CN109101034B - 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/短距起降飞机过渡过程控制方法，其特征包括模型线性化、计算期望力矩、消元、使用最速下降法进行优化等计算步骤，通过设计最优化目标与执行器罚函数，在优先控制姿态的前提下，使飞机水平加速(或减速)最大，并使转角以最快速度趋向于期望数值，从而以最快的速度完成过渡过程控制。该方法通过最速梯度下降方法，全面考虑执行器执行能力，可以以较短的时间和平稳的姿态完成过渡过程。同时，在机载计算机上运行时，该方法具有迭代次数少、计算量小的优点，可以在计算能力一般的飞控计算机上部署。

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者在很短距离着陆和起飞的固定翼飞机。该类飞机兼 顾了固定翼飞机高效的气动效率和传统旋翼飞机起降灵活的特性，在军事、民用上有广泛的 应用。垂直/短距飞机具有低速悬停、高速巡航和过渡过程三种飞行状态。其中过渡过程因要 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、计算量和存储量方面保持平衡，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置法、鲁棒控制法、统一速 度控制法、动态逆控制法等。这些控制方法难以在考虑执行器执行能力的情况下，同时兼顾 过渡过程时间和过渡过程的轨迹质量。最后，在控制过程中往往需要对高维度的矩阵进行求 逆运算，计算和存储开销大，不适于机载计算机实时处理运算。

发明内容

本发明的目的在于提供一种鲁棒性好、计算量小的垂直/短距起降飞机飞行控制方法。垂 直短距飞机的过渡过程具有强耦合、强非线性的特点，而过渡过程控制的重点在于控制前向 速度和角度。例如对于倾转旋翼飞机来讲，起飞过渡过程(由悬停转平飞)过渡过程主要目 标是完成向前加速和机翼倾转角从90度到0度的变化。推力矢量垂直短距飞机的起飞过渡过 程目标是完成前向加速和三轴承推力矢量喷管转角从90度到0度的变化。而尾座式飞机的过 渡过程目标是完成前向加速和俯仰角从90度到0度的变化。故对于过渡过程而言，优化目标 函数如下：

J＝-ρ₁F_x+ρ₂δ_N

其中F_x为向前推力，δ_N为待优化角度，ρ₁和ρ₂均为可调参数。对于起飞过渡过程来讲， 控制量应当使得J越小越好，反之亦然。为了在优化轨迹过程中充分考虑执行器的动态，若 假设第i个执行器的极限位置为P_i,l，P_i,h，极限速度为R_i，带宽为ω_i。则每步执行器变化量 必须满足：

P_i,l-u_i ⁽⁰⁾≤Δu_i≤P_i,h-u_i ⁽⁰⁾

-R_i/ω_i≤Δu_i≤R_i/ω_i

为了在优化目标函数中考虑执行器约束，可考虑如下罚函数：

c_i ^p＝1/(P_i,h-u_i ⁽⁰⁾-Δu_i)+1/(Δu_i+u_i ⁽⁰⁾-P_i,l)

c_i ^r＝max(0,Δu_i ²-(R_i/ω_i)²)

其中c_i ^p表示第i个执行器的位置饱和罚函数的值，c_i ^r表示第i个执行器速度饱和的罚函数数 值。则对于起飞过渡过程，优化问题转化为：

其中ρ₃，ρ₄均为可调参数，范围是(0,10)。由于垂直短距飞机在过渡过程中如果姿态不问， 则飞机很容易发生危险。故根据当前期望姿态，可算出期望力矩。以俯仰角为例，如果使用

表示在过渡过程中期望的俯仰角大小，则期望产生的力矩

为：

其中k₁和k₂分别代表可调节的比例增益，θ和q分别代表当前飞机的俯仰角和俯仰角速度。对于某一特定飞行状态，若有n_C个控制量，则关于力矩的线性化方程可写为

其中ΔM为当前力矩的变化量，Δu_i是第i个控制量的变化量，a_i为线性化所得系数。则可根据该式消去一个优化量，以确保达到期望力矩。在消元完成后，使用最速梯度下降法求得Δu_i， 再结合当前控制量u_i，相加记得到下一时刻控制输入。

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，在过渡过程中不出 现执行器饱和的现象。

(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。

(4)由于该方法每一步都在飞机稳定的前提下，取得了最大加速度，故具有较短的过渡过 程时间。

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。以推力矢量垂直短距飞机纵向运动方程为例：

其中F_x,F_z和M_y满足：

其中γ是航迹角，ρ是空气密度，V是真空速。C_L,C_D和C_m分别是飞机的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数。从(2)式中可以看出，系统具有很强的非线性。飞机纵向状态变量包括四个变量，依次是x＝[V_xg V_zg qθ]。其中V_xg是地面坐标系x轴的速度。而V_zg是地面 坐标系z轴的速度，其正方向是指向地面的。q是俯仰角速度，θ代表飞机俯仰角。飞机的控 制量为u＝[δ_e T_F δ_F T_N δ_N]。其中δ_e代表升降舵偏角。T_F和T_N分别代表升力风扇推力 和主发动机推力。δ_N是三轴承推力矢量喷管的纵向偏转角。δ_F代表升力风扇的偏转角。

为了使得垂直短距飞机在最短时间内，使速度达到目标速度并使三轴承推力矢量转角转 到目标转角，则需优化控制量u使得在满足俯仰力矩约束的条件下目标函数J最小。即：

其中c_i ^p和c_i ^r分别表示第i个执行器的位置饱和罚函数以及速率饱和罚函数。则对于特定的飞 行状态，可将非线性状态方程线性化为：

ΔM＝a₁Δu₁+a₂Δu₂+a₃Δu₃+a₄Δu₄+a₅Δu₅

Δu₁，Δu₂，Δu₃，Δu₄，Δu₅分别为控制量δ_e，T_F，δ_F，T_N，δ_N的变化量。则可将上式变化为：

Δu₄＝(ΔM-a₁Δu₁-a₂Δu₂-a₃Δu₃-a₅Δu₅)/a₄

可代入优化目标中进行消元。消元完成后，目标函数成为Δu₁，Δu₂，Δu₃，Δu₅的函数，通 过最速梯度下降法，可求出四个控制变化量。结合当前控制量，则可得到下一时刻控制量。

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)根据飞行状态进行小扰动线性化，计算线性模型。

(3)根据期望姿态计算期望力矩。

(4)根据线性化模型针对控制量进行消元。

(5)使用最速下降法优化得到控制量。

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：

S1.设计垂直/短距飞机的优化目标函数为J＝-ρ₁F_x+ρ₂δ_N；其中F_x是动力系统产生的前向力，δ_N代表角度，ρ₁和ρ₂均为可调参数，范围均为(0,10)；

S2.针对垂直/短距起降飞机执行器执行能力设计罚函数；对于位置饱和，罚函数形式为c^p＝1/(P_h-u-Δu)+1/(Δu+u-P_l)，其中u是当前执行器位置，P_h和P_l分别是执行器的位置极限，Δu是待优化变量，c^p是罚函数数值；对于速率饱和，罚函数形式为c_i ^r＝max(0,Δu_i ²-(R_i/ω_i)²)，其中R_i是执行器最大速率，ω_i是执行器带宽；

S3.确定控制器切换条件；对于悬停转平飞过渡过程来讲，由前向速度V_xg的最小值和偏转角δ_N的最大值组成；对于平飞转悬停过渡过程来讲，由前向速度V_xg的最大值和偏转角δ_N的最小值组成。

S4.根据当前姿态计算期望补偿力矩，并进行消元；对于某一特定飞行状态，若有n_c个控制量，则关于力矩的线性化方程可写为

其中ΔM为当前力矩的变化量，Δu_i是第i个控制量的变化量，a_i为线性化所得系数；则可根据该式消去一个优化量，以确保达到期望力矩；

S5.在线优化消元后的目标函数得到控制输出；

S6.当飞机的空速达到巡航速度后，即开始切换为常规控制器。

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