CN114355792A - 一种控制律稳定裕度闭环验证方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种控制律稳定裕度闭环验证方法，该方法设置了反向扫频模块来进行闭环扫开环，并进行闭环验证，建立自动飞行工作模态下的控制律稳定裕度测试环境并进行控制律稳定裕度闭环验证。自动飞行工作模态接通时，在舵面加入信号源进行扫频。根据稳定裕度结果，设计超前滞后矫正环节，解决了现有技术中由于现代先进飞机通常采用的放宽静稳定导致的开环电传飞控系统不稳定，提高了飞机的稳定性，减少了定型后的控制律更改。
Description
技术领域
本发明属于飞行自动控制领域，具体涉及一种控制律稳定裕度闭环验证方法。
背景技术
建模和仿真技术的发展，已为通过数字仿真和半物理仿真来研究和评估飞控系统的稳定储备创造了很好的条件。由于飞控系统机载关联设备多，结构复杂，尤其像液压伺服舵机及其液压能源，很难建立精准的数学模型，因此在系统稳定裕度不足时可能带来下述问题：
1)地面验证环境下模型准确度、环境条件与实际情况存在差异造成部分控制律地面验证时满足要求，但空中时出现震荡；
2)同型号飞机不同架次之间存在的外差异造成的个别飞机空中出现震荡；
3)飞机在构型改变过程中可能出现震荡。
因此，需要一种稳定裕度测试方法以进行控制律稳定裕度闭环验证。
发明内容
本发明的目的在于，为了解决上述问题，提出一种自动飞行工作模态下的控制律稳定裕度闭环验证方法，以建立稳定裕度测试环境并进行控制律稳定裕度闭环验证，对飞机的飞行品质进行提升。
本发明为了达到上述目的，提供了一种控制律稳定裕度闭环验证方法，所述方法包括如下步骤：
S1：设定飞行仿真模型，将飞机的自动飞行控制系统设置在工作模式；
S2：通过动态频响分析仪获取等幅变频的正弦扫频信号，将正弦扫频信号以及主飞控舵面指令通过反向扫频模块处理后，将处理后的数据同时输入至作动器模型和动态频响分析仪；
S3：处理后的数据在作动器模型中进行运算，得到舵面偏角；
S4：飞行仿真模型接收到舵面偏角后进行仿真飞行，输出仿真飞行的运动姿态信息和角速率信息；
S5：自动飞行控制律模型接收运动姿态信息和角速度信息，通过其解算出控制律指令；
S6：将控制律指令传送至主飞控模型，获得反馈后的主飞控舵面指令，将反馈后的主飞控舵面指令输入动态频响分析仪；
S7：在动态频响分析仪中，根据通过S5输入的反馈后的主飞控舵面指令以及S2输入的处理后的数据进行稳定裕度分析。
本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述S1中包括将飞行仿真模型设定在飞行构型状态，所述工作模式包括在俯仰姿态保持模态、倾斜姿态保持模态、垂直速度模态、高度控制模态、航向保持模态以及航向选择模态中选出的一种模态。
本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述S2中的正弦扫频信号的幅值为0.3V、频率为0.1～3Hz，所述正弦扫频信号在输入反向扫频模块前需进行A/D转换。
本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述主飞控舵面指令包括升降舵指令、副翼舵指令、方向舵指令和用于切换舵面的扫频舵面切换指令。
本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述反向扫频模块工作过程如下：
若扫频舵面切换指令为1时，对舵面指令中的升降舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的升降舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时将副翼舵指令、方向舵指令以及加入扫频信号的升降舵指令传输至作动器模型；
若扫频舵面切换指令为2时，对舵面指令中的副翼舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的副翼舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时升降舵指令、方向舵指令和加入扫频信号的副翼舵指令传输至作动器模型；
若扫频舵面切换指令为3时，对舵面指令中的方向舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的方向舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时将升降舵指令、副翼舵指令和加入扫频信号的方向舵指令传输至作动器模型；
若扫频舵面切换指令为4时，无信号源输入，不进行扫频，直接将接收的升降舵指令、副翼舵指令和方向舵指令输出至作动器模型。
本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述自动飞行控制律模型包括俯仰姿态保持控制律子模型、倾斜姿态保持控制律子模型、垂直速度控制律子模型、高度控制控制律子模型、航向保持控制律子模型和航向选择控制律子模型。
本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述S7包括如下步骤：
S7.1：在动态频响分析仪中绘制的S2输入的处理后的数据相对于S5输入的反馈后的主飞控舵面指令的Bode图；
S7.2：读取Bode图的幅值裕度和相位裕度，根据幅值裕度和相位裕度进行稳定裕度判断。
本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，还具有这样的特征，所述S7还包括若不满足稳定裕度，则根据S7.2获取的结果计算超前-滞后矫正环节。
与现有技术相比，本发明的有益效果：
本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法，设置了反向扫频模块来进行闭环扫开环，并进行闭环验证，解决了现有技术中由于现代先进飞机通常采用的放宽静稳定导致的开环电传飞控系统不稳定，提高了飞机的稳定性，减少了定型后的控制律更改。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面将对实施例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附图。
图1：本发明实施例所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法的工作原理图；
图2：本发明实施例所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法的原理图；
图3：本发明实施例所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法中三线测试模式示意图；
图4：本发明实施例所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法中的加入扫频信号的舵面指令处理图。
具体实施方式
为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，以下实施例结合附图对本发明所提供的控制律稳定裕度闭环验证方法作具体阐述。
在本发明实施例的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明创造和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明创造的限制。
此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。
如图1-4所示，提供一种控制律稳定裕度闭环验证方法，所述方法包括如下步骤：
S1：设定飞行仿真模型，将飞机的自动飞行控制系统设置在工作模式；
S2：通过动态频响分析仪获取等幅变频的正弦扫频信号，将正弦扫频信号以及主飞控舵面指令通过反向扫频模块处理后，将处理后的数据同时输入至作动器模型和动态频响分析仪；
S3：处理后的数据在作动器模型中进行运算，得到舵面偏角；
S4：飞行仿真模型接收到舵面偏角后进行仿真飞行，输出仿真飞行的运动姿态信息和角速率信息；
S5：自动飞行控制律模型接收运动姿态信息和角速度信息，通过其解算出控制律指令；
S6：将控制律指令传送至主飞控模型，获得反馈后的主飞控舵面指令，将反馈后的主飞控舵面指令输入动态频响分析仪；
S7：在动态频响分析仪中，根据通过S5输入的反馈后的主飞控舵面指令以及S2输入的处理后的数据进行稳定裕度分析。
在部分实施例中，所述S1中包括将飞行仿真模型设定在飞行构型状态，所述工作模式包括在俯仰姿态保持模态、倾斜姿态保持模态、垂直速度模态、高度控制模态、航向保持模态以及航向选择模态中选出的一种模态。
在部分实施例中，所述S2中的正弦扫频信号的幅值为0.3V、频率为0.1～3Hz，所述正弦扫频信号在输入反向扫频模块前需进行A/D转换。
在部分实施例中，所述主飞控舵面指令包括升降舵指令、副翼舵指令、方向舵指令和用于切换舵面的扫频舵面切换指令。
在部分实施例中，所述反向扫频模块工作过程如下：
若扫频舵面切换指令为1时，对舵面指令中的升降舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的升降舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时将副翼舵指令、方向舵指令以及加入扫频信号的升降舵指令传输至作动器模型；
若扫频舵面切换指令为2时，对舵面指令中的副翼舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的副翼舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时升降舵指令、方向舵指令和加入扫频信号的副翼舵指令传输至作动器模型；
若扫频舵面切换指令为3时，对舵面指令中的方向舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的方向舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时将升降舵指令、副翼舵指令和加入扫频信号的方向舵指令传输至作动器模型；
若扫频舵面切换指令为4时，无信号源输入，不进行扫频，直接将接收的升降舵指令、副翼舵指令和方向舵指令输出至作动器模型。
在部分实施例中，所述自动飞行控制律模型包括俯仰姿态保持控制律子模型、倾斜姿态保持控制律子模型、垂直速度控制律子模型、高度控制控制律子模型、航向保持控制律子模型和航向选择控制律子模型。
在部分实施例中，所述S7包括如下步骤：
S7.1：在动态频响分析仪中绘制的S2输入的处理后的数据CH2相对于S5输入的反馈后的主飞控舵面指令CH1的Bode图(即伯德图)；
S7.2：读取Bode图的幅值裕度和相位裕度，根据幅值裕度和相位裕度进行稳定裕度判断。稳定裕度判断标准为：幅值裕度大于6dB；相位裕度大于45°。
在部分实施例中，所述S7还包括若不满足稳定裕度，则根据S7.2获取的结果计算超前-滞后矫正环节。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变型，这些改进和变型也应视为本发明的保护范围。
Claims (8)
1.一种控制律稳定裕度闭环验证方法，其特征在于，所述方法包括如下步骤：
S1：设定飞行仿真模型，将飞机的自动飞行控制系统设置在工作模式；
S2：通过动态频响分析仪获取等幅变频的正弦扫频信号，将正弦扫频信号以及主飞控舵面指令通过反向扫频模块处理后，将处理后的数据同时输入至作动器模型和动态频响分析仪；
S3：处理后的数据在作动器模型中进行运算，得到舵面偏角；
S4：飞行仿真模型接收到舵面偏角后进行仿真飞行，输出仿真飞行的运动姿态信息和角速率信息；
S5：自动飞行控制律模型接收运动姿态信息和角速度信息，通过其解算出控制律指令；
S6：将控制律指令传送至主飞控模型，获得反馈后的主飞控舵面指令，将反馈后的主飞控舵面指令输入动态频响分析仪；
S7：在动态频响分析仪中，根据通过S5输入的反馈后的主飞控舵面指令以及S2输入的处理后的数据进行稳定裕度分析。
2.根据权利要求1所述的控制律稳定裕度闭环验证方法，其特征在于，所述S1中包括将飞行仿真模型设定在飞行构型状态，所述工作模式包括在俯仰姿态保持模态、倾斜姿态保持模态、垂直速度模态、高度控制模态、航向保持模态以及航向选择模态中选出的一种模态。
3.根据权利要求1所述的控制律稳定裕度闭环验证方法，其特征在于，所述S2中的正弦扫频信号的幅值为0.3V、频率为0.1～3Hz，所述正弦扫频信号在输入反向扫频模块前需进行A/D转换。
4.根据权利要求1所述的控制律稳定裕度闭环验证方法，其特征在于，所述主飞控舵面指令包括升降舵指令、副翼舵指令、方向舵指令和用于切换舵面的扫频舵面切换指令。
5.根据权利要求4所述的控制律稳定裕度闭环验证方法，其特征在于，所述反向扫频模块工作过程如下：
若扫频舵面切换指令为1时，对舵面指令中的升降舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的升降舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时将副翼舵指令、方向舵指令以及加入扫频信号的升降舵指令传输至作动器模型；
若扫频舵面切换指令为2时，对舵面指令中的副翼舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的副翼舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时升降舵指令、方向舵指令和加入扫频信号的副翼舵指令传输至作动器模型；
若扫频舵面切换指令为3时，对舵面指令中的方向舵指令加入扫频信号，将加入扫频信号后的方向舵指令和扫频信号相加后取反的数据至动态频响分析仪；同时将升降舵指令、副翼舵指令和加入扫频信号的方向舵指令传输至作动器模型；
若扫频舵面切换指令为4时，无信号源输入，不进行扫频，直接将接收的升降舵指令、副翼舵指令和方向舵指令输出至作动器模型。
6.根据权利要求1所述的控制律稳定裕度闭环验证方法，其特征在于，所述自动飞行控制律模型包括俯仰姿态保持控制律子模型、倾斜姿态保持控制律子模型、垂直速度控制律子模型、高度控制控制律子模型、航向保持控制律子模型和航向选择控制律子模型。
7.根据权利要求1所述的控制律稳定裕度闭环验证方法，其特征在于，所述S7包括如下步骤：
S7.1：在动态频响分析仪中绘制的S2输入的处理后的数据相对于S5输入的反馈后的主飞控舵面指令的Bode图；
S7.2：读取Bode图的幅值裕度和相位裕度，根据幅值裕度和相位裕度进行稳定裕度判断。
8.根据权利要求7所述的控制律稳定裕度闭环验证方法，其特征在于，所述S7还包括若不满足稳定裕度，则根据S7.2获取的结果计算超前-滞后矫正环节。
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