CN112015194B - 一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法，该方法具体为：步骤一、建立舰载机纵向运动非线性模型；步骤二、针对步骤一中非线性模型形式，设计二阶h‑γ串级自抗扰控制器，采用扩张状态观测器分别观测高度状态变量和下滑角状态变量，并形成状态误差反馈和扰动补偿，得到G_L(δ)；步骤三、针对步骤一中非线性模型形式，设计二阶θ‑q串级自抗扰控制器，采用扩张状态观测器分别观测姿态角状态变量和角速度状态变量，并形成状态误差反馈和扰动补偿，得到C_m(δ)；根据C_L(δ)和C_m(δ)，通过使用加权伪逆法进行控制分配，得到实际的舵偏量。本发明加快了舰载机控制系统响应速度，有效的提高了舰载机的控制精度和抗扰能力。

Description

一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法

技术领域

本发明属于飞行控制领域。

背景技术

舰载机是航空母舰的重要攻击力量，在现代海战中发挥着不可替代的作用。而舰载机在着舰末端过程中会受到强烈的舰尾流影响而产生气动力和力矩，使舰载机的轨迹和姿态受到强烈的波动，给舰载机带来不希望的动态载荷，严重时会使舰载机无法安全着舰，所以如何抑制舰尾流扰动是必须要考虑的问题。传统PID控制器存在“快速性”和超调量之间的矛盾，在着舰末端难以达到较好的控制效果。因此，研究设计一种能够抑制舰尾流扰动的控制方法具有重要意义。

在常规控制中，轨迹控制过程中，需要先通过飞机的升降舵等改变飞机的姿态，从而改变飞机在机体坐标系下力的方向，达到控制飞机高度的目的，该方法存在着较大的耦合，且从操纵到轨迹改变存在时间滞后，从而影响飞机的控制效果。

发明内容

发明目的：为解决现有技术存在较大的耦合导致控制效果不高、抗风扰能力较差等问题，本发明提供了一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法。

技术方案：本发明提供了一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法，具体包括入如下步骤：

步骤1：基于航迹坐标系，考虑舰尾流影响，建立舰载机纵向运动非线性模型；

步骤2：针对步骤1中的非线性模型，建立二阶h-γ串级自抗扰控制器，具体为：基于舰载机的状态，预设舰载机的高度h_g,基于高度h_g和舰载机的实时高度h，建立h自抗扰控制器，得到舰载机高度的补偿量，并基于舰载机高度的补偿量和舰载机的实时下滑角γ，建立γ自抗扰控制器，从而得到舰载机的舵面偏转产生的升力系数变化量C_L(δ)；

步骤3：针对步骤1中的非线性模型，建立二阶θ-q串级自抗扰控制器，具体为：基于舰载机的状态，预设舰载机的姿态角θ_g,基于姿态角θ_g和舰载机的实时姿态角θ，建立θ自抗扰控制器，得到舰载机姿态角的补偿量，并基于舰载机姿态角的补偿量和舰载机的实时角速度q，建立q自抗扰控制器，从而得到舰载机舵面偏转产生的俯仰力矩系数变化量C_m(δ)；

步骤4：采用加权伪逆法对C_L(δ)和C_m(δ)进行控制分配，得到舰载机各个舵面的实际舵偏控制量，基于该控制量对各个舵面进行控制。

进一步的，所述步骤1中纵向运动非线性模型为：

其中，α为舰载机实际迎角，V为舰载机航迹速度，m为舰载机质量，F_T为推力，g为重力加速度，I_yy为转动惯量，D为阻力，α_w为迎角中舰尾流扰动造成的部分，L为升力，M为舰载机在飞行过程中受到的气动俯仰力矩，字母上的点均表示该字母代表的参数的一阶导数；

其中L为：

L＝L₀+L_δ

L₀为舰载机的飞行状态和结构决定的升力，L_δ为舵面偏转所产生的升力，分别表示为：

其中n为需要偏转的舵面数量，ρ为空气密度，S为机翼面积，c为平均气动弦长，C_L0、C_Lα、C_Lq和C_Lδ为气动导数；

舰载机在飞行过程中受到的气动俯仰力矩M为：

M＝M₀+M_δ

式中，M₀为舰载机的飞行结构决定的俯仰力矩，M_δ为舵面偏转所产生的俯仰力矩：

其中，Vt为空速，C_m0、C_mα、C_mq和C_mδ为俯仰力矩系数。

进一步的，所述步骤2中的h自抗扰控制器包括：高度扩张状态观测器、高度跟踪微分器和高度状态误差反馈和扰动补偿方程；

所述高度跟踪微分器为：

其中，z₁₁为h_g的跟踪信号，z₁₂为h_g的跟踪信号的微分信号，k₁为常数，d为高度跟踪微分器的滤波参数，ε为高度跟踪微分器的非线性参数；

函数f(.)的表达式如下所示：

e为误差，d为函数f(.)的滤波参数，ε为函数f(.)的非线性参数；

所述高度扩张状态观测器为：

式中，e_h为高度估计值与实际值之间的误差值，z₂₁为h的估计值，z₂₂为h一阶导数的估计值，z₂₃为扩张的高度状态变量，β₂₁，β₂₂和β₂₃均为系数，e_h为估计值与实际值之间的差值，

为跟踪微分器产生的跟踪微分信号与高度扩张状态观测器的状态估计形成的误差量进行非线性组合并经过扰动补偿后产生的输出量；ε₁为高度扩张状态观测器的非线性参数，d₁为高度扩张状态观测器的滤波参数；

高度的状态误差反馈和扰动补偿方程为：

其中β₃₁、β₃₂为系数，e₁和e₂均为误差值，

为舰载机高度的扰动补偿量；

所述γ自抗扰控制器包括下滑角扩张状态观测器以及下滑角状态误差和扰动补偿方程；

所述下滑角扩张状态观测器为：

其中，z₁为γ的估计值，z₂为γ一阶导数的估计值，e_γ为下滑角估计值与实际值之间的误差值，β₁和β₂为系数，d₂为下滑角扩张状态观测器的滤波参数，ε₂为下滑角扩张状态观测器的非线性参数，F_γ为舰载机系统的已知动态，G_γ为舰载机舵面的控制效率；

所述下滑角状态误差和扰动补偿方程为：

e₃＝γ_g-z₁

γ_g为下滑角控制指令，e₃为误差值，β₃为系数。

进一步的，所述步骤3中，θ自抗扰控制器包括：姿态角扩张状态观测器、跟踪微分器和姿态角状态误差反馈和扰动补偿方程；

所述跟踪微分器为：

其中，z₁₁′为θ_g的跟踪信号，z₁₂′为θ_g的跟踪信号的微分信号，k₂为常数，d′为跟踪微分器的滤波参数，ε′为跟踪微分器的非线性参数；

函数f(.)的表达式如下所示：

e为误差，d为f(.)函数的滤波参数，ε为f(.)函数的非线性参数；

所述姿态角扩张状态观测器为：

式中，z₂₁′为θ的估计值，z₂₂′为θ一阶导数的估计值，e_θ为姿态角估计值与实际之间的误差值，z₂₃′为扩张的姿态角状态变量，β₂₁′，β₂₂′和β₂₃′均为系数，e_θ为估计值与实际值之间的差值，

为跟踪微分器产生的跟踪微分信号与姿态角扩张状态观测器的状态估计形成的误差量进行非线性组合并经过扰动补偿后产生的输出量，ε₁′为姿态角扩张状态观测器的非线性参数，d₁′为姿态角扩张状态观测器的滤波参数；

所述姿态角状态误差反馈和扰动补偿方程为：

其中，β₃₁′和β₃₂′为系数，

为舰载机姿态角的扰动补偿量，e₁′和e₂′均为误差值；

所述q自抗扰控制器包括角速度扩张状态观测器以及角速度状态误差反馈和扰动补偿方程；

所述角速度q扩张状态观测器为：

其中，z₁′为q的估计值，z₂′为q的一阶导数的估计值，β₁′和β₂′为系数，G_q为舵面的力矩控制效率，e_q为角速度估计值和实际值之间的误差值；

所述角速度状态误差反馈和扰动补偿方程为：

其中，q_g为角速度控制指令，e₄为角速度控制指令与角速度估计值之间的误差值，β₃′为系数。

进一步的，所述步骤4中实际的舵偏量u为

其中，B_e为舰载机的控制效率矩阵，W_u为加权矩阵：

W_u＝diag(1/u_1max,1/u_2max,...1/u_mmax)

其中u_mmax为第A个舵面偏转的最大角度，所述A为舰载机舵面的总个数。

有益效果：本发明通过采用扩张状态观测器分别对扰动进行实时跟踪估计，进而用补偿的方法来消除舰尾流对舰载机姿态和轨迹的影响，能在一定程度上消除耦合，减小时间滞后，加快舰载机控制系统响应速度，增强抗扰动能力，从而有效的提高了舰载机的控制精度，提升了着舰成功率。

附图说明

图1为本发明的总体控制方案图；

图2为本发明中舰载机的轨迹控制通道抗扰的原理框图；

图3为本发明中舰载机的姿态控制通道抗扰的原理框图。

具体实施方式

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

如图1所示，本实施例提供一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法，具体包括如下步骤：

步骤1：基于航迹坐标系，考虑舰尾流影响，建立舰载机纵向运动非线性模型。

步骤2：针对步骤一中的非线性模型，建立二阶h-γ串级自抗扰控制器，采用扩张状态观测器(ESO)分别观测高度状态变量和下滑角状态变量，并形成状态误差反馈和扰动补偿，得到虚拟输出；具体为：基于舰载机的状态，预设舰载机的高度h_g,基于高度h_g、舰载机的实时高度h，建立h自抗扰控制器，得到舰载机高度的补偿量，并基于舰载机高度的补偿量和舰载机的实时下滑角γ，建立γ自抗扰控制器，从而得到舰载机的舵面偏转产生的升力系数变化量C_L(δ)。

步骤3：针对步骤一中的非线性模型，建立二阶θ-q串级自抗扰控制器，采用扩张状态观测器(ESO)分别观测姿态角状态变量和角速度状态变量，并形成状态误差反馈和扰动补偿，得到虚拟输出，具体为：基于舰载机的状态预，设舰载机的姿态角θ_g,基于姿态角θ_g、舰载机的实时姿态角θ，建立θ自抗扰控制器，得到舰载机姿态角的补偿量，并基于舰载机姿态角的补偿量和舰载机的实时角速度q，建立q自抗扰控制器，从而得到舰载机舵面偏转产生的俯仰力矩系数变化量C_m(δ)。

步骤4：根据步骤二和步骤三得到的C_L(δ)和C_m(δ)，通过使用加权伪逆法进行控制分配，得到各个舵面的实际舵偏控制量，基于该控制量对各个舵面进行控制。

优选的，所述步骤1中纵向运动非线性模型为：

其中，α为舰载机实际迎角，V为舰载机航迹速度,

为下滑角的一阶导数，m为舰载机质量，F_T为推力，

为姿态角的导数，g为重力加速度，I_yy为转动惯量，D为阻力，α_w为迎角中舰尾流扰动造成的部分，L为升力，M为舰载机在飞行过程中受到的气动俯仰力矩，字母上的点均表示该字母代表的参数的一阶导数；

其中L为：

L＝L₀+L_δ (2)

L₀为舰载机的飞行状态和结构决定的升力，L_δ为舵面偏转所产生的升力，分别表示为：

其中n为需要偏转的舵面数量，ρ为空气密度，S为机翼面积，c为平均气动弦长，C_L0、C_Lα、C_Lq和C_Lδ为气动导数；

舰载机在飞行过程中受到的气动俯仰力矩M为：

M＝M₀+M_δ (5)

式中，M₀为舰载机的飞行结构决定的俯仰力矩，M_δ为舵面偏转所产生的俯仰力矩

其中，Vt为空速，C_m0、C_mα、C_mq和C_mδ为俯仰力矩系数。

优选的，如图2所示，所述步骤2中的h自抗扰控制器包括：高度扩张状态观测器、高度跟踪微分器、高度状态误差反馈和扰动补偿方程；

所述高度扩张状态观测器为：

式中，z₂₁为h的估计值，z₂₂为h一阶导数的估计值，z₂₃为扩张的高度状态变量，β₂₁，β₂₂和β₂₃均为系数，e_h为估计值与实际值之间的差值，

为跟踪微分器产生的跟踪和微分信号与高度扩张状态观测器的状态估计形成的误差量(即舰载机高度的扰动补偿量

)进行非线性组合并经过扰动补偿后产生的输出量；ε₁为姿态角扩张状态观测器的非线性参数，d₁为高度扩张状态观测器的滤波参数；

函数f(.)的表达式如下所示：

e为误差，d为f(.)的滤波参数，ε为f(.)的非线性参数；

所述高度跟踪微分器为：

其中，z₁₁为h_g的跟踪信号，z₁₂为h_g的跟踪信号的微分信号，k₁为常数，d为高度跟踪微分器的滤波参数，ε为高度跟踪微分器的非线性参数。

高度的状态误差反馈和扰动补偿方程为：

其中β₃₁、β₃₂为系数，

为舰载机高度的扰动补偿量；

如图2所示，所述γ自抗扰控制器包括下滑角扩张状态观测器以及下滑角状态误差和扰动补偿方程；

将公式1中第四个方程改写为以下形式：

其中

为h的一阶导数

由式8和式12可以得到：

γ_h为高度误差引起的下滑角变化量。

下面针对下滑角γ回路设计一个下滑角γ扩张状态观测器：

考虑到舰尾流影响，将式1中的第一个方程改写为：

将式2、3和式4带入得公式14：

其中，F_γ为飞机系统的已知动态，G_γ为舵面的控制效率，f为系统误差以及舰尾流对舰载机的影响；

F_T为飞机的推力

以系统观测到的下滑角γ和舰载机的舵面偏转产生的升力系数变化量C_L(δ)来构造扩张状态观测器，方程如下：

其中，z₁为γ的估计值，z₂为γ一阶导数的估计值，β₁和β₂为系数，d₂为下滑角扩张状态观测器的滤波参数，ε₂为下滑角扩张状态观测器的非线性参数；

有别于式(11)，所述下滑角状态误差和扰动补偿为：

γ_g为下滑角控制指令。

优选的，如图3所示，所述步骤3中，θ自抗扰控制器包括：姿态角扩张状态观测器、跟踪微分器、姿态角状态误差反馈和扰动补偿；

所述姿态角扩张状态观测器为：

式中，z₂₁′为θ的估计值，z₂₂′为θ一阶导数的估计值，z₂₃′为扩张的姿态角状态变量，β₂₁′，β₂₂′和β₂₃′均为系数，e_θ为估计值与实际值之间的差值，

跟踪微分器产生的跟踪和微分信号与姿态角扩张状态观测器的状态估计形成的误差量(即姿态角的扰动补偿环节的输出量

)进行非线性组合并经过扰动补偿后产生的输出量，ε₁′为姿态角扩张状态观测器的非线性参数，d₁′为姿态角扩张状态观测器的滤波参数。

所述跟踪微分器(过渡方程)为：

其中，z₁₁′为θ_g的跟踪信号，z₁₂′为θ_g的跟踪信号的微分信号，k₂为常数，d′为姿态角跟踪微分器的滤波参数，ε′为姿态角跟踪微分器的非线性参数；

状态误差反馈和扰动补偿方程为：

其中，e₁′为跟踪飞机姿态角输入的误差，e₂′为跟踪飞机姿态角输入的一阶导数的误差，

为姿态角的扰动补偿环节的输出量；

由根据公式1中第二个方程及式20可得：

q_θ为由姿态角误差引起的角速度q变化量。

下面针对角速度q设计一个扩张状态观测器。

将公式20带入到式1中的第三个方程得角速度变化率

考虑舰尾流影响，将式24展开得：

其中，G_q为舵面的力矩控制效率，定义为：

以飞机系统观测输出q和C_m(δ)构造一个扩张状态观测器：

其中，其中，z₁′为q的估计值，z₂′为q的一阶导数的估计值，β₁′和β₂′为系数；状态误差反馈和扰动补偿方程为：

β₃′为系数。

优选的，所述步骤四中实际的舵偏量u为

其中，B_e为飞机的控制效率矩阵，W_u为加权矩阵：

W_u＝diag(1/u_1max,1/u_2max,...1/u_mmax) (30)

其中u_mmax为第A个舵面偏转的最大角度，所述A为舰载机舵面的总个数。

上面结合附图对本发明的实施方式作了详细说明，但是本发明并不限于上述实施方式，在本领域普通技术人员所具备的知识范围内，还可以在不脱离本发明宗旨的前提下做出各种变化。

Claims (4)

1.一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法，其特征在于，具体包括入如下步骤：

步骤1：基于航迹坐标系，考虑舰尾流影响，建立舰载机纵向运动非线性模型；

步骤2：针对步骤1中的非线性模型，建立二阶h-γ串级自抗扰控制器，具体为：基于舰载机的状态，预设舰载机的高度h_g,基于高度h_g和舰载机的实时高度h，建立h自抗扰控制器，得到舰载机高度的补偿量，并基于舰载机高度的补偿量和舰载机的实时下滑角γ，建立γ自抗扰控制器，从而得到舰载机的舵面偏转产生的升力系数变化量C_L(δ)；

步骤3：针对步骤1中的非线性模型，建立二阶θ-q串级自抗扰控制器，具体为：基于舰载机的状态，预设舰载机的姿态角θ_g,基于姿态角θ_g和舰载机的实时姿态角θ，建立θ自抗扰控制器，得到舰载机姿态角的补偿量，并基于舰载机姿态角的补偿量和舰载机的实时角速度q，建立q自抗扰控制器，从而得到舰载机舵面偏转产生的俯仰力矩系数变化量C_m(δ)；

步骤4：采用加权伪逆法对C_L(δ)和C_m(δ)进行控制分配，得到舰载机各个舵面的实际舵偏控制量，基于该控制量对各个舵面进行控制；

所述步骤1中纵向运动非线性模型为：

其中，α为舰载机实际迎角，V为舰载机航迹速度，m为舰载机质量，F_T为推力，g为重力加速度，I_yy为转动惯量，D为阻力，α_w为迎角中舰尾流扰动造成的部分，L为升力，M为舰载机在飞行过程中受到的气动俯仰力矩，字母上的点均表示该字母代表的参数的一阶导数；

其中L为：

L＝L₀+L_δ

L₀为舰载机的飞行状态和结构决定的升力，L_δ为舵面偏转所产生的升力，分别表示为：

其中n为需要偏转的舵面数量，ρ为空气密度，S为机翼面积，c为平均气动弦长，C_L0、C_Lα、C_Lq和C_Lδ为气动导数；

舰载机在飞行过程中受到的气动俯仰力矩M为：

M＝M₀+M_δ

式中，M₀为舰载机的飞行结构决定的俯仰力矩，M_δ为舵面偏转所产生的俯仰力矩：

其中，Vt为空速，C_m0、C_mα、C_mq和C_mδ为俯仰力矩系数。

2.根据权利要求1所述的一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法，其特征在于，所述步骤2中的h自抗扰控制器包括：高度扩张状态观测器、高度跟踪微分器和高度状态误差反馈和扰动补偿方程；

所述高度跟踪微分器为：

其中，z₁₁为h_g的跟踪信号，z₁₂为h_g的跟踪信号的微分信号，k₁为常数，d为高度跟踪微分器的滤波参数，ε为高度跟踪微分器的非线性参数；

函数f(.)的表达式如下所示：

e为误差，d为函数f(.)的滤波参数，ε为函数f(.)的非线性参数；

所述高度扩张状态观测器为：

式中，e_h为高度估计值与实际值之间的误差值，z₂₁为h的估计值，z₂₂为h一阶导数的估计值，z₂₃为扩张的高度状态变量，β₂₁，β₂₂和β₂₃均为系数，e_h为估计值与实际值之间的差值，

为跟踪微分器产生的跟踪微分信号与高度扩张状态观测器的状态估计形成的误差量进行非线性组合并经过扰动补偿后产生的输出量；ε₁为高度扩张状态观测器的非线性参数，d₁为高度扩张状态观测器的滤波参数；

高度的状态误差反馈和扰动补偿方程为：

其中β₃₁、β₃₂为系数，e₁和e₂均为误差值，

为舰载机高度的扰动补偿量；

所述γ自抗扰控制器包括下滑角扩张状态观测器以及下滑角状态误差和扰动补偿方程；

所述下滑角扩张状态观测器为：

其中，z₁为γ的估计值，z₂为γ一阶导数的估计值，e_γ为下滑角估计值与实际值之间的误差值，β₁和β₂为系数，d₂为下滑角扩张状态观测器的滤波参数，ε₂为下滑角扩张状态观测器的非线性参数，F_γ为舰载机系统的已知动态，G_γ为舰载机舵面的控制效率；

所述下滑角状态误差和扰动补偿方程为：

e₃＝γ_g-z₁

γ_g为下滑角控制指令，e₃为误差值，β₃为系数。

3.根据权利要求1所述的一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法，其特征在于，所述步骤3中，θ自抗扰控制器包括：姿态角扩张状态观测器、跟踪微分器和姿态角状态误差反馈和扰动补偿方程；

所述跟踪微分器为：

其中，z₁₁′为θ_g的跟踪信号，z₁₂′为θ_g的跟踪信号的微分信号，k₂为常数，d′为跟踪微分器的滤波参数，ε′为跟踪微分器的非线性参数；

函数f(.)的表达式如下所示：

e为误差，d为f(.)函数的滤波参数，ε为f(.)函数的非线性参数；

所述姿态角扩张状态观测器为：

式中，z₂₁′为θ的估计值，z₂₂′为θ一阶导数的估计值，e_θ为姿态角估计值与实际之间的误差值，z₂₃′为扩张的姿态角状态变量，β₂₁′，β₂₂′和β₂₃′均为系数，e_θ为估计值与实际值之间的差值，

为跟踪微分器产生的跟踪微分信号与姿态角扩张状态观测器的状态估计形成的误差量进行非线性组合并经过扰动补偿后产生的输出量，ε₁′为姿态角扩张状态观测器的非线性参数，d₁′为姿态角扩张状态观测器的滤波参数；

所述姿态角状态误差反馈和扰动补偿方程为：

其中，β₃₁′和β₃₂′为系数，

为舰载机姿态角的扰动补偿量，e₁′和e₂′均为误差值；

所述q自抗扰控制器包括角速度扩张状态观测器以及角速度状态误差反馈和扰动补偿方程；

所述角速度q扩张状态观测器为：

其中，z₁′为q的估计值，z₂′为q的一阶导数的估计值，β₁′和β₂′为系数，G_q为舵面的力矩控制效率，e_q为角速度估计值和实际值之间的误差值；

所述角速度状态误差反馈和扰动补偿方程为：

其中，q_g为角速度控制指令，e₄为角速度控制指令与角速度估计值之间的误差值，β₃′为系数。

4.根据权利要求1所述的一种基于直接升力控制的舰载机抑制舰尾流扰动的方法，其特征在于，所述步骤4中实际的舵偏量u为

其中，B_e为舰载机的控制效率矩阵，W_u为加权矩阵：

W_u＝diag(1/u_1max,1/u_2max,...1/u_Amax)

其中u_mmax为第A个舵面偏转的最大角度，所述A为舰载机舵面的总个数。

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