146100000066
为李雅普诺夫函数对时间的导数，
Figure BDA0001689146100000067
为滑模面函数对时间的导数，λ为调节参数，
Figure BDA0001689146100000068
为自适应律对时间的导数；
步骤S4，对切换控制律进行优化，在切换项中加入指数函数项，从而抑制系统抖振：
引入指数函数项|s|α，得到切换控制律即为u±(x)＝(η+|s|α)sign(s)。
与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
1、本发明提供的民机人在回路系统、主动侧杆伺服跟踪控制系统及伺服控制方法，是一种基于人在回路的主动侧杆控制系统方案，可实现驾驶员杆力反馈与杆位移跟踪。
2、本发明提供的民机人在回路系统、主动侧杆伺服跟踪控制系统及伺服控制方法，是一种基于自适应滑模控制的大型民机主动侧杆控制策略，应用于大型民机主动侧杆杆位移伺服跟踪实现，可以有效解决主动侧杆杆位移高动态跟踪以及弹簧变刚度的问题。
3、本发明综合滑模控制与自适应控制，可有效实现侧杆位移的高动态跟踪性能以及弹簧变刚度的自适应性能，对于实现大型民机主动侧杆控制有积极借鉴意义。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为主动侧杆伺服跟踪控制系统与民机人在回路系统框图示意图；
图2为主动侧杆杆位移伺服系统框图示意图；
图3为三相永磁同步电机(PMSM)伺服系统框图示意图；
图4为主动侧杆杆位移伺服系统结构示意图，其中A为电机与减速箱；
图5为主动侧杆动力学原理图；
图6为基于主动侧杆伺服跟踪控制系统的民机俯仰运动响应曲线，其中，(a)为俯仰角跟踪响应曲线，(b)为对应的飞机俯仰角速率响应；
图7为民机主动侧杆伺服跟踪控制系统飞行员杆力、位移响应曲线，其中，(a)为杆力反馈曲线与飞行员输出力响应曲线，(b)为对应的杆位移输出；
图8为正副驾驶员输出力与杆位移响应曲线，其中，(a)为由于正副驾驶员模型参数选取的不同，导致两驾驶员的输出力不同，(b)为两驾驶员的输出力信号进行交互之后，使得传递到双侧杆伺服控制系统的信号同步一致，最终使得双侧杆同步联动；
图9为外界扰动、弹簧变刚度下杆位移跟踪响应曲线；
图10为外界扰动、弹簧变刚度下杆位移跟踪误差响应曲线；
图11为杆位移跟踪响应曲线(指数切换控制率引入与抖振抑制)。
具体实施方式
下面对本发明的实施例作详细说明：本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
本实施例提供了一种民机人在回路系统，包括：主动侧杆伺服跟踪控制系统以及飞行任务模块、正副驾驶员操纵模型以及民机运动模型及其飞行控制系统；其中：
所述民机主动侧杆伺服跟踪控制系统的杆位移传感器测量主动侧杆杆位移后输送给民机运动模型及其飞行控制系统；
所述飞行任务输入模块部分根据当前飞行要求，产生相应的飞行指令，并将飞行指令输出至正副驾驶员操纵模型；
所述正副驾驶员操纵模型根据飞行指令，形成驾驶员操纵时的神经肌肉与主动侧杆之间的杆力运动关系，得到当前驾驶员输出力；
所述民机运动模型及其飞行控制系统根据民机运动模型以及预置在飞行控制系统中的杆位移自适应控制律解算，计算舵面偏转角并偏转飞机舵面，进而飞机状态发生改变，并将飞机状态参数反馈至民机主动侧杆伺服跟踪控制系统的杆力及杆位移调节器。
进一步地，在执行飞行任务的整个过程中，飞机的实际飞行状态返回飞行任务模块，飞机实际状态与飞行任务之间的比对形成飞行员侧杆操作飞机的最外回路。
具体为：
如图1，包含主动侧杆伺服跟踪控制系统的民机人在回路系统架构主要包含七个部分：(1)飞行任务模块；(2)正副驾驶员操纵模型；(3)杆力传感器及交叉通道传输部件；(4)杆力及杆位移调节器；(5)主动侧杆杆位移伺服系统；(6)杆位移传感器；(7)民机运动模型及其飞行控制系统。
实施例2
本实施例提供了一种主动侧杆伺服跟踪控制系统，包括：杆力传感器及交叉通道传输部件、杆力及杆位移调节器、主动侧杆杆位移伺服系统以及杆位移传感器；其中：
所述杆力传感器及交叉通道传输部件采集当前驾驶员输出力并传给相应的杆力及杆位移调节器；
所述杆力及杆位移调节器根据当前驾驶员输出力形成驾驶员期望杆位移，并输出杆位移输入指令至主动侧杆杆位移伺服系统；
所述主动侧杆杆位移伺服系统根据杆位移输入指令，输出主动侧杆杆位移至杆位移传感器；
所述杆力及杆位移调节器将飞机状态参数与当前驾驶员输出力一起进行信号综合后输出至主动侧杆杆位移伺服系统，形成力反馈闭合回路。
进一步地，所述主动侧杆杆位移伺服系统，包括杆位移滑模控制器、三相永磁同步电机伺服系统、齿轮箱、机械链接机构以及驾驶杆；其中：
杆位移滑模控制器，通过握杆角速度反馈和位置反馈，进行控制律解算给出电机的期望转矩，并将信号传递给三相永磁同步电机伺服系统；三相永磁同步电机伺服系统跟踪期望转矩信号，并给出电机的实际转矩；电机转矩最后经由齿轮箱减速，并经过机械连接机构传递转矩信号带动驾驶杆发生偏转，输出杆位移。
进一步地，所述三相永磁同步电机伺服系统，包括转速调节器、转矩滑模控制器、磁链滑模控制器、开关表以及磁链和转矩观测器；其中：
转速调节器对电机进行转速调节，通过磁链和转矩观测器观测定子坐标系下的电机定子磁链和电磁转矩，并分别与转矩和磁链的给定值比较，并利用所得差值来控制定子磁链的幅值和该矢量相对于磁链的夹角，由转矩滑模控制器和磁链滑模控制器直接输出所需的空间电压矢量，最后由开关表选择适当的电压空间矢量控制磁链的走向，输出电机转矩。
进一步地，所述三相永磁同步电机为两个，两个三相永磁同步电机垂直设置。
下面对本实施例提供的主动侧杆伺服跟踪控制系统及其伺服控制方法进一步详细描述。
主动侧杆杆位移伺服系统设计
主动侧杆杆位移伺服系统需要保证侧杆杆位移的高动态性能，同时要求具有高精度、快速响应性能，且具备一定的鲁棒性能。为此，本实施例提出一种滑模控制器进行主动侧杆杆位移的伺服跟踪控制，而本实施例采用的滑模控制方法也具有较好的抗干扰性和鲁棒性能。
考虑到主动侧杆弹簧的刚度为时变的，进而其杆力梯度可变，针对主动侧杆弹簧变刚度问题，本实施例提出一种自适应算法，与滑模控制相结合，实现系统自适应伺服跟踪控制。
本实施例设计的主动侧杆杆位移伺服系统，如图2，其主要包括：①滑模控制器；②三相永磁同步电机(Permanent Magnet Synchronous Motor,PMSM)伺服系统；③齿轮箱；④万向节等机械链接机构；⑤驾驶杆；⑥杆位移自适应控制律。
其中：滑模控制器实现杆位移的伺服跟踪，三相永磁同步电机伺服系统实现电机的转矩伺服控制，齿轮箱对电机转矩进行衰减，万向节等机械机构对握杆传递作用力，最后自适应控制律针对弹簧变刚度问题自适应调节滑模控制律。当杆位移伺服系统接受期望杆位移信号后，杆位移控制器(包含滑模控制律和杆位移自适应律)进行控制律解算给出电机的期望转矩，并把信号传递给三相永磁同步电机伺服系统；三相永磁同步电机伺服系统跟踪期望转矩信号，并给出电机的实际转矩；电机转矩最后经由齿轮箱减速，并经过机械连接机构传递转矩信号带动握杆发生偏转，输出杆位移。
3)三相永磁同步电机伺服系统(简称PMSM伺服系统)设计
作为伺服跟踪控制系统的内环，电机的动态性能必须满足一定的要求。电机的转矩性能会直接影响到侧杆杆位移的输出性能，因此电机的转矩伺服跟踪必须满足高精度、快速响应的要求。为此，本实施例采用直接转矩控制的方法进行电机转矩控制，并提出基于二阶滑模的磁链、转矩控制器。
PMSM伺服系统如图3所示，主要由七个部分组成：①转速调节器，②转矩滑模控制器，③磁链滑模控制器，④空间矢量调制(Space Vector Pulse Width Modulation,SVPWM)即开关表，控制变流器，⑤三相电压源逆变器，⑥磁链和转矩观测器，⑦永磁同步电机。
其中：转速调节器为比例-积分(Proportional Integral，PI)控制器，可以对电机进行转速调节；通过磁链和转矩观测器观测定子坐标系下的电机定子磁链和电磁转矩，并分别与转矩和磁链的给定值比较，最后利用所得差值来控制定子磁链的幅值和该矢量相对于磁链的夹角，由转矩和磁链控制器直接输出所需的空间电压矢量；最后由开关表选择适当的电压空间矢量控制磁链的走向，输出电机转矩。。
由于在给定功率条件下，电机转速与转矩之间成一定的反比关系，因此，PMSM伺服系统不仅可以进行转速的指令跟踪，而且可以进行转矩的跟踪控制。由于杆位移跟踪需要先保证电机转矩的精确跟踪，因此，其内回路采用PMSM伺服系统，但其输入更改为电机转矩。
一种主动侧杆伺服跟踪控制系统的伺服控制方法，解决传统DTC存在的转矩和磁链脉动大、逆变器开关频率不恒定等问题。该方法包括下列步骤：
依据主动侧杆伺服控制系统模型，设计自适应滑模控制器为
Figure BDA0001689146100000111
自适应滑模控制器u中u#(x)、θ、u±(x)项的设计依据是滑模运动可达条件以及李雅普诺夫稳定性条件，其中，切换控制律u±(x)＝(η+|s|α)sign(s)。
(I)通过设计滑动模态，使控制器满足伺服系统快速响应、对参数变化及外界扰动鲁棒性的要求。设计滑模面为
Figure BDA0001689146100000112
(II)求解等效控制律：
通过求解系统运动保持在滑模面上的必要条件
Figure BDA0001689146100000113
可得到等效控制律。
Figure BDA0001689146100000114
Figure BDA0001689146100000115
(III)主动侧杆的杆力梯度变化可表现为弹簧刚度的时变性，通过引入相关自适应算法，可以满足弹簧变刚度的条件下的伺服跟踪性能。
求解自适应律
Figure BDA0001689146100000116
根据李雅普诺夫稳定性条件求解自适应律：
Figure BDA0001689146100000121
Figure BDA0001689146100000122
(IV)为了减少系统抖振，对切换控制律进行优化，在切换项中加入指数函数项，从而抑制了系统抖振。
引入指数函数项|s|α，切换控制律为u±(x)＝(η+|s|α)sign(s)，可以有效抑制系统抖振。
为了更好地理解本实施例的技术方案，以下结合附图对本实施例的实施步骤作进一步描述。
如图1所示，给出了本实施例提出的民机主动侧杆伺服跟踪控制系统(即民机人在回路主动侧杆系统)架构及各个子系统之间的相互联系，包含：
①飞行任务模块，是根据当前飞行要求，产生相应的飞行指令，如飞机下滑着陆，要求按下滑倾角Γ＝2.5°下滑等。
②正副驾驶员操纵模型，如McRuer模型，代表驾驶员操纵时的神经肌肉与杆力运动关系。
③杆力传感器及交叉通道传输部件，测试当前驾驶员杆力并传给相应杆力及杆位移调节器；
④杆力及杆位移调节器，驾驶员输出的力经过杆力传感器进行测量，然后通过交叉通道传送到杆力及杆位移调节器，杆力及杆位移调节器输出驾驶员期望杆位移(即杆位移输入指令)至主动侧杆杆位移伺服系统的滑模控制器，与飞机状态反馈一起进行信号综合处理后转变成电信号，输入给主动侧杆杆位移伺服系统的电机；
⑤电机输出转矩，经由齿轮箱减速后输出衰减转矩，使得主动侧杆发生偏转，从而输出主动侧杆杆位移；
⑥主动侧杆杆位移经由杆位移传感器测量后输送给飞控系统(飞行控制系统)，根据民机运动模型，以及预置在飞控系统(飞行控制系统)中杆位移自适应控制律(指令跟踪控制律)解算，计算舵面偏转角并偏转飞机舵面，进而飞机状态发生改变；
⑦飞机的状态参数反馈给杆力及杆位移调节器，与驾驶员输出力一起进行信号综合后再次转化为电信号传输给主动侧杆杆位移伺服系统的电机，形成力反馈闭合回路；返回到飞行任务模块，飞机实际状态与飞行任务之间的比对形成人在回路系统(即飞行员侧杆操作飞机)的最外回路。
如图2所示，本实施例提出的主动侧杆杆位移伺服系统，包括两个子模型，基于直接转矩控制法的三相永磁同步电机模型和主动侧杆动力学模型，其中主动侧杆动力学模型是对各机械元件的动力学关系的描述。各成员之间的相互联系为：(1)用于杆位移跟踪控制的杆位移滑模控制器；(2)三相永磁同步电机(PMSM)伺服系统，产生相应电机转矩；(3)电机经齿轮箱减速获得衰减转矩；经(4)万向节等机械链接机构，将力传递给驾驶杆；(5)驾驶杆在杆力作用下产生杆位移，反馈给杆位移自适应控制律，以实现主动侧杆弹簧变刚度时的自适应调整。主动侧杆杆位移伺服跟踪系统包含多个回路反馈，杆力-位移控制(图2-④)，位置控制(图2-⑤)，转速控制(图3-①)及电机磁链(图3-③)和转矩控制(图3-②)，如图2，3所示。
如图3，三相永磁同步电机伺服系统各成员之间的相互联系，包含：，(1)转速调节器，实现电机转速的跟踪；(2)转矩滑模控制器，采用基于二阶滑模控制的方法设计电机转矩控制器；(3)磁链滑模控制器，采用基于二阶滑模控制的方法设计电机磁链控制器；(4)开关表，控制信号由开关表选择电压空间矢量控制磁链的走向，输出电机转矩；(5)三相电压源逆变器，作为连结桥，来选择相应功率电子设备；(6)磁链和转矩观测器，实现磁链估计与转矩计算。(7)被控对象三相永磁同步电机(PMSM)。
如图4所示，本实施例提出的主动侧杆杆位移伺服系统实现，包含纵向、横向两个电机及减速箱，驾驶杆，电机伺服控制器(转矩滑模控制器和磁链滑模控制器)以及力及位移传感器(如图1中模块1-3和模块1-6，用于杆力及位移反馈信号的获取)等。电机伺服控制器根据给定的位置信息与反馈的位置信息，进行伺服控制律解算(图2中模块2-1和模块2-6及图3中模块3-1，模块3-2，模块3-3和模块3-6)，并送给伺服驱动系统(图3中模块3-5)反馈控制。电机伺服控制器接受杆力的同时，接收飞机的状态信息，根据不同的飞行环境和不同的驾驶员的要求，通过电动人杆原理调整驾驶杆的“力-位移”特性，从而可将飞机的状态信息直接反馈到驾驶杆上，获得更好的操纵性能。同时通过交叉通道接口，接收另一驾驶员的杆力反馈信息，以防双输入影响。
本实施例提出的民机主动侧杆伺服跟踪控制系统，其伺服控制方法，包括如下步骤：
1)建立民机主动侧杆模型：
主动侧杆杆位移伺服跟踪系统是一个多变量、多回路系统，其中包括电机转速反馈回路、电机磁链与转矩反馈回路、握杆角速度反馈回路和位置反馈回路(如图2～图4所示)。
(I)基于直接转矩控制(Direct Torque Control,DTC)的三相永磁同步电机(PMSM)模型
基于DTC的PMSM控制实现框图如图3所示，DTC方法通过观测器观测定子坐标系下的电机定子磁链和电磁转矩，并分别与转矩和磁链的给定值比较得出差值，最后利用所得差值来控制定子磁链的幅值和该幅值相对于磁链的夹角，由转矩和磁链滑模控制器直接输出所需的空间电压矢量，最后由开关表选择适当的电压空间矢量控制磁链的走向，达到磁链和转矩直接控制的目的。
在同步旋转坐标系d-q下，表贴式三相永磁同步电机的矢量数学模型表达式为：
Figure BDA0001689146100000141
ψr＝ψf+Lsir (2)
其中，ur＝ud+juq为定子电压矢量，ud为d轴方向上的电压，uq为q轴方向上的电压，j表示虚数单位；R为定子电阻；ωe为电角速度；ψr＝ψd+jψq为定子磁链空间矢量，ψd为d轴方向上的磁链，ψq为q轴方向上的磁链；ψf为永磁体磁链；Ls为定子电感；ir＝id+jiq为定子电流空间矢量，id为d轴方向上的电流，iq为q轴方向上的电流；
电磁转矩的表达式Te为：
Figure BDA0001689146100000151
其中，pn为电机的极对数；
当定子磁链空间矢量的方向与d轴方向一致时，即ψr＝ψd＝ψr，则定子磁链的幅值随时间的变化为：
Figure BDA0001689146100000152
(II)主动侧杆动力学模型
如图5所示，主动侧杆的杆位移是由电机的减速力矩、摩擦力和弹簧阻尼力的合力决定的，电机输出转矩经由齿轮箱减速后施加给握杆，握杆发生转动输出杆位移，但同时会受到弹簧阻尼力与摩擦力的反作用力和外界扰动。其中，电机的减速力矩与电机的输出力矩和齿轮箱的减速比有关，摩擦力的影响因素是摩擦系数，而决定弹簧阻尼力大小的弹簧刚度是时变的。主动侧杆动力学微分方程表达式
Figure BDA0001689146100000153
为：
Figure BDA0001689146100000154
|d(t)|≤Δ (6)
|K(y,t)|≤D (7)
其中，y(t)表示杆位移；
Figure BDA0001689146100000155
表示杆位移导数(速度)；u(t)为输入；I表示惯性矩；i表示齿轮箱减速比；C表示摩擦系数；L表示弹簧力的力臂；K(y,t)表示弹簧的刚度系数，它是一个随杆位移和时间而变化的未知方程，D为弹簧的刚度系数界值；d(t)为外部干扰，Δ为d(t)的界值。
2)基于滑模控制的三相永磁同步电机(PMSM)伺服跟踪：
(I)引理：考虑如下形式的民机主动侧杆伺服跟踪控制系统，描述为：
Figure BDA0001689146100000161
其中，x为状态量；u为控制输入；y为输出；t表示时间；a，b，c表示状态量与时间的关系函数，y的二阶导数可以从式(8)中得到：
Figure BDA0001689146100000162
其中，A(x,t)和B(x,t)为有界函数，由方程组(8)经过数学变换得到；
当主动侧杆杆位移伺服系统的杆位移滑模控制器u设计为：
u＝Kp|s|rsgn(s)+∫KIsgn(s) (10)
其中，Kp和KI分别为调节参数，且Kp＞0，KI＞0；r为正常数；s表示滑模面，取为s＝y；sgn(s)为切换函数；|s|表示s的绝对值。
要收敛到滑动面s＝0且满足稳定性的充分条件是控制所述的调节参数Kp、KI取得足够大，且满足如下条件：
Figure BDA0001689146100000163
其中，AM,BM,Bm为满足AM≥|A|,BM≥|B|≥Bm的任意常数，其中|A|、|B|分别表示有界函数A(x,t)和B(x,t)的阈值。
(II)磁链与转矩滑模控制器：
式(4)中的二阶导数包含电流的一阶导数项，因而可与式(1)、式(2)进行联立形成式(9)，因此磁链滑模控制器的控制律usd为：
usd＝KP|sψe|rsgn(sψe)+∫KIsgn(sψe) (12)
其中，滑模变量为磁通量误差sψe＝ψ*-ψ，ψ*为给定磁通量，ψ为磁通量的观测值，且所述的调节参数KP和KI满足式(10)中所示的稳定性条件；
同理，转矩滑模控制器的控制律usq为：
usq＝KP|sTe|rsgn(sTe)+∫KIsgn(sTe) (13)
其中，滑模变量为转矩误差
Figure BDA0001689146100000171
Figure BDA0001689146100000172
为期望转矩，Te为转矩的观测值；
3)基于自适应滑模控制的主动侧杆杆位移伺服系统
(I)设计滑模面s(t)为：
Figure BDA0001689146100000173
其中，e＝y-yd代表杆位移跟踪误差，y为实际杆位移，yd为期望杆位移，
Figure BDA0001689146100000174
为跟踪误差对时间的导数，c0为调节参数；
(II)求解等效控制律：
通过求解系统运动保持在滑模面上的必要条件
Figure BDA0001689146100000175
可得到等效控制律u*：
Figure BDA0001689146100000176
其中，y为实际杆位移输出，yd为期望杆位移，
Figure BDA0001689146100000177
为yd对时间的导数，
Figure BDA0001689146100000178
为y对时间的导数，
Figure BDA0001689146100000179
为yd对时间的二阶导数；；
(III)求解杆位移自适应控制律(简称自适应律)：
考虑主动侧杆动力学微分方程表达式，且存在不确定项θ：
Figure BDA00016891461000001710
当杆位移滑模控制器u设计为：
Figure BDA00016891461000001711
且自适应律
Figure BDA00016891461000001712
选取为
Figure BDA00016891461000001713
则系统为鲁棒稳定的；其中调节参数η需要满足η＞|d(t)|+iI|θy|；λ为常数，且λ＞0；ks＞0、α＞0为调节参数；s表示滑模面，由式(14)描述；
Figure BDA0001689146100000181
为θ的估计值，式(18)表示为自适应律。
证明：构造李雅普诺夫方程：
Figure BDA0001689146100000182
对式(19)求导，并联立方程式(5)、式(14)、式(17)，可得：
Figure BDA0001689146100000183
选择自适应律为式(18)，且当η＞|d(t)|+iI|θy|时，有
Figure BDA0001689146100000184
当且仅当s＝0时，
Figure BDA0001689146100000185
因此闭环系统稳定。
说明：在切换函数项(η+|s|α)sign(s)中引入指数函数项|s|α，目的是降低系统的抖振。切换函数项中的常数系数η取得越大时，系统的抖振就会越明显；但是若取得越小，系统趋近滑模面的速度就会越低，甚至会降低跟踪精度。当引入指数函数项后，η的值可以大大减小，这不仅保证了趋近速率，而且降低了系统抖振。
仿真实例
以下给出仿真实例。侧杆与电机的选择必须考虑到驾驶舱的空间占用率及驾驶员的操纵特性，电机作动器不宜过大且能满足伺服作动的需求，握杆的行程范围满足飞行员的操纵舒适度。所以主动侧杆伺服控制系统的实验仿真物理参数选取如表1，表2所示：
表1.PMSM物理参数：
相数 3
定子相电阻 5.6Ω
电枢电感 8.5mH
磁链 0.023V·s
转动惯量 0.41×10<sup>-4</sup>kg·m<sup>2</sup>
极对数 12
电源电压 60V
表2.主动侧杆的物理参数：
转动惯量 6.67×10<sup>-2</sup>kg·m<sup>2</sup>
齿轮箱减速比 1/180
摩擦系数 0.15
弹簧力臂 0.05m
弹簧刚度的初始测量值 240Nm/rad
设置外界扰动为正弦扰动d(t)＝Δsin(t)，弹簧刚度与杆位移成正比，且其变化幅度的最大值为初始测量值的33％。
选择B747飞机为飞机对象，经由小扰动线性化后的B747纵向动力学模型可表示为：
Figure BDA0001689146100000191
其中Xlon＝[V α θ q]T，此纵向状态包括真实空速V，攻角α，俯仰角θ，俯仰角速率q；Ulon＝δe，为升降舵输入。当飞机条件为高度H＝7000m，真空速Vt＝249.8432m/s时，有
Figure BDA0001689146100000192
B747的舵回路可以用一节惯性环节表示：
Figure BDA0001689146100000193
其中，时间常数τ0的值取1/37sec。
人在回路仿真结果如图6中的(a)、(b)以及图7中的(a)、(b)所示。图6中的(a)为俯仰角跟踪响应曲线，由于飞行员手动操纵侧杆，不可避免的会产生跟踪时延，但是整体上看能跟满足系统的稳定跟踪要求，飞行员能通过手动操控飞机侧杆完成飞行任务；图6中的(b)为对应的飞机俯仰角速率响应；图7中的(a)为杆力反馈曲线与飞行员输出力响应曲线(蓝色线为反馈杆力，红色线为飞行员输出力)，杆力的反馈曲线与俯仰角速率响应曲线的变化趋势一致，因此通过杆力反馈可以对飞行员提示飞行状态的变化；图7中的(b)为对应的杆位移输出。
双杆联动仿真结果如图8中的(a)、(b)所示。由于正副驾驶员模型参数选取的不同，导致两驾驶员的输出力不同，如图8中的(a)所示；但是两驾驶员的输出力信号进行交互之后，使得传递到双侧杆伺服控制系统的信号同步一致，最终使得双侧杆同步联动，如图8中的(b)所示。
由图9-图10可见，在存在外界扰动以及弹簧变刚度的情形下，运用PID控制方法时，跟踪误差达到了20％，滑模控制时，跟踪误差为10％，而自适应滑模控制时，跟踪误差低于2％；因此可以认为运用单一的PID控制方法以及滑模控制方法不能满足伺服系统的高精度跟踪要求，而本发明提出的自适应滑模控制器能满足伺服系统的跟踪需求，并且具有强鲁棒性以及自适应的能力。
由图11可见，在切换函数项中加入指数项后，调节系数η的值不需要太大，这不仅能保证趋近速率，而且降低了系统抖振。
本实施例提供的民机主动侧杆伺服跟踪控制系统及伺服控制方法，首先，建立主动侧杆伺服跟踪系统模型，主要包括永磁三相电机模型以及主动侧杆动力学模型。其次，构造被控对象的控制器，控制器包括针对电机转矩伺服跟踪的控制器以及杆位移伺服跟踪控制器，其中，针对杆位移伺服跟踪的自适应滑模控制器是本发明的核心，拥有高动态跟踪以及在弹簧变刚度情形下的自适应能力。通过构造Lyapunov函数并利用Lyapunov稳定性理论，求解出自适应律，从而实现自适应控制器针对弹簧变刚度的自适应能力。最后，仿真验证该发明的可行性。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (7)

1.一种主动侧杆伺服跟踪控制系统，其特征在于，包括：杆力传感器及交叉通道传输部件、杆力及杆位移调节器、主动侧杆杆位移伺服系统以及杆位移传感器；其中：
所述杆力传感器及交叉通道传输部件采集当前驾驶员输出力并传给相应的杆力及杆位移调节器；
所述杆力及杆位移调节器根据当前驾驶员输出力形成驾驶员期望杆位移，并输出杆位移输入指令至主动侧杆杆位移伺服系统；
所述主动侧杆杆位移伺服系统根据杆位移输入指令，输出主动侧杆杆位移至杆位移传感器；
所述杆力及杆位移调节器将飞机状态参数与当前驾驶员输出力一起进行信号综合后输出至主动侧杆杆位移伺服系统，形成力反馈闭合回路；
所述主动侧杆杆位移伺服系统，包括杆位移滑模控制器、三相永磁同步电机伺服系统、齿轮箱、机械链接机构以及驾驶杆；其中：
杆位移滑模控制器，通过握杆角速度反馈和位置反馈，进行控制律解算给出电机的期望转矩，并将信号传递给三相永磁同步电机伺服系统；三相永磁同步电机伺服系统跟踪期望转矩信号，并给出电机的实际转矩；电机转矩最后经由齿轮箱减速，并经过机械连接机构传递转矩信号带动驾驶杆发生偏转，输出杆位移。
2.根据权利要求1所述的主动侧杆伺服跟踪控制系统，其特征在于，所述三相永磁同步电机伺服系统，包括转速调节器、转矩滑模控制器、磁链滑模控制器、开关表以及磁链和转矩观测器；其中：
转速调节器采用比例-积分控制器对电机进行转速调节，通过磁链和转矩观测器观测定子坐标系下的电机定子磁链和电磁转矩，并分别与转矩和磁链的给定值比较，并利用所得差值来控制定子磁链的幅值和矢量相对于磁链的夹角，由转矩滑模控制器和磁链滑模控制器直接输出所需的空间电压矢量，最后由开关表选择适当的电压空间矢量控制磁链的走向，输出电机转矩；其中：
所述磁链滑模控制器的控制率usd为：
usd＝KP|sψe|rsgn(sψe)+∫KIsgn(sψe)
其中，滑模变量为磁通量误差sψe＝ψ*-ψ，ψ*为给定磁通量，ψ为磁通量的观测值，且调节参数KP和KI满足式(10)中所示的稳定性条件；
所述转矩滑模控制器的控制率usq为：
usq＝KP|sTe|rsgn(sTe)+∫KIsgn(sTe)
其中，滑模变量为转矩误差
Figure FDA0003022256100000021
Figure FDA0003022256100000022
为期望转矩，Te为转矩的观测值。
3.根据权利要求2所述的主动侧杆伺服跟踪控制系统，其特征在于，所述三相永磁同步电机为两个，两个三相永磁同步电机垂直设置。
4.一种民机人在回路系统，其特征在于，包括：权利要求1至3中任一项所述的主动侧杆伺服跟踪控制系统，还包括：飞行任务模块、正副驾驶员操纵模型以及民机运动模型及其飞行控制系统；其中：
所述民机主动侧杆伺服跟踪控制系统的杆位移传感器测量主动侧杆杆位移后输送给民机运动模型及其飞行控制系统；
所述飞行任务输入模块部分根据当前飞行要求，产生相应的飞行指令，并将飞行指令输出至正副驾驶员操纵模型；
所述正副驾驶员操纵模型根据飞行指令，形成驾驶员操纵时的神经肌肉与主动侧杆之间的杆力运动关系，得到当前驾驶员输出力；
所述民机运动模型及其飞行控制系统根据民机运动模型以及预置在飞行控制系统中的杆位移自适应控制律解算，计算舵面偏转角并偏转飞机舵面，进而飞机状态发生改变，并将飞机状态参数反馈至民机主动侧杆伺服跟踪控制系统的杆力及杆位移调节器。
5.根据权利要求4所述的民机人在回路系统，其特征在于，在执行飞行任务的整个过程中，飞机的实际飞行状态返回飞行任务模块，飞机实际状态与飞行任务之间的比对形成飞行员侧杆操作飞机的最外回路。
6.一种主动侧杆伺服跟踪控制系统的伺服控制方法，其特征在于，依据权利要求1至3中任一项所述的主动侧杆伺服跟踪控制系统的模型，设计自适应的杆位移滑模控制器u为：
Figure FDA0003022256100000031
所述杆位移滑模控制器的控制律包括等效控制律及切换控制律；自适应滑模控制器u中u#(x)、
Figure FDA0003022256100000032
u±(x)项满足滑模运动可达条件以及李雅普诺夫稳定性条件；其中，切换控制律u±(x)＝(η+|s|α)sign(s)；
其中，u#(x)为不含自适应律的等效控制律，η为调节参数，s为滑模面，α为指数项调节参数。
7.根据权利要求6所述的主动侧杆伺服跟踪控制系统的伺服控制方法，其特征在于，所述自适应的杆位移滑模控制器u，其设计方法具体包括如下步骤：
步骤S1，设计滑模面s(t)为：
Figure FDA0003022256100000033
其中，e＝y-yd代表杆位移跟踪误差，y为实际杆位移，yd为期望杆位移，
Figure FDA0003022256100000034
为跟踪误差对时间的导数，c0为调节参数；
步骤S2，通过求解系统运动保持在滑模面上的必要条件
Figure FDA0003022256100000035
Figure FDA0003022256100000036
为滑模面函数对时间的导数，得到等效控制律u*(x)：
Figure FDA0003022256100000037
Figure FDA0003022256100000038
其中，I表示惯性矩，i表示齿轮箱减速比，C表示摩擦系数，
Figure FDA0003022256100000041
为yd对时间的导数，
Figure FDA0003022256100000042
为y对时间的导数，
Figure FDA0003022256100000043
为yd对时间的二阶导数；
步骤S3，根据李雅普诺夫稳定性条件求解自适应律
Figure FDA0003022256100000044
Figure FDA0003022256100000045
Figure FDA0003022256100000046
其中，
Figure FDA0003022256100000047
为李雅普诺夫函数对时间的导数，
Figure FDA0003022256100000048
为滑模面函数对时间的导数，λ为调节参数，
Figure FDA0003022256100000049
为自适应律对时间的导数；
步骤S4，对切换控制律进行优化，在切换项中加入指数函数项，从而抑制系统抖振：
引入指数函数项|s|α，得到切换控制律即为u±(x)＝(η+|s|α)sign(s)。
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基于主动侧杆技术的人在回路系统建模与多模态引导控制;刘世前;《2016 IEEE Chinese Guidance, Navigation and Control Conference (IEEE CGNCC2016)》;20160814;第2973-2976页 *

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