CN118092163A - 一种基于飞推一体化模型的综合控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明创造提供了一种基于飞推一体化模型的综合控制方法，包括：建立飞机动力学模型并对飞机动力学模型进行配平处理；建立推进系统气动热力学部件模型并对推进系统气动热力学部件模型进行配平处理；根据推进系统和飞机的耦合关系建立飞推一体化模型，并根据飞推一体化模型生成小扰动状态空间方程；根据ALQR算法和小扰动状态空间方程计算控制器的增广状态反馈控制律；获取飞行员的油门操作指令，将油门操作指令输入控制器，并通过控制器控制飞机的高度和俯仰角。本发明创造所述的基于飞推一体化模型的综合控制方法，能够减轻飞行员的工作负荷，降低紧急工况发生时飞机的事故损害程度，并提升机上乘客的生还率。

Description

一种基于飞推一体化模型的综合控制方法

技术领域

本发明创造属于飞行器控制方法领域，尤其是涉及一种基于飞推一体化模型的综合控制方法。

背景技术

在现有的民航飞机中，推进系统主要包括发动机、点火系统和起动系统等多个部分。在进行飞行时，飞行员可借助控制机构对飞机的飞行状态进行控制，发动机则会为飞机的飞行提供动力，从而确保飞机依照预设的轨迹和姿态进行飞行。

但是，当飞机在飞行过程中出现舵面失效的紧急情况时，飞行员就只能花费额外的工作负荷，采用手动控制推进系统油门的方式来控制飞机的飞行姿态，从而使飞机维持正常飞行或实施紧急迫降程序。然而，由于发动机的转子具非常大的转动惯量，因此在手动操作的过程中飞机姿态的调整具有较大迟滞性。这样一来就会增大飞行员的操作难度，无法保障机上乘客在紧急情况下的生还率。

发明内容

有鉴于此，本发明创造旨在提出一种基于飞推一体化模型的综合控制方法，以解决上述技术问题。

为达到上述目的，本发明创造的技术方案是这样实现的：

本发明实施例提供了一种基于飞推一体化模型的综合控制方法，包括：

建立飞机动力学模型并对飞机动力学模型进行配平处理，根据配平后的飞机动力学模型确定飞机稳态参数和与飞机稳态参数相对应的推力需求量；

建立推进系统气动热力学部件模型并对推进系统气动热力学部件模型进行配平处理，根据配平后的推进系统气动热力学部件模型和推力需求量确定推进系统稳态参数和与推进系统稳态参数相对应的燃油流量；

根据推进系统和飞机的耦合关系建立飞推一体化模型，并根据飞推一体化模型生成小扰动状态空间方程，所述小扰动状态空间方程的状态量为飞机稳态参数和推进系统稳态参数，控制量为燃油流量；

根据ALQR算法和小扰动状态空间方程计算控制器的增广状态反馈控制律；

获取飞行员的油门操作指令，将油门操作指令输入控制器，并通过控制器控制飞机的高度和俯仰角。

进一步的，所述建立飞机动力学模型并对飞机动力学模型进行配平处理，包括：

建立气流坐标系、地面坐标系和机体坐标系；

根据飞机的升力系数、阻力系数和侧力系数，计算飞机的升力、阻力和侧力，通过飞机的升力、阻力、侧力、重力、推力确定飞机的合外力，并根据飞机的平动方程和转动方程，建立飞机动力学模型；

根据飞机在六个自由度均满足力和力矩平衡的原则，对飞机动力学模型进行配平处理。

进一步的，所述建立推进系统气动热力学部件模型并对推进系统气动热力学部件模型进行配平处理，包括：

获取推进系统中进气道、低压压气机、高压压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管的部件级气动热力学参数，根据进气道至尾喷管的气流参数流量、温度、压力和马赫数的计算公式建立推进系统气动热力学部件模型；

根据推进系统在各转动部件功率平衡、各截面质量流量满足连续条件的规则，对推进系统气动热力学部件模型进行配平处理。

进一步的，所述根据推进系统和飞机的耦合关系建立飞推一体化模型，包括：

以推力需求量等于推进系统的输出推力为约束条件，建立飞推一体化模型，且以推力需求量与输出推力相等的稳态点作为飞推一体化模型的动态仿真起始点。

进一步的，所述飞机稳态参数包括飞机在六个自由度满足力和力矩平衡状态下的高度H、马赫数Ma和俯仰角θ；

所述推进系统稳态参数包括推进系统在各转动部件功率平衡、各截面质量流量满足连续条件状态下的低压转子转速n₁和高压转子转速n₂；

所述小扰动状态空间方程为

其中，状态矩阵A和控制矩阵B由拟合法求得，C为适维单位阵，D为适维零矩阵，状态量x＝[n₁,n₂,H,Ma,θ]^T，控制量u即为燃油流量W_f，输出量y＝[H,θ]^T。

进一步的，所述根据ALQR算法和小扰动状态空间方程计算控制器的增广状态反馈控制律，包括：

根据飞行员指令m和小扰动状态空间方程输出量y的差值确定误差信号e，通过误差信号e和小扰动状态空间方程计算增广状态量，其计算公式如下：

其中，增广状态量控制量/>

根据黎卡提方程计算负反馈增益K_n，并根据ALQR算法和负反馈增益K_n计算增广状态反馈控制律u_n＝-K_nx_n，其中 为/>的增益矩阵，K_e为误差信号e的增益矩阵。

相对于现有技术，本发明创造所述的一种基于飞推一体化模型的综合控制方法具有以下优势：

本发明创造所述的一种基于飞推一体化模型的综合控制方法，能在民航飞机飞行控制机构或舵面失效的紧急情况下，辅助飞行员对飞机进行操纵，从而可以有效减轻飞行员的工作负荷，降低紧急工况发生时飞机的事故损害程度，提升机上乘客的生还率。

附图说明

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

图1为本发明创造实施例所述的基于飞推一体化模型的综合控制方法的流程图；

图2为本发明创造实施例所述的推进系统气动热力学部件模型示意图；

图3为本发明创造实施例所述的飞推一体化模型与控制器的控制回路示意图；

图4为本发明创造实施例所述基于飞推一体化模型的综合控制方法的控制逻辑示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。

图1为本发明实施例提供的基于飞推一体化模型的综合控制方法的流程图，具体包括如下步骤：

步骤110、建立飞机动力学模型并对飞机动力学模型进行配平处理，根据配平后的飞机动力学模型确定飞机稳态参数和与飞机稳态参数相对应的推力需求量。

在建立飞机动力学模型时，首先需要对飞机进行空间受力分析，并相应建立气流坐标系、地面坐标系和机体坐标系。接下来分析飞机所受的气动力。需要说明的是，在本实施例中飞机所受的气动力包括飞机的升力、阻力、侧力。在进行分析时，应根据飞机的升力系数、阻力系数和侧力系数，计算飞机的升力、阻力和侧力。随后应结合推力和重力对飞机平动及转动运行状态的影响，分别应用牛顿第二定律及动量定理列出平动方程及转动方程，并在Matlab/Simulink软件中搭建飞机动力学模型。

在建立飞机动力学模型后，还需要将飞机动力学模型进行配平处理。需要说明的是，飞机动力学模型的配平处理是指在某一飞行条件下，飞机在六个自由度均满足力和力矩平衡的原则。在进行处理时，可由飞机的升降舵偏角、方向舵偏角和副翼偏角确定飞机运行姿态，使用四阶龙格-库塔法进行迭代计算，并通过Matlab的配平工具进行配平，从而求出包括高度H、马赫数Ma和俯仰角θ的飞机稳态参数和与飞机稳态参数相对应的推力需求量。

步骤120、建立推进系统气动热力学部件模型并对推进系统气动热力学部件模型进行配平处理，根据配平后的推进系统气动热力学部件模型和推力需求量确定推进系统稳态参数和与推进系统稳态参数相对应的燃油流量。

在建立推进系统气动热力学部件模型时，应先获取推进系统中进气道、低压压气机、高压压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管的部件级气动热力学参数(包括但不限于进口气流马赫数、流量、压比和温度等)，以便对其进行气动热力学分析和部件建模。随后根据进气道至尾喷管的气流参数流量、温度、压力和马赫数的计算公式在Matlab/Simulink软件中搭建如图2所示的推进系统气动热力学部件模型。

在推进系统气动热力学部件模型建立后，应对推进系统气动热力学部件模型进行配平处理。需要说明的是，推进系统气动热力学部件模型的配平，是指在某一飞行条件下，推进系统中各转动部件功率平衡、各截面质量流量满足连续条件。在进行处理时，可应用共同工作方程进行推进系统稳态计算。示例性的，在计算时可分别计算高压涡轮和压气机功率平衡、低压涡轮和风扇功率平衡、风扇出口流量与压气机和外涵道进口流量和平衡、高压涡轮进口流量与高压涡轮出口流量平衡、低压涡轮进口流量与高压涡轮出口流量平衡、尾喷管出口流量与外涵和低压涡轮出口流量和平衡等情况。

当推进系统气动热力学部件模型配平后，可根据推力需求量确定包括低压转子转速n₁和高压转子转速n₂在内的推进系统稳态参数，并相应确定与推进系统稳态参数相对应的燃油流量W_f。

需要说明的是，在确定推进系统稳态参数和燃油流量时，可根据经验设定推进系统初猜值，以保障推进系统气动热力学部件模型的顺利启动，在求解推进系统稳态参数，可选用常见的牛顿-拉夫逊法进行计算。

步骤130、根据推进系统和飞机的耦合关系建立飞推一体化模型，并根据飞推一体化模型生成小扰动状态空间方程，所述小扰动状态空间方程的状态量为飞机稳态参数和推进系统稳态参数，控制量为燃油流量。

由于推进系统的输出推力会影响飞机所受的气动力情况，从而影响飞机的高度和马赫数。相应的，飞机的高度和马赫数又会影响推进系统的进口气流参数等气动热力学参数。因此在建立飞推一体化模型时，以推力需求量等于推进系统的输出推力为约束条件，建立飞推一体化模型，并以推力需求量与输出推力相等的稳态点作为飞推一体化模型的动态仿真起始点，才能获得真实有效的飞推一体化非线性模型。

当飞推一体化模型确定后，可根据飞推一体化模型生成飞机的小扰动状态空间方程，其公式如下：

其中，状态矩阵A和控制矩阵B由拟合法求得，C为适维单位阵，D为适维零矩阵，状态量x＝[n₁,n₂,H,Ma,θ]^T，控制量u即为燃油流量W_f，输出量y＝[H,θ]^T。

步骤140、根据ALQR算法和小扰动状态空间方程计算控制器的增广状态反馈控制律。

由于常规的LQR方法只是将状态量反馈到输入端实现调节器作用，而在实际应用过程中，非线性系统指令跟踪情况下存在稳态误差。因此本实施例将通过ALQR算法和小扰动状态空间方程计算控制器的增广状态反馈控制律。

具体的，为消除稳态误差，可根据飞行员指令m和小扰动状态空间方程输出量y的差值确定误差信号e，通过误差信号e和小扰动状态空间方程计算增广状态量，其计算公式如下：

其中，增广状态量控制量/>

随后根据黎卡提方程计算负反馈增益K_n，并根据ALQR算法和负反馈增益K_n计算增广状态反馈控制律u_n＝-K_nx_n(其中 为/>的增益矩阵，K_e为误差信号e的增益矩阵)，以使得增广状态量始终保持为零，消除稳态误差产生的不利影响。

步骤150、获取飞行员的油门操作指令，将油门操作指令输入控制器，并通过控制器控制飞机的高度和俯仰角。

如图3和图4所示，在控制器的增广状态反馈控制律确定后，可基于图示控制回路和控制逻辑辅助飞行员对飞机进行控制。示例性的，以控制飞机高度为例，当飞机升降舵控制失效时，控制器收到飞行员的油门操作指令，进行高度爬升任务，此时控制器根据飞机的实时飞行条件，计算出当前时刻推进系统的燃油流量，推进系统提供推力随燃油流量的增加而提高，飞机产生抬头力矩从而提升飞行高度，传感器则会将此时高度反馈给控制器，进行下一时刻燃油流量计算，如此反复直到高度爬升至预设高度为止。

与现有技术相比，本实施例通过基于飞推一体化模型的综合控制方法，能在民航飞机飞行控制机构或舵面失效的紧急情况下，辅助飞行员对飞机进行操纵，从而可以有效减轻飞行员的工作负荷，降低紧急工况发生时飞机的事故损害程度，提升机上乘客的生还率。

注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。

Claims (6)

1.一种基于飞推一体化模型的综合控制方法，其特征在于包括：

建立飞机动力学模型并对飞机动力学模型进行配平处理，根据配平后的飞机动力学模型确定飞机稳态参数和与飞机稳态参数相对应的推力需求量；

建立推进系统气动热力学部件模型并对推进系统气动热力学部件模型进行配平处理，根据配平后的推进系统气动热力学部件模型和推力需求量确定推进系统稳态参数和与推进系统稳态参数相对应的燃油流量；

根据推进系统和飞机的耦合关系建立飞推一体化模型，并根据飞推一体化模型生成小扰动状态空间方程，所述小扰动状态空间方程的状态量为飞机稳态参数和推进系统稳态参数，控制量为燃油流量；

根据ALQR算法和小扰动状态空间方程计算控制器的增广状态反馈控制律；

获取飞行员的油门操作指令，将油门操作指令输入控制器，并通过控制器控制飞机的高度和俯仰角。

2.根据权利要求1所述的基于飞推一体化模型的综合控制方法，其特征在于：所述建立飞机动力学模型并对飞机动力学模型进行配平处理，包括：

建立气流坐标系、地面坐标系和机体坐标系；

根据飞机的升力系数、阻力系数和侧力系数，计算飞机的升力、阻力和侧力，通过飞机的升力、阻力、侧力、重力、推力确定飞机的合外力，并根据飞机的平动方程和转动方程，建立飞机动力学模型；

根据飞机在六个自由度均满足力和力矩平衡的原则，对飞机动力学模型进行配平处理。

3.根据权利要求1所述的基于飞推一体化模型的综合控制方法，其特征在于：所述建立推进系统气动热力学部件模型并对推进系统气动热力学部件模型进行配平处理，包括：

获取推进系统中进气道、低压压气机、高压压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管的部件级气动热力学参数，根据进气道至尾喷管的气流参数流量、温度、压力和马赫数的计算公式建立推进系统气动热力学部件模型；

根据推进系统在各转动部件功率平衡、各截面质量流量满足连续条件的规则，对推进系统气动热力学部件模型进行配平处理。

4.根据权利要求1所述的基于飞推一体化模型的综合控制方法，其特征在于：所述根据推进系统和飞机的耦合关系建立飞推一体化模型，包括：

以推力需求量等于推进系统的输出推力为约束条件，建立飞推一体化模型，且以推力需求量与输出推力相等的稳态点作为飞推一体化模型的动态仿真起始点。

5.根据权利要求1所述的基于飞推一体化模型的综合控制方法，其特征在于：

所述飞机稳态参数包括飞机在六个自由度满足力和力矩平衡状态下的高度H、马赫数Ma和俯仰角θ；

所述推进系统稳态参数包括推进系统在各转动部件功率平衡、各截面质量流量满足连续条件状态下的低压转子转速n₁和高压转子转速n₂；

所述小扰动状态空间方程为

其中，状态矩阵A和控制矩阵B由拟合法求得，C为适维单位阵，D为适维零矩阵，状态量x＝[n₁,n₂,H,Ma,θ]^T，控制量u即为燃油流量W_f，输出量y＝[H,θ]^T。

6.根据权利要求5所述的基于飞推一体化模型的综合控制方法，其特征在于：所述根据ALQR算法和小扰动状态空间方程计算控制器的增广状态反馈控制律，包括：

根据飞行员指令m和小扰动状态空间方程输出量y的差值确定误差信号e，通过误差信号e和小扰动状态空间方程计算增广状态量，其计算公式如下：

其中，增广状态量控制量/>

根据黎卡提方程计算负反馈增益K_n，并根据ALQR算法和负反馈增益K_n计算增广状态反馈控制律u_n＝-K_nx_n，其中 为/>的增益矩阵，K_e为误差信号e的增益矩阵。