一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法

1.本发明涉及飞行器损伤容错控制技术领域，具体涉及一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法。


背景技术：

2.作为飞机的关键组成，机翼是飞机产生升力的主要部件。机翼损伤不仅会大幅度降低飞机升力，而且会破坏固有平衡，使飞机左、右升力不对称，从而产生额外的滚转力矩，致使损伤飞机持续低头俯冲，并且程度不断增加。因此，机翼损伤对于飞机而言是致命的，对飞行控制器的鲁棒性提出了严峻的挑战。
3.现有的容错控制律虽然能够提高飞控系统的鲁棒性，但容错调整过程中往往忽略了飞机的动态响应，因而无法保证损伤飞机的瞬态性能，从而降低飞机的飞行品质。此外，由于一般容错飞行控制系统结构较为复杂，通常需要大量离线的模型数据作为支持，这使得容错控制律的设计和实现的过程变得极为复杂。因此，急需一种容错控制律来解决损伤飞机的容错控制问题和一般容错控制律中瞬态和稳态性能不一致的问题，要求这种容错控制既能提高飞机对损伤干扰的鲁棒性，又能保证飞机在发生损伤之后动态性能满足预期要求。


技术实现要素：

4.为解决上述问题，本发明提供了如下的技术方案。
5.一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法，包括以下步骤：
6.建立角速度运动方程，并且推导角速度增量方程；
7.以升降舵、副翼和方向舵作为控制输入量，根据飞机飞行状态计算前一时刻的控制效能矩阵；
8.获得前一时刻的角加速度信号和舵面偏转信号；
9.设定角速度性能边界，选择对应的性能边界函数并进行误差变换，获得误差转换函数和转换误差；
10.根据误差转换函数和转换误差，设计带有性能预设的虚拟控制量；
11.根据角速度增量方程、角加速度信号、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及带有性能预设的虚拟控制量，设计增量非线性容错控制律，实现损伤飞机的飞行控制。
12.优选地，所述建立角速度运动方程，并且推导角速度增量方程，包括以下步骤：
13.通过catia软件绘制三维飞机的模型，计算正常飞机质量m、机翼面积s、展长b、平均气动弦长以及转动惯量j；
14.通过xflow软件模拟风洞来计算飞机的操纵导数，具体包括：副翼δa对滚转的导数方向舵δr对滚转的导数升降舵δe对俯仰的导数副翼对偏航的导数以及方向舵对偏航的导数
15.建立飞机角速度运动方程：
[0016][0017]
式中：
[0018][0019][0020][0021]
其中，和f＝[x,y,z]
t
表示飞机所受的力矩和除重力gb外的气动力；ω＝[p,q,r]
t
为三轴角速度；vb＝[u,v,w]
t
表示机体系下的三轴速度；δr＝[δx
cg
,δy
cg
,δz
cg
]
t
表示重心变化位置；
[0022]
采用泰勒级数展开方法，获得角速度动态的增量形式，展开结果如下：
[0023][0024]
式中，x表示与角速度之外的状态量，ε表示与状态增量、角速度增量相关项，具体如下：
[0025][0026]
优选地，所述以升降舵、副翼和方向舵作为控制输入量，根据飞机飞行状态计算前一时刻的控制效能矩阵，包括以下步骤：
[0027]
规定升降舵δe、副翼δa和方向舵δr作为控制输入量δ，根据获取的操纵导数计算飞机控制效能矩阵，具体如下：
[0028][0029]
其中，x0表示前一时刻飞机状态量，q＝0.5ρ||vb||2表示动压。
[0030]
优选地，所述获得前一时刻的角加速度信号，包括以下步骤：
[0031]
采用二阶滤波器h(s)得到上一时刻角速度信息，通过差分方式获取前一时刻的角加速度信号具体如下式所示：
[0032][0033]
优选地，所述设定角速度性能边界，选择对应的性能边界函数并进行误差变换，获得误差转换函数和转换误差，包括以下步骤：
[0034]
设计性能边界函数ξ(t)，该边界函数满足：当t1＞t2时，0＜ξ(t1)＜ξ(t2)，设计为：
[0035]
ξ(t)＝(ξ
0-ξ
∞
)e-at
+ξ
∞
ꢀꢀ
(7)
[0036]
式中，并且a＞0；
[0037]
约束正常/损伤飞机的角速度瞬态性能，即要求飞机角速度误差始终满足：
[0038]-mξ(t)＜e(t)＜nξ(t)
ꢀꢀ
(8)
[0039]
式中，m,n＞0，e(t)＝ω(t)-ω
cmd
(t)为常规角速度误差；
[0040]
对误差进行转换，结果如下：
[0041]
e(t)＝ξ(t)ω(z(t))
ꢀꢀ
(9)
[0042]
式中，z(t)表示转换误差，转换函数ω(z(t))如下：
[0043][0044]
优选地，所述根据误差转换函数和转换误差设计带有性能预设的虚拟控制量，包括以下步骤：
[0045]
根据误差转换函数，虚拟控制量ν
ω
(t)设计为：
[0046][0047]
式中，k＞0表示角速度带宽。
[0048]
优选地，所述根据角速度增量方程、角加速度信号、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及带有性能预设的虚拟控制量设计增量非线性容错控制律，包括以下步骤：
[0049]
根据角加速度、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及带有性能预设的虚拟控制量，增量非线性的角速度容错控制律设计为：
[0050][0051]
其中，δ0表示前一时刻传感器测量出的舵面偏转量。
[0052]
本发明的有益效果：
[0053]
本发明设计的带有预设性能的增量非线性角速度容错控制律能够有效提高飞行器对故障和干扰的鲁棒性，并且保证损伤飞机稳定性的同时，能够兼顾容错调整过程中飞机的瞬态性能，实现损伤飞机瞬态性能和稳态性能的统一。此外，所设计的容错控制律结构简单，不依赖精确的系统模型，并且设计过程不需要复杂的调参流程，因而容易拓展到不同飞行器中。
附图说明
[0054]
图1为本发明实施例一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法的整体结构框架；
[0055]
图2为本发明实施例仿真实验的滚转角速度响应对比图；
[0056]
图3为本发明实施例仿真实验的俯仰角速度响应对比图；
[0057]
图4为本发明实施例仿真实验的偏航角速度响应对比图；
[0058]
图5为本发明实施例仿真实验的滚转角速度误差对比和性能边界；
[0059]
图6为本发明实施例仿真实验的俯仰角速度误差对比和性能边界；
[0060]
图7为本发明实施例仿真实验的偏航角速度误差对比和性能边界；
[0061]
图8为本发明实施例仿真实验的控制舵面输入对比图。
具体实施方式
[0062]
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0063]
实施例1
[0064]
本发明的一种面向损伤飞机且带有性能预测的增量非线性控制方法。如图1所示：
[0065]
s1：建立角速度运动方程，并且推导角速度运动方程的增量形式。
[0066]
通过catia软件绘制三维飞机的模型，计算正常飞机质量m、机翼面积s、展长b、平均气动弦长以及转动惯量j；
[0067]
通过xflow软件模拟风洞来计算飞机的操纵导数，具体包括：副翼δa对滚转的导数方向舵δr对滚转的导数升降舵δe对俯仰的导数副翼对偏航的导数以及方向舵对偏航的导数
[0068]
建立飞机角速度运动方程：
[0069][0070]
式中：
[0071][0072][0073][0074]
其中，和f＝[x,y,z]
t
表示飞机所受的力矩和除重力gb外的气动力；ω＝[p,q,r]
t
为三轴角速度；vb＝[u,v,w]
t
表示机体系下的三轴速度；δr＝[δx
cg
,δy
cg
,δz
cg
]
t
表示重心变化位置。
[0075]
采用泰勒级数展开方法，获得角速度动态的增量形式，展开结果如下：
[0076][0077]
式中，x表示与角速度之外的状态量，ε表示与状态增量、角速度增量相关项，具体如下：
[0078][0079]
s2：以操纵面为控制输入，计算飞机控制效能矩阵。
[0080]
规定升降舵δe、副翼δa和方向舵δr作为控制输入量δ。根据s1获取的操纵导数计算飞机控制效能矩阵，具体如下：
[0081][0082]
其中，x0表示前一时刻飞机状态量，q＝0.5ρ||vb||2表示动压。
[0083]
s3：通过差分的方式获得前一时刻的角加速度信号。
[0084]
采用二阶滤波器h(s)得到上一时刻角速度信息。通过差分方式获取前一时刻的角加速度信号具体如下式所示：
[0085][0086]
s4：根据角速度期望动态，设定角速度性能边界，并选择对应的性能边界函数。
[0087]
设计性能边界函数ξ(t)，该边界函数满足：当t1＞t2时，0＜ξ(t1)＜ξ(t2)，设计为：
[0088]
ξ(t)＝(ξ
0-ξ
∞
)e-at
+ξ
∞
ꢀꢀ
(7)
[0089]
式中，并且a＞0；
[0090]
约束正常/损伤飞机的角速度瞬态性能，即要求飞机角速度误差始终满足：
[0091]-mξ(t)＜e(t)＜nξ(t)
ꢀꢀ
(8)
[0092]
式中，m,n＞0，e(t)＝ω(t)-ω
cmd
(t)为常规角速度误差；
[0093]
对误差进行转换，结果如下：
[0094]
e(t)＝ξ(t)ω(z(t))
ꢀꢀ
(9)
[0095]
式中，z(t)表示转换误差，转换函数ω(z(t))如下：
[0096][0097]
s5：根据误差转换函数和转换误差设计角速度的虚拟控制量。
[0098]
根据s4中误差转换函数，虚拟控制量ν
ω
(t)设计为：
[0099][0100]
式中，k＞0表示角速度带宽。
[0101]
s6：根据角速度运动方程的增量形式、角加速度、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及带有性能预设的虚拟控制量来设计增量非线性容错控制律，最终实现损伤飞机的飞行控制。包括以下步骤：
[0102]
根据s1-s6获取的角速度增量方程、角加速度、控制效能矩阵、舵面偏转信号以及带有性能预设的虚拟控制量，增量非线性的角速度容错控制律设计为：
[0103][0104]
其中，δ0表示前一时刻传感器测量出的舵面偏转量。
[0105]
本实施例中，在机翼损伤故障下，对带有预设性能的增量非线性的角速度容错控制律进行仿真和评定。
[0106]
飞机在高度h＝3500m，速度va＝120m/s下直线平飞，飞机初始状态为θ0＝α0＝1.68
°
，容错控制器的采样时间δt＝0.02s，控制器参数选为k＝10，预设误差边界设定如下：
[0107][0108]
假定飞行过程中飞机左机翼损伤19.1％，在该损伤故障下给定角速度指令，将本专利设计的带有预设性能的增量非线性控制律与一般容错控制律进行对比，仿真对比结果如图2-图8所示。
[0109]
从仿真结果能看出，在机翼损伤发生后，基于本专利方法设计的容错控制器能够快速稳定损伤飞机，并且损伤后的控制性能不因机翼损伤而下降。对比一般容错控制器，在本专利设计的容错控制器的作用下的角速度响应的快速性快于一般容错控制器，并且角速度误差始终保持在预设的性能边界内。然而，一般容错控制器下的角速度误差峰值要大于本专利设计的容错控制器，并且瞬态性能不满足预期性能。因此，本专利设计的带有预设性能的增量非线性容错控制器不仅能够提高飞机对故障干扰的鲁棒性，并且在容错调整的过程中保证了飞机的瞬态性能，实现了瞬态性能与稳态性能统一的目标。
[0110]
以上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。