JP3493340B2 - Method for determining control law of automatic control system - Google Patents

Method for determining control law of automatic control system

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JP3493340B2
JP3493340B2 JP2000386801A JP2000386801A JP3493340B2 JP 3493340 B2 JP3493340 B2 JP 3493340B2 JP 2000386801 A JP2000386801 A JP 2000386801A JP 2000386801 A JP2000386801 A JP 2000386801A JP 3493340 B2 JP3493340 B2 JP 3493340B2
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Description

【発明の詳細な説明】 【0001】 【発明の属する技術分野】本発明は、たとえば回転翼航
空機の安定増大装置などに備えられるアクチュエータの
制御器を設計するために好適に実施することができる自
動制御システムの制御則決定方法に関する。 【0002】 【従来の技術】従来から、油圧シリンダなどによって実
現されるアクチュエータの制御装置に対するPID(比
例・積分・微分)制御器の設計手法の1つとして、LM
Iループシェイピング法がある。これはPID制御器を
H∞制御理論の枠組みで、ロバスト安定性を持たせた設
計を可能にするものであり、また多入力系のPIDフィ
ードバック制御則を理論的に設計することができる手法
の一つとして有用な制御器設計手法である。 【0003】上記設計手法によって得られるロバスト安
定性を持たせた制御器は、フィードバックゲインが大き
くなり、ストロークの小さなアクチュエータを用いた制
御装置に適用すると、アクチュエータの飽和を引き起こ
して、所望の制御性能が得られない場合がある。前記ス
トロークの小さなアクチュエータを用いた制御装置の例
として、航空機の安定増大装置(stability augmentati
on system;略称SAS)がある。 【0004】この安定増大装置は、たとえばヘリコプタ
などの回転翼航空機の操縦系統に、飛行高度および速度
の増大などに伴って、すべての飛行領域で安定性を得る
ために、機体の運動を感知して、舵面を制御する操舵シ
ステムの一つとして搭載されている。その制御対象は、
ブレードのピッチ角などを角変位駆動するための小スト
ロークのアクチュエータであり、機体に設けられるセン
サによって検出された機体の姿勢などを観測量として入
力し、この観測量が目標値に一致するように、操作量を
出力する。 【0005】このような安定増大装置では、アクチュエ
ータのストロークを小さく設定しておくことによって、
装置の故障時に、パイロットの操縦への影響を最小限に
止めることができる。また、飛行制御則の重要な評価指
標の一つである安定余裕は、一般にゲインを大きくする
と小さくなる傾向にあるため、ロバスト安定性とは相反
する要求となって、トレードオフが必要であるにも拘わ
らず、上記のLMIループシェイピング法を用いた設計
手法では、この安定余裕のトレードオフを実現する手段
を備えていないという問題がある。 【0006】 【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、アク
チュエータの飽和による制御性能の低下を防ぎ、ロバス
ト安定性および安定余裕のトレードオフを可能にする制
御装置の制御則決定方法を提供することである。 【0007】 【課題を解決するための手段】請求項1記載の本発明
は、状態方程式と出力方程式とによって与えられる制御
対象Pと、開ループ周波数特性を整形するための前置補
償器W1と後置補償器W2とを含む拡張制御対象Pw=
W1・P・W2に対して、ロバスト安定余裕が最大とな
るロバスト安定化制御器Cを求める自動制御システムの
制御則決定方法において、前記ロバスト安定化制御器C
のPIDゲインを右逆グラフの成分の線形結合で表し、
ゲインの上限値および下限値のうち少なくとも一方を指
定した不等式を、閉ループ系のH∞ノルムを最小化する
線形行列不等式に連立させて解くことによって、最適化
された制御則を決定することを特徴とする自動制御シス
テムの制御則決定方法である。 【0008】本発明に従えば、拡張制御対象Pwとロバ
スト安定化制御器Cからなる閉ループ系のH∞ノルムを
最小化する線形行列不等式と、CのPIDゲインを右逆
グラフの成分の線形結合で表してゲインの範囲を指定し
た不等式とを連立させて解くことにより、ゲインの範囲
を指定した不等式によって安定余裕が不足する原因とな
る過大なゲインを防いで、その範囲内でロバスト安定性
を最大化するゲインを決定し、アクチュエータの飽和な
どに起因する制御性能の劣化を防止することができる。 【0009】 【発明の実施の形態】図1は、本発明の実施の一形態の
自動制御システムの制御則決定方法が適用されるヘリコ
プタの安定増大装置1の概略的構成を示すブロック図で
ある。本実施の形態では、本発明の制御則決定方法によ
って設計された制御器を備える自動制御システムの一例
として、制御対象であるヘリコプタGの操縦制御装置に
搭載される安定増大装置1について説明する。この安定
増大装置(SAS;stabilityaugmentation system)1
は、機体固有の安定性を増大させるための装置であっ
て、姿勢角および高度などを設定どおりに保持するオー
トパイロット(autopilot)と区別され、ヘリコプタG
に搭載されるレートジャイロによって、ピッチ、ロー
ル、ヨーの3軸まわりの角速度を検出し、この信号を、
補償回路2の比例ゲイン設定回路3を介して加算器4に
導出するとともに、微分器5および微分ゲイン設定回路
6を介して前記加算器4に導出する。ヘリコプタGには
また、慣性基準装置等によって実現される姿勢検出手段
が搭載され、この姿勢検出手段からの機体の姿勢角を示
す姿勢信号は角速度の積分値に相当し、前記補償回路2
の積分ゲイン設定回路7を介して前記加算器4に導出さ
れる。 【0010】加算器4は、比例ゲイン設定回路3、微分
ゲイン設定回路6および積分ゲイン設定回路7からの各
出力の総和を求め、その値はウォッシュアウト回路8に
よって徐々に中立に静定させながら安定増大装置1のア
クチュエータの制御信号を出力して前記アクチュエータ
を作動させ、これによって外乱などによる応答に対して
自動的に操舵角を修正し、3軸まわりの揺動が抑制さ
れ、ヘリコプタGの動的安定性を改善するものである。 【0011】LMIループシェイピング法に基づいたP
ID制御器の設計手順について説明する。まず、後述の
図2に示されるように、制御対象Pに開ループ周波数特
性を整形するための前置補償器W1および後置補償器W
2を付加した拡張制御対象Pw=W2・P・W1の左グ
ラフを、 【0012】 【数1】 【0013】とおく。ここで、G〜,M〜,N〜は動的
システムを示し、上記の式1は、動的システムG〜が次
式2,3の線形微分方程式で表されることを示す。 【0014】 【数2】 【0015】前置補償器W1および後置補償器W2は、
H∞ループ整形法では任意の動的システムまたは静的シ
ステムの形をとることができるが、この方法では後述の
式17のように、形が決められる。上記と同様の表記を
用いて求める制御則C=NCC -1の右逆グラフを、 【0016】 【数3】 【0017】とおく。ここで、PID制御の場合は、P
IDゲインの調整によって極は変化しないことを考慮し
て、制御則Cの特性のうち極は予め与えられているもの
とする。このことは、上記の式3において、不定な要素
はCK2およびDK2の2つであることを意味する。また、
Cの正規化右逆グラフKNを用いてQを次のように定義
する。 【0018】 【数4】 【0019】ここで、記号右肩の*は共役転置を表す。
正規化右逆グラフは次のように求める。 【0020】 【数5】 【0021】ここで、 【数6】 【0022】である。また、記号右肩のTは転置行列を
表す。Xは次のリッカチ(Riccati)方程式の対称正定
解である。 【0023】 【数7】 【0024】ここで、 【数8】 である。 【0025】上記の式1、式4、式5の要素を用いて、
次の4つの行列を定義する。 【数9】【0026】これらを用いると、次式16−1の線形行
列不等式で表された凸最適化問題と次式16−2の代数
式を交互に解いてQとKを求め、最適な制御則の要素C
K2 K2を求めることができる。 【0027】 【数10】 Q=(GKN*for fixedKN …(16−2) 【0028】PID制御則の具体的な形は、次式17に
よって示される。 【数11】 【0029】ここで、sはラプラス演算子、τは擬似微
分の時定数、KPは比例ゲイン、KIは積分ゲイン、KD
は微分ゲインを示す。前記擬似微分の時定数τは、充分
小さい値(|τ|≪1)を設定する。LMIループシェ
イピング法で設計することを考慮して、制御則を前置補
償器W1、上記の方法で設計する部分C、後置補償器W
2に分割する。 【0030】 【数12】 【0031】ここでTWは、開ループの交差周波数を調
整するパラメータである。また、KP W,KIW,KDWはそ
れぞれKP,KI,KDをw1×w2で割ったものである。 【0032】図2は、制御器Cを実現する手順を示すブ
ロック図であり、図2(1)は設計時における閉ループ
の数学モデルの構成を示し、図2(2)は実装時におけ
る閉ループの数学モデルの構成を示す。上記の比例ゲイ
ンKP、積分ゲインKI、微分ゲインPDの範囲を決定す
るにあたって、上記の設計する部分Cは、次式で示され
る。 【0033】 【数13】 【0034】ここで、設計する部分Cと式4との間に、
次式、 【数14】 によって示される関係があることを利用すると、PID
制御器の右逆グラフの各要素は、次のように表すことが
できる。 【0035】 【数15】【0036】式24、式26からPID制御器のパラメ
ータKP,KI,KDは、いずれも式27〜式29のとお
り、右逆グラフの成分の線形結合で表される。 【0037】 KP=w1×{−τCK21}×w2 …(27) KI=w1×{CK22+CK2/τ+CK21}×w2 …(28) KD=w1×{τDK2+τ2K21}×w2 …(29) 【0038】したがってそれぞれのゲインの上限値K
P(UPPER),KI(UPPER),KD(UPPER)と下限値
P(LOWER),KI(LOWER),KD(LOWER)が与えられたと
き、次の式30、式31、式32の3つの不等式を式1
6−1と連立させて解くことによって、PIDゲインは
指定した範囲内で最適化することができる。 【0039】 【数16】 【0040】なお、式30〜式32は、ゲインKP
I,KDの上限および下限を両方とも指定した形になっ
ているが、必要に応じて上限のみ、あるいは下限のみを
指定してもよい。また式30〜式32のうちの任意の1
本のみ、または2本の式を組合せて使用してもよい。 【0041】 図3は、安定増大装置1に備えられる制
御器Cの設計手順を説明するためのフローチャートであ
る。まず、ステップa1で、拡張された制御対象Pwの
開ループ周波数特性の概形が望ましい形になるように、
制御器Cの両側に接続される前置補償器W1および後置
補償器W2を決定する。具体的には、Pw=W2・P・W
1のボード線図等の周波数特性を表す線図を確認しなが
ら、スカラ量W1,W2,TWを調整する。次に、ステッ
プa2で、擬似微分の時定数τを決定し、式21〜式2
3、式25から制御則の固定要素AK,BK,CK1,DK1
を求める。 【0042】ステップa3で、PIDゲインの初期値を
決め、式24および式26から制御則の調整要素CK2
K2を求める。ステップa4で、式6〜式11から制御
則の正規化右逆グラフKNを求め、式16−2からQを
求める。次に、ステップa5で、式16−1と式30〜
式32とを連立させて、最適な調整要素CK2,DK2を求
める。ステップa6で、式16−1のγが収束すれば、
ステップa7で、式27〜式29からPIDゲインを求
める。また収束しない場合は前記ステップa4に戻り、
再び正規化右逆グラフKnおよびQを求め、前記ステッ
プa5で最適な調整要素CK2,DK2を求めるという操作
を収束するまで繰り返し、ステップa7でPIDゲイン
P,KI,KDを決定する。 【0043】このようにしてLMIループシェイピング
法によるPID制御則設計法に、ゲインの範囲を指定す
る不等式を連立させて解くことによって、ゲインが過大
になることを防ぎ、アクチュエータの飽和による制御性
能の低下を防ぎ、ロバスト安定性と安定余裕とのトレー
ドオフを可能にすることができる。 【0044】特に、上記の実施の形態においては、航空
機の安定増大装置に補償回路のPIDゲインの範囲とし
て、ゲイン上限値KP(UPPER),KI(UPPER),KD(UPPER)
およびゲイン下限値KP(LOWER),KI(LOWER),K
D(LOWER)が設定された結果、フィードバック信号による
アクチュエータ操作入力の大きさが抑制されるので、図
4(1)に示されるように、外乱[inch]が入力されて
も、アクチュエータの作動量[inch]は,図4(2)の
実線で示されるように、飽和状態に達するのを回避で
き、ゲインの範囲が拘束されていない破線に比べて、過
剰な反応が抑制されている。また図4(3)に示される
ピッチレート[deg/sec]に対しても、ゲインを拘束し
ない破線に比べて、ゲインを拘束した実線が安定してお
り、さらに図4(4)に示されるピッチ姿勢角[deg]
に関しても同様に、ゲインを拘束しない破線に比べて、
ゲインを拘束した実線が安定することが、本件発明者に
よって確認されている。 【0045】上記の実施の形態では、回転翼航空機であ
るヘリコプタの安定増大装置を適用例とし、比例・積分
・微分のすべての要素を用いるPID制御による制御則
の決定方法について述べたけれども、本発明の実施の他
の形態では、上記の比例・積分・微分の3つの要素のう
ちのいずれか1つ、または任意の2つの組み合わせにつ
いても、上記と同様に、本発明に従う制御則決定方法を
適用することができる。 【0046】 【発明の効果】請求項1記載の本発明によれば、ロバス
ト安定化制御器CのPIDゲインを右逆グラフの成分の
線形結合で表し、ゲインの上限および下限のうち少なく
とも一方を指定した不等式を、閉ループ系のH∞ノルム
を最小化する線形行列不等式に連立させて解くことによ
って、ゲインの範囲を指定した不等式によって安定余裕
が不足する過大なゲインを防いで、その範囲内でロバス
ト安定性を最大化するゲインを決定し、アクチュエータ
の飽和などに起因する制御性能の劣化を防止することが
できる。
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION [0001] BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention
Actuators installed in airplane stability increase devices
A self-contained design that can be suitably implemented to design the controller
The present invention relates to a method for determining a control law of a dynamic control system. [0002] 2. Description of the Related Art Conventionally, a hydraulic cylinder or the like
The PID (Ratio
Example: Integral / differential) As one of the controller design techniques, LM
There is an I-loop shaping method. This is the PID controller
H∞ control theory framework with robust stability
And a multi-input PID file.
Method that can theoretically design feedback control law
This is a useful controller design technique. [0003] The robust cost obtained by the above design method
A qualitative controller has a large feedback gain.
Control using an actuator with a small stroke.
When applied to control devices, it may cause actuator saturation.
As a result, desired control performance may not be obtained. Said
Example of a control device using a small troke actuator
As an aircraft stability augmentati
on system; abbreviated SAS). [0004] This stability increasing device is, for example, a helicopter.
Flight altitude and speed to the control system of rotorcraft such as
Gain stability in all flight areas as the aircraft increases
To control the control surface by sensing the motion of the aircraft.
It is mounted as one of the stems. The controlled object is
Small strike to drive angular displacement of blade pitch angle etc.
This is a low-key actuator, which is
The attitude of the aircraft detected by the
And adjust the manipulated variable so that this observation value matches the target value.
Output. In such a device for increasing stability, an actuator
By setting the data stroke small,
Minimize impact on pilot control in case of equipment failure
You can stop it. In addition, important evaluation fingers for flight control law
One of the targets, the stability margin, generally increases the gain
Robust stability conflicts with
To make trade-offs
Design using the above LMI loop shaping method
In the method, means to realize this stability margin trade-off
There is a problem that does not have. [0006] SUMMARY OF THE INVENTION The object of the present invention is to
Prevents control performance from deteriorating due to tutor saturation.
System that enables trade-offs between stability and stability margins
An object of the present invention is to provide a method for determining a control law of a control device. [0007] SUMMARY OF THE INVENTION The present invention according to claim 1 is provided.
Is the control given by the state equation and the output equation
The target P and a prefix to shape the open loop frequency characteristic
Extended control target Pw = including the compensator W1 and the post-compensator W2
Robust stability margin is maximum for W1, P, W2
Of an automatic control system that seeks a robust stabilization controller C
In the method for determining a control law, the robust stabilization controller C
Is represented by a linear combination of the components of the right inverse graph,
Specify at least one of the upper and lower gain limits.
Minimize the H∞ norm of a closed loop system
Optimization by simultaneous solving with linear matrix inequalities
Automatic control system characterized by determining a controlled control law
This is the method of determining the control law of the system. According to the present invention, the extended control object Pw and the donkey
The H∞ norm of the closed loop system consisting of the stabilizing controller C
Invert the linear matrix inequality to be minimized and the PID gain of C to the right
Specify the gain range as a linear combination of the components of the graph.
And solving the inequalities in
Causes the stability margin to be insufficient due to the inequality
To avoid excessive gain and robust stability within that range
Determine the gain that maximizes the
Thus, it is possible to prevent the control performance from deteriorating due to factors. [0009] FIG. 1 shows an embodiment of the present invention.
Helicopter to which the control law decision method of the automatic control system is applied
FIG. 2 is a block diagram showing a schematic configuration of a device 1 for increasing the stability of a septum;
is there. In the present embodiment, the control law determination method of the present invention is used.
Of an automatic control system with a controller designed according to
As a control device for the helicopter G, which is the control object.
The mounted stability increasing device 1 will be described. This stability
Stability augmentation system (SAS) 1
Is a device to increase the inherent stability of the aircraft.
To maintain the attitude angle and altitude as set.
Helicopter G, distinguished from autopilot
Depending on the rate gyro mounted on the
Angular velocities around the three axes yaw and yaw are detected, and this signal is
To the adder 4 via the proportional gain setting circuit 3 of the compensation circuit 2
Deriving, differentiator 5 and differential gain setting circuit
6 to the adder 4. Helicopter G
Also, a posture detecting means realized by an inertial reference device or the like.
Is installed to indicate the attitude angle of the aircraft from this attitude detection means.
The attitude signal corresponds to the integral value of the angular velocity, and the compensation circuit 2
Is output to the adder 4 through the integral gain setting circuit 7 of FIG.
It is. The adder 4 includes a proportional gain setting circuit 3 and a differential
Each signal from the gain setting circuit 6 and the integral gain setting circuit 7
The sum of the outputs is obtained, and the sum is sent to the washout circuit 8.
Therefore, while the stabilization device 1 is gradually settled to neutral,
Outputting a control signal of the actuator to the actuator
To respond to disturbances and other responses.
Automatically corrects steering angle and suppresses swing around three axes
Thus, the dynamic stability of the helicopter G is improved. P based on the LMI loop shaping method
The design procedure of the ID controller will be described. First,
As shown in FIG.
Pre-compensator W1 and post-compensator W for shaping
2 to which extended control object Pw = W2 · P · W1
Rough, [0012] (Equation 1) [0013] Here, G ~, M ~, N ~ are dynamic
Equation 1 above shows that the dynamic system G〜
This is represented by the linear differential equations of Expressions 2 and 3. [0014] (Equation 2) The pre-compensator W1 and the post-compensator W2 are
In H∞ loop shaping, any dynamic system or static system
It can take the form of a stem, but this method
As in equation 17, the shape is determined. Notation similar to the above
Control rule C = NCMC -1The right inverse graph of [0016] (Equation 3) [0017] Here, in the case of PID control, P
Considering that the pole does not change by adjusting the ID gain
The poles of the characteristics of control law C are given in advance.
And This means that in Equation 3 above,
Is CK2And DK2Means two. Also,
Right normalized inverse graph K of CNIs defined as follows using
I do. [0018] (Equation 4) Here, * on the right shoulder of the symbol indicates conjugate transposition.
The normalized right inverse graph is obtained as follows. [0020] (Equation 5) Here, (Equation 6) ## EQU1 ## T on the right shoulder of the symbol indicates the transposed matrix.
Represent. X is the symmetric positive definite of the following Riccati equation
It is a solution. [0023] (Equation 7) Here, (Equation 8) It is. Using the elements of the above equations 1, 4 and 5,
The following four matrices are defined. (Equation 9)When these are used, the linear line of the following equation 16-1 is obtained.
Convex optimization problem expressed by column inequality and algebra of the following equation 16-2
Equations are solved alternately to find Q and K, and the optimal control law element C
K2D K2Can be requested. [0027] (Equation 10)       Q = (GKN)*for fixedKN                            … (16-2) The specific form of the PID control law is given by the following equation (17).
Is shown. (Equation 11) Where s is a Laplace operator and τ is a pseudo fine
Minute time constant, KPIs the proportional gain, KIIs the integral gain, KD
Indicates a differential gain. The time constant τ of the pseudo differentiation is sufficient
Set a small value (| τ | ≪1). LMI Loopche
Consider the design by the iping method,
Compensator W1, part C designed by the above method, post-compensator W
Divide into two. [0030] (Equation 12) Where TWAdjusts the open-loop crossover frequency.
Parameters to be adjusted. Also, KP W, KIW, KDWHaso
Each KP, KI, KDTo w1× wTwoDivided by FIG. 2 is a block diagram showing a procedure for realizing the controller C.
FIG. 2A is a lock diagram, and FIG.
Fig. 2 (2) shows the configuration of the mathematical model of
1 shows a configuration of a closed-loop mathematical model. Above proportional gay
KP, Integral gain KI, Differential gain PDDetermine the range of
In this case, the part C to be designed is expressed by the following equation.
You. [0033] (Equation 13) Here, between the part C to be designed and Equation 4,
The following formula, [Equation 14] Utilizing that there is a relationship indicated by PID
Each element of the right inverse graph of the controller can be represented as
it can. [0035] (Equation 15)From equations 24 and 26, the parameters of the PID controller
Data KP, KI, KDAre the same as in equations 27 to 29
It is represented by a linear combination of the components of the right inverse graph. [0037]       KP= W1× {-τCK21} × wTwo                        … (27)       KI= W1× {CK22+ CK2/ Τ + CK21} × wTwo            … (28)       KD= W1× {τDK2+ ΤTwoCK21} × wTwo                  … (29) Therefore, the upper limit value K of each gain
P (UPPER), KI (UPPER), KD (UPPER)And lower limit
KP (LOWER), KI (LOWER), KD (LOWER)Was given
Then, the following three inequalities of Expression 30, Expression 31, and Expression 32 are expressed by Expression 1.
Solving in conjunction with 6-1 gives the PID gain
It can be optimized within the specified range. [0039] (Equation 16) Equations (30) to (32) are used to calculate the gain KP,
KI, KDBoth upper and lower limits are specified.
However, if necessary, only the upper limit or only the lower limit
May be specified. Any one of Expressions 30 to 32
Only books or a combination of two equations may be used. FIG. 3 shows a control provided in the stability increasing device 1.
6 is a flowchart for explaining a design procedure of controller C.
You. First, in step a1, the expanded control target Pw
In order that the outline of the open loop frequency characteristic becomes the desired shape,
Pre-compensator W1 connected to both sides of controller C and post-compensator
Determine the compensator W2. Specifically, Pw= WTwo・ P ・ W
1Check the diagram representing frequency characteristics such as the Bode diagram of
Scalar amount W1, WTwo, TWTo adjust. Next,
In step a2, the time constant τ of the pseudo-differentiation is determined.
3. From Equation 25, the fixed element A of the control lawK, BK, CK1, DK1
Ask for. In step a3, the initial value of the PID gain is
From the equations 24 and 26, the control element CK2,
DK2Ask for. In step a4, control is performed from Equations 6 to 11.
Right normalized inverse graph KNIs calculated, and Q is obtained from Expression 16-2.
Ask. Next, in step a5, the expressions 16-1 and 30 to
Equation 32 and the optimum adjustment element CK2, DK2Seeking
I will. In step a6, if γ in Expression 16-1 converges,
In step a7, the PID gain is calculated from Expressions 27 to 29.
I will. If not converged, the process returns to step a4,
The normalized right inverse graphs Kn and Q are obtained again, and
Optimum adjustment element C for a5K2, DK2Operation to ask for
Is repeated until convergence, and in step a7, the PID gain
KP, KI, KDTo determine. Thus, LMI loop shaping
Specify the gain range in the PID control law design method
Solving the inequalities of
Control due to actuator saturation
Tray with robust stability and stability margin
Dooff can be enabled. In particular, in the above embodiment,
Range of the PID gain of the compensation circuit
And the gain upper limit KP (UPPER), KI (UPPER), KD (UPPER)
And gain lower limit KP (LOWER), KI (LOWER), K
D (LOWER)Is set as a result of the feedback signal
As the size of the actuator operation input is suppressed,
As shown in 4 (1), a disturbance [inch] is input.
Also, the operation amount [inch] of the actuator is as shown in FIG.
Avoid reaching saturation as shown by the solid line.
And the gain range is
Excessive reactions are suppressed. Also shown in FIG. 4 (3)
The gain is also restricted for the pitch rate [deg / sec].
The solid line with the gain constrained is more stable than the
And the pitch attitude angle [deg] shown in FIG.
Similarly, compared to the dashed line that does not constrain the gain,
The fact that the solid line that constrains the gain stabilizes
Therefore, it has been confirmed. In the above embodiment, the rotary wing aircraft
Helicopter stability increase device
・ Control law by PID control using all elements of differentiation
Has been described, but in addition to the practice of the present invention,
In the form, the three elements of proportional, integral, and differential
One or any combination of the two
However, as described above, the control law determination method according to the present invention
Can be applied. [0046] According to the first aspect of the present invention, a robust device is provided.
The PID gain of the stabilization controller C is
Expressed as a linear combination, with less of upper and lower gain limits
The inequality that specifies one of them is the H∞ norm of the closed-loop system
By solving a set of linear matrix inequalities that minimize
Therefore, the stability margin is given by the inequality that specifies the gain range.
To prevent excessive gain from running out of
Determine the gain that maximizes
To prevent deterioration of control performance due to
it can.

【図面の簡単な説明】 【図1】本発明の実施の一形態の安定増大システムの制
御則決定方法が適用されるヘリコプタの安定増大装置1
の概略的構成を示すブロック図である。 【図2】制御器Cを実現する手順を示すブロック図であ
り、図2(1)は設計時における制御器Cの構成を示
し、図2(2)は実装時における制御器Cの構成を示
す。 【図3】安定増大装置1に備えられる制御器の設計手順
を説明するためのフローチャートである。 【図4】アクチュエータに外乱が入力したときの制御対
象の応答を、ゲインを制限した場合と制限しない場合と
を示す図であり、図4(1)は制御対象に入力される外
乱信号を示し、図4(2)はアクチュエータの作動量を
示し、図4(3)は制御対象に設けられるレートジャイ
ロから出力されるピッチレート信号を示し、図4(4)
は制御対象に設けられるピッチ姿勢角検出器からのピッ
チ姿勢角信号を示す。 【符号の説明】 1 安定増大装置 2 補償回路 3 比例ゲイン設定回路 4 比較器 5 微分器 6 微分ゲイン設定回路 7 積分ゲイン設定回路 8 ウォッシュアウト回路
BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a helicopter stability increasing device 1 to which a control law determination method for a stability increasing system according to an embodiment of the present invention is applied.
It is a block diagram which shows schematic structure of. FIG. 2 is a block diagram showing a procedure for realizing the controller C. FIG. 2A shows a configuration of the controller C at the time of design, and FIG. 2B shows a configuration of the controller C at the time of mounting. Show. FIG. 3 is a flowchart for explaining a design procedure of a controller provided in the stability increasing device 1; FIG. 4 is a diagram showing a case where a gain is limited and a case where a gain is not limited in response of a control target when a disturbance is input to an actuator. FIG. 4A shows a disturbance signal input to the control target. 4 (2) shows an operation amount of the actuator, and FIG. 4 (3) shows a pitch rate signal output from a rate gyro provided to the control object.
Represents a pitch attitude angle signal from a pitch attitude angle detector provided in the control target. [Description of Signs] 1 Stability increasing device 2 Compensation circuit 3 Proportional gain setting circuit 4 Comparator 5 Differentiator 6 Differential gain setting circuit 7 Integral gain setting circuit 8 Washout circuit

フロントページの続き (56)参考文献 特開 平11−110003(JP,A) 特開 平7−79585(JP,A) 宮元慎一,既約分解表現とLMI最適 化に基づいた固定構造H∞制御器の設 計,システム/制御/情報,日本,1999 年,VOL.43,No2,pp80−86, 16−22 宮元慎一、岩崎聡、柴田昌明、高田克 彦,LMI Loop Shaping 法による制御系設計とブーム制振問題へ の適用,計測自動制御学会論文集,日 本,1999年,Vol35,No12,1567− 1574 (58)調査した分野(Int.Cl.7,DB名) G05B 13/02 Continuation of the front page (56) References JP-A-11-110003 (JP, A) JP-A-7-79585 (JP, A) Shinichi Miyamoto, Fixed structure H∞ control based on irreducible decomposition expression and LMI optimization Design, system / control / information, Japan, 1999, VOL. 43, No2, pp80-86, 16-22 Shinichi Miyamoto, Satoshi Iwasaki, Masaaki Shibata, Katsuhiko Takada, Control System Design by LMI Loop Shaping Method and Application to Boom Damping Problem, Transactions of the Society of Instrument and Control Engineers, Japan , 1999, Vol 35, No. 12, 157-1574 (58) Fields investigated (Int. Cl. 7 , DB name) G05B 13/02

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】 【請求項1】 状態方程式と出力方程式とによって与え
られる制御対象Pと、開ループ周波数特性を整形するた
めの前置補償器W1と後置補償器W2とを含む拡張制御
対象Pw=W1・P・W2に対して、ロバスト安定余裕
が最大となるロバスト安定化制御器Cを求める自動制御
システムの制御則決定方法において、 前記ロバスト安定化制御器CのPIDゲインを右逆グラ
フの成分の線形結合で表し、ゲインの上限値および下限
値のうち少なくとも一方を指定した不等式を、閉ループ
系のH∞ノルムを最小化する線形行列不等式に連立させ
て解くことによって、最適化された制御則を決定するこ
とを特徴とする自動制御システムの制御則決定方法。
(57) [Claims 1] A control target P given by a state equation and an output equation, and a pre-compensator W1 and a post-compensator W2 for shaping an open-loop frequency characteristic. In a method for determining a control law of an automatic control system for finding a robust stabilization controller C having a maximum robust stability margin with respect to an extended control target Pw = W1 · P · W2, the PID gain of the robust stabilization controller C Is represented by a linear combination of the components of the right inverse graph, and by solving an inequality specifying at least one of the upper limit value and the lower limit value of the gain with a linear matrix inequality that minimizes the H∞ norm of the closed loop system, A method for determining a control law of an automatic control system, characterized by determining an optimized control law.
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