CN111290420A - 飞行器飞行姿态控制系统和方法 - Google Patents

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于治楼
唐铭浩
梁记斌
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    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
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Abstract

本申请涉及一种飞行器飞行姿态控制系统和方法。所述系统包括：状态空间模块、PID模块；PID模块的输入为外部输入信号，PID模块的输出作为状态空间模块的输入，状态空间模块包括第一输出和第二输出；第一输出用于控制飞行器的俯仰角速率，第二输出用于控制飞行器的俯仰角；第一输出还作为状态空间模块的输入的第一负反馈信号，第二输出作为PID模块输入的第二负反馈信号。本发明的系统和方法通过将输出的俯仰角速率、俯仰角与PID控制相结合形成双闭环负反馈，实现了俯仰角速率峰值的明显降低，从而提升了飞行器内乘客的舒适度；并且没有付出俯仰角跟踪调节时间增加的代价，反而使调节时间有所减小，使飞行器的安全得到了更大的保障。

Description

飞行器飞行姿态控制系统和方法
技术领域
本申请涉及数据处理技术领域，尤其涉及一种飞行器飞行姿态控制系统和控制方法。
背景技术
俯仰角被定义为机体轴与水平面之间的夹角，当飞行器上仰时定义俯仰角为正，俯仰角是飞行器姿态控制的一个重要参数。在实现俯仰角跟踪时，我们希望能够做到稳定、快速、精准。另一方面，俯仰角速率也具有重要的参考意义。俯仰角速率即是俯仰角对于时间的导数。安全因素重要的体现是飞行器的迎角。迎角被定义为飞行速度矢量在飞行器对称平面上的投影与机体轴之间的夹角，当投影线在机体轴上方时定义迎角为正。飞行器必须在一定的迎角范围之内飞行，否则当迎角超过某一数值使飞行器产生的升力小于重力时，就会发生失速。很多航空事故的原因都是飞机失速，具体的表现有飞机抖动、机身摇晃、操纵失常甚至飞机直接坠落。
传统的飞行器控制方法都尽可能的加快俯仰角跟踪的响应速度以尽可能的实现俯仰角最快速的根据，但此种方式会造成跟踪过程中俯仰角速率较大。然而对于载客类飞行器，俯仰角速率与舒适度直接相关，对于乘客而言较大的俯仰角速率会引起不适亟需改进。
发明内容
基于此，有必要针对上述技术问题提供一种能够兼顾快速跟踪俯仰角和俯仰角速率合理控制的飞行器飞行姿态控制系统和控制方法。
一种飞行器飞行姿态控制系统，所述系统包括：状态空间模块、PID模块；
所述PID模块的输入为外部输入信号，所述PID模块的输出作为所述状态空间模块的输入，所述状态空间模块包括第一输出和第二输出；
所述第一输出用于控制飞行器的俯仰角速率，所述第二输出用于控制飞行器的俯仰角；
所述第一输出还作为所述状态空间模块的输入的第一负反馈信号，所述第二输出作为所述PID模块输入的第二负反馈信号。
在其中一个实施例中，所述状态空间模块还包括第三输出，所述第三输出用于控制飞行器的迎角。
在其中一个实施例中，所述PID模块包括：第一增益模块、第二增益模块和第三增益模块；
所述第一增益模块用于调整比例环节的信号增益；
所述第二增益模块用于调整积分环节的信号增益；
所述第三增益模块用于调整微分环节的信号增益。
在其中一个实施例中，还包括第四增益模块，所述第四增益模块用于将调整所述第一负反馈信号的增益。
在其中一个实施例中，所述第一增益模块的增益倍数设置为，所述第二增益模块的增益倍数设置为，所述第三增益模块13的增益倍数设置为3.3。
在其中一个实施例中，所述第四增益模块的增益倍数设置为3。
在其中一个实施例中，所述外部输入信号为阶跃信号。
在其中一个实施例中，所述飞行器包括：滑翔机、客机、直升机。
在其中一个实施例中，所述状态空间模块为多输入多输出，所述状态空间模块的状态方程表达式为：
Figure BDA0002407142120000021
y＝Cx+Du 公式二；
其中，A、B、C和D均为矩阵，
Figure BDA0002407142120000031
Figure BDA0002407142120000032
u为输入，y为输出，x是中间状态。
一种飞行器飞行姿态控制方法，所述飞行器采用以上所述的系统，所述方法包括：根据所述系统的第一输出和第二输出分别控制飞行的迎角和仰角以调整飞行姿态。
上述飞行器飞行姿态控制系统和方法，通过将输出的俯仰角速率、俯仰角与PID控制相结合形成双闭环负反馈，实现了俯仰角速率峰值的明显降低，从而提升了飞行器内乘客的舒适度；并且没有付出俯仰角跟踪调节时间增加的代价，反而使调节时间有所减小，使飞行器的安全得到了更大的保障。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的实施例。
图1为一个实施例中一种飞行器飞行姿态控制系统结构框图；
图2为另一个实施例中迎角响应仿真曲线；
图3为另一个实施例中俯仰角速率响应仿真曲线；
图4为另一个实施例中俯仰角响应仿真曲线。
附图标记说明：
1：PID模块；
11：第一增益模块；
12：第二增益模块；
13：第三增益模块；
2：状态空间模块；
21：第一输出；
22：第二输出；
23：第三输出；
3：外部输入信号；
4：第四增益模块。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明实施例进一步详细说明。
需要说明的是，本发明实施例中所有使用“第一”和“第二”的表述均是为了区分两个相同名称非相同的实体或者非相同的参量，可见“第一”“第二”仅为了表述的方便，不应理解为对本发明实施例的限定，后续实施例对此不再一一说明。
请参照图1所示，本申请提供的一种飞行器飞行姿态控制系统，具体的该系统包括：状态空间模块2、PID模块1；
所述PID模块1的输入为外部输入信号3，所述PID模块1的输出作为所述状态空间模块2的输入，所述状态空间模块2包括第一输出21和第一输出22；
所述第一输出21用于控制飞行器的俯仰角速率，所述第一输出22用于控制飞行器的俯仰角；
所述第一输出21还作为所述状态空间模块2的输入的第一负反馈信号，所述第一输出22作为所述PID模块1输入的第二负反馈信号。
上述飞行器飞行姿态控制系统，通过将输出的俯仰角速率、俯仰角与PID控制相结合形成双闭环负反馈，实现了俯仰角速率峰值的明显降低，从而提升了飞行器内乘客的舒适度；并且没有付出俯仰角跟踪调节时间增加的代价，反而使调节时间有所减小，使飞行器的安全得到了更大的保障。
较佳的，在具体实施过程中，由于乘坐人员对俯仰角速率的感应比较直接，所述飞行器飞行姿态控制系统更适合携带乘客的飞行器例如：滑翔机、客机、直升机
在另一个实施例中，请继续参照图1所示，所述状态空间模块2还包括第三输出23，所述第三输出23用于控制飞行器的迎角。
在另一个实施例中，所述PID模块1包括：第一增益模块11、第二增益模块12和第三增益模块；
所述第一增益模块11用于调整比例环节的信号增益；
所述第二增益模块12用于调整积分环节的信号增益；
所述第三增益模块用于调整微分环节的信号增益。
在又一个实施例中，在前述实施例的基础上，该系统还包括第四增益模块4，所述第四增益模块4用于将调整所述第一负反馈信号的增益。
举例来说在具体实施过程中，所述第一增益模块11的增益倍数设置为18，所述第二增益模块12的增益倍数设置为0.3，所述第三增益模块的增益倍数设置为3.3，所述第四增益模块4的增益倍数设置为3，较佳的所述外部输入信号3为阶跃信号。
需要特别说明的是，本实施例中第一增益模块值、第二增益模块值第三增益模块和第四增益模块的放大倍数仅用于举例说明，在实施过程中使用者可根据实际的调节需要调整各增益模块的增益值。
在又一个实施例中，所述状态空间模块2为多输入多输出，具体的包括PID模块1的输出和的第一负反馈信号，输出可以是三输出或者两输出，在实施过程中可通过下述公式1至公式2计算出多个输出信号：
Figure BDA0002407142120000051
y＝Cx+Du 公式2；
其中，A、B、C和D均为矩阵，
Figure BDA0002407142120000061
Figure BDA0002407142120000062
u为输入，y为输出，x是中间状态。
另一方面，本法提供了一种飞行器飞行姿态控制方法，所述飞行器采用以上所述的飞行器飞行姿态控制系统，具体的该方法包括：根据所述系统的第一输出和第二输出分别控制飞行的迎角和仰角以调整飞行姿态。
上述飞行器飞行姿态控制方法，通过将输出的俯仰角速率、俯仰角与PID控制相结合形成双闭环负反馈，实现了俯仰角速率峰值的明显降低，从而提升了飞行器内乘客的舒适度；并且没有付出俯仰角跟踪调节时间增加的代价，反而使调节时间有所减小，使飞行器的安全得到了更大的保障。
在另一个实施例中，采用MATLAB中的可视化仿真工具simulink对图1所示飞行器飞行姿态控制系统进行仿真，并使用simout模块将仿真计算的数据保存到工作空间(workplace)，仿真计算结束后得到如图4所述示俯仰角速率响应仿真曲线(即第一输出)，如图3俯仰角响应仿真曲线(即第二输出)，以及如图2仰角响应仿真曲线(即第三输出)。
请参照图2-图4所示，迎角在响应时间为0.716秒时出现峰值为0.6390rad，迎角响应曲线整体光滑连续，曲线的变化轨迹没有突变；迎角也没有变为负值，从而使飞行器不会出现失速现象，迎角的波动程度在合理范围之内。在响应时间为0.159秒时，俯仰角速率出现峰值2.052rad/s。2.894秒之后，俯仰角速率大小在±0.01rad/s之内并不断向0逼近；俯仰角响应曲线无超调，在±0.5％误差范围的前提下调节时间为3.519秒。通过以上仿真数据可以确定俯仰角速率峰值的明显降低，从而使飞行器内乘客的舒适度明显增加；此外，本发明系统也没有付出“俯仰角跟踪调节时间增加”的代价而使调节时间有所减小；迎角也明显减小，使飞行器的安全得到了更大的保障。因此双闭环PID控制器两方面均实现了控制性能的改善。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种飞行器飞行姿态控制系统，其特征在于，所述系统包括：状态空间模块、PID模块；
所述PID模块的输入为外部输入信号，所述PID模块的输出作为所述状态空间模块的输入，所述状态空间模块包括第一输出和第二输出；
所述第一输出用于控制飞行器的俯仰角速率，所述第二输出用于控制飞行器的俯仰角；
所述第一输出还作为所述状态空间模块的输入的第一负反馈信号，所述第二输出作为所述PID模块输入的第二负反馈信号。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述状态空间模块还包括第三输出，所述第三输出用于控制飞行器的迎角。
3.根据权利要求1或2所述的系统，其特征在于，所述PID模块包括：第一增益模块、第二增益模块和第三增益模块；
所述第一增益模块用于调整比例环节的信号增益；
所述第二增益模块用于调整积分环节的信号增益；
所述第三增益模块用于调整微分环节的信号增益。
4.根据权利要求3所述的系统，其特征在于，还包括第四增益模块，所述第四增益模块用于将调整所述第一负反馈信号的增益。
5.根据权利要求4所述的系统，其特征在于，所述第一增益模块的增益倍数设置为18，所述第二增益模块的增益倍数设置为0.3，所述第三增益模块的增益倍数设置为3.3。
6.根据权利要求5所述的系统，其特征在于，所述第四增益模块的增益倍数设置为3。
7.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述外部输入信号为阶跃信号。
8.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述飞行器包括：滑翔机、客机、直升机。
9.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述状态空间模块为多输入多输出，所述状态空间模块的状态方程表达式为：
Figure FDA0002407142110000021
y＝Cx+Du 公式二；
其中，A、B、C和D均为矩阵，
Figure FDA0002407142110000022
Figure FDA0002407142110000023
u为输入，y为输出，x是中间状态。
10.一种飞行器飞行姿态控制方法，其特征在于，所述飞行器采用如权利要求1-9任一项所述的系统，所述方法包括：根据所述系统的第一输出和第二输出分别控制飞行的迎角和仰角以调整飞行姿态。
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