CN107844123A - 一种非线性飞行器航迹控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种非线性飞行器航迹控制方法。本发明中的航迹指令生成器发送航迹指令信号至外环航迹控制器；外环航迹控制器接收航迹指令与传感器测量的飞行器位置、速度、航迹倾角、航迹方位角信号，计算并分别发送发动机油门指令信号至飞行器平台和迎角指令、侧滑角指令与绕速度矢滚转角指令信号至内环姿态控制器；内环姿态控制器接收迎角指令、侧滑角指令、绕速度矢滚转角指令信号与传感器测量的飞行器迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角、角速度信号，计算并发送舵面偏转指令至飞行器平台；传感器测量获得飞行器参数信号并反馈至外环航迹控制器和内环姿态控制器；飞行器接收舵偏控制指令完成相应的舵偏动作、接收油门控制指令实现相应推力。
Description
技术领域
本发明属于航空飞行器飞行控制技术领域，具体涉及一种非线性飞行器航迹控制方法。
背景技术
目前航空飞行器控制一般采用线性增益调度控制律，这种以配平状态小扰动线性化和经典控制理论为基础的传统控制律设计复杂，涉及到若干工作状态点的选取与相应线性控制律的设计，控制参数整定工作繁琐，同时由于航空飞行器的本质非线性，线性增益调度控制律的稳定性缺乏充足的理论保障。
基于时标分离的非线性动态逆控制方法是近些年来得到广泛关注的一种非线性飞行控制方法，其基于时标分离原理实现了飞行器模型的全局线性化，可对不同通道进行解耦控制，增益调节简单。但是，为简化模型求逆，动态逆控制律设计中引入了时标分离假设将***分为快慢回路，即认为快回路的响应速度远快于慢回路的响应速度，从而在设计慢回路控制律时，将快变量的动态特性忽略，在综合快回路时，近似认为慢变量为常数。这种处理简化了问题，但也人为地将***割裂，慢回路状态的响应依赖于快回路的控制实现，存在控制滞后的问题。此外为满足时标分离条件，快、慢回路的控制增益设置需要满足一定的约束。
航空飞行器航迹控制一般通过外环质心运动控制与内环姿态运动控制复合嵌套实现，这两个控制回路分别称为外环航迹控制回路与内环姿态控制回路，相应的控制律分别称为外环航迹控制律与内环姿态控制律。采用基于时标分离的动态逆控制方法分别对外环航迹控制律与内环姿态控制律进行设计会加剧控制滞后、影响飞行品质，而采用对被控状态逐次求导直至出现控制项的反馈线性化技术可解决时标分离要求带来的问题。
考虑飞行器外环航迹控制回路，飞行器外环航迹控制律设计任务即给定待跟踪的航迹指令，计算由内环姿态控制器实现的迎角指令、侧滑角指令、绕速度矢滚转角指令与控制发动机推力的油门指令。按照反馈线性化控制律设计流程，对飞行器位置微分方程再求导一次可以与迎角、油门等控制量关联起来，在对航迹指令的跟踪控制中，首先指定飞行器位置变量的动态过渡特性，然后求解代数方程计算相应的控制指令。但是飞行器质心运动模型并非仿射形式，因而不能直接得到迎角指令、绕速度矢滚转角指令与油门指令的显式解，这就限制了反馈线性化控制律设计方法的应用。
发明内容
本发明所要解决的问题是飞行器航迹控制器设计中外环回路反馈线性化方法使用受限的问题，提供一种采用反馈线性化技术的非线性飞行器航迹控制方法。
本发明的非线性飞行器航迹控制方法使用的控制装置包括：航迹指令生成器、外环航迹控制器、内环姿态控制器、传感器与飞行器平台；所述的航迹指令生成器发送航迹指令信号至外环航迹控制器；外环航迹控制器接收航迹指令与传感器测量的飞行器位置、速度、航迹倾角、航迹方位角信号，计算并分别发送发动机油门指令信号至飞行器平台和迎角指令、侧滑角指令与绕速度矢滚转角指令信号至内环姿态控制器；内环姿态控制器接收迎角指令、侧滑角指令、绕速度矢滚转角指令信号与传感器测量的飞行器迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角、角速度信号，计算并发送舵面偏转指令至飞行器平台；传感器测量获得飞行器速度、航迹倾角、航迹方位角、迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角、角速度等信号并反馈至外环航迹控制器和内环姿态控制器；飞行器接收舵偏控制指令完成相应的舵偏动作、接收油门控制指令实现相应推力。
本发明的非线性飞行器航迹控制方法，包括以下步骤：
1 航迹指令生成器输入航迹指令信号 至外环航迹控制器，指令值为时间的函数。其中，与分别为地面坐标系下的横坐标指令、纵坐标指令与高度指令，上标“”代表矢量转置。
2 外环航迹控制器通过传感器得到当前时刻飞行器的位置、速度幅值、航迹方位角、航迹倾角，根据设定的航迹指令，按下述步骤计算控制指令，将指令发送至内环姿态控制器、将指令发送至飞行器。其中，为迎角指令，为侧滑角指令，为绕速度矢滚转角指令，为发动机油门指令。
2a 设置侧滑角指令为。
2b 对飞行器位置微分方程求导，令
其中，为飞行器质量，为发动机最大推力，为阻力，为升力，为大气密度，分别为阻力系数与升力系数，为重力加速度。计算对的导数矩阵与对的导数矩阵，其中，
2c 计算期望的闭环动力学特性为
其中，为频率参数，为阻尼参数。
2d 基于状态方程计算导数，基于期望的动态响应方程计算导数为
2e 计算实现对指令航迹跟踪的动态反馈控制律为
控制律中参数基于数值仿真计算、采用尝试法或优化方法确定，其中尝试法通过试探设置参数值，优化方法通过构建非线性规划问题确定参数值。
3 内环姿态控制器通过传感器得到当前时刻飞行器的迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角与三轴角速度信号，根据外环航迹控制器给出的指令信号，采用内环姿态控制律计算舵偏指令，并将舵偏指令信号发送至飞行器。内环姿态控制律采用基于时标分离的动态逆技术设计，将飞机姿态动力学分为气流角子回路与角速度子回路。在气流角子回路，将角速度作为控制量来控制气流角；在角速度子回路，通过气动舵面产生力矩来实现对角速度的控制。通过对两个子回路的分层控制律设计，得到控制迎角、侧滑角与绕速度矢滚转角的舵偏指令。
4 飞行器接收外环航迹控制器给出的油门指令与内环姿态控制器给出的舵偏指令，具体通过发动机装置与舵机装置实现，控制飞行器跟踪指令航迹。
5 回到第1步，不断生成新的控制指令、实现对航迹指令的跟踪。
本发明的非线性飞行器航迹控制方法利用反馈线性化理论与动力***稳定理论。本发明具有以下特点：
1）本发明得到了飞行器外环控制律的解析表达式，其形式简洁，类似于PID控制律中的I控制律，易于工程实现。
2）可以证明本发明的外环控制律能使得某个Lyapunov控制函数单调减小，从而在理论上保证了控制律的稳定性。
3）相较于基于时标分离的动态逆技术，外环回路采用反馈线性化技术可以解决时标分离带来的控制滞后，同时在控制增益设置上有更大的自由度。
4）本发明解决了一般多输入多输出非线性动力学***情形反馈线性化控制器设计方法使用受限的问题，是对反馈线性化控制器设计技术的发展。
附图说明
图1 为本发明的非线性飞行器航迹控制方法的飞行器航迹控制框图；
图2 为飞机飞行三维轨迹；
图3 为飞机速度幅值曲线；
图4 为飞机航迹方位角曲线；
图5 为飞机航迹倾角曲线；
图6 为飞机迎角指令曲线；
图7 为飞机绕速度矢滚转角指令曲线；
图8 为发动机油门指令曲线；
图9 为气动舵面偏转指令曲线。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例进一步对本发明详细说明，以下实施例只是描述性的，非限定性的，不能以此限定本发明的保护范围。
实施例1：
进行某飞机的航迹控制仿真，飞机初始位置为，初始时间，初始速度幅值为50m/s，初始航迹方位角为0deg，初始航迹倾角为0deg，仿真时间取为15s，控制方法实施步骤如下：
1 航迹指令生成器输入航迹坐标指令至外环航迹控制器，该航迹指令代表飞机沿轴方向、高度为1050m、速度为50m/s的定直平飞。
2 外环航迹控制器通过传感器得到当前时刻飞机的位置、速度、航迹方位角、航迹倾角，根据设定的航迹指令，按下述步骤计算控制指令，并将指令发送至内环姿态控制器、将指令发送至飞机。
2a 设置侧滑角指令为。
2b 按发明内容中给出的公式计算矩阵。
2c 计算期望的闭环动力学特性为
2d 计算导数为，计算导数为
2e 采用尝试法确定控制律参数与，设计外环控制律为
3 内环姿态控制器通过传感器得到当前时刻飞机的迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角与三轴角速度信号，根据外环控制器给出的指令信号，采用非线性动态逆技术设计内环姿态控制律，将飞机姿态动力学分为气流角子回路与角速度子回路，在气流角子回路，将角速度作为控制量来控制；在角速度子回路，通过气动舵面产生力矩来实现对的控制。通过对两个子回路的分层控制律设计，内环姿态控制器计算得到实现指令的舵偏指令，并将舵偏指令信号发送至飞机。
4 飞机接收外环航迹控制器给出的油门指令与内环姿态控制器给出的舵偏指令，具体通过发动机装置与舵机装置实现，控制飞机跟踪指令航迹。
5 回到第1步，不断生成新的控制指令、实现对航迹指令的跟踪。
依本实施例所述初始条件和控制方法，图2给出了三维空间中的飞机航迹指令与飞机航迹飞行曲线，其中虚线为指令位置，实线为飞机的实际坐标位置，原点代表飞机初始位置，结果表明虽然飞机初始位置距离指令位置较远，但飞机迅速调整了飞行航迹，大约10s后实际位置坐标与指令坐标误差已较小，很好地实现了对指令航迹的跟踪。图3给出了飞机的速度曲线，图4给出了飞机的航迹方位角曲线，图5给出了飞机的航迹倾角曲线，从这三幅图中可以看到15s后，飞机基本实现了沿轴方向、速度为50m/s的定直巡航飞行。
图6给出了航迹控制器中计算得到的迎角指令，可以看到迎角指令在初始阶段迅速增大，在12.5s后稳定在约6.5deg的平飞迎角。图7给出了绕速度矢滚转角指令，可以看到指令在初始阶段先正向迅速增大，而后又反向减小，在10s后回到0deg附近、进入微调阶段。图8给出了发动机油门指令，飞行中初始阶段要求的发动机推力较大，而后需要的发动机推力逐渐减小到平飞所需推力。图9给出了气动舵面偏转指令曲线，包括副翼指令、升降舵指令与方向舵指令，除初始阶段变化较剧烈外，10s后它们均趋于定直平飞对应的舵面偏转值。
Claims (3)
1.一种非线性飞行器航迹控制方法，其特征在于：所述方法涉及的装置包括：航迹指令生成器、外环航迹控制器、内环姿态控制器、传感器与飞行器平台；所述的航迹指令生成器发送航迹指令信号至外环航迹控制器；外环航迹控制器接收航迹指令与传感器测量的飞行器位置、速度、航迹倾角、航迹方位角信号，计算并分别发送发动机油门指令信号至飞行器平台和迎角指令、侧滑角指令与绕速度矢滚转角指令信号至内环姿态控制器；内环姿态控制器接收迎角指令、侧滑角指令、绕速度矢滚转角指令信号与传感器测量的飞行器迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角、角速度信号，计算并发送舵面偏转指令至飞行器平台；传感器测量获得飞行器速度、航迹倾角、航迹方位角、迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角、角速度信号并反馈至外环航迹控制器和内环姿态控制器；飞行器接收舵偏控制指令完成相应的舵偏动作、接受油门控制指令实现相应推力；
所述控制方法包括以下步骤：
a. 航迹指令生成器输入航迹指令信号至外环航迹控制器，指令值为时间的函数；
其中，与分别为地面坐标系下的横坐标指令、纵坐标指令与高度指令，上标“”代表矢量转置；
b. 外环航迹控制器通过传感器得到当前时刻飞行器的位置、速度幅值、航迹方位角、航迹倾角，根据设定的航迹指令，按下述步骤计算控制指令，将指令发送至内环姿态控制器、将指令发送至飞行器；
其中，为迎角指令，为侧滑角指令，为绕速度矢滚转角指令，为发动机油门指令；
b1. 设置侧滑角指令为；
b2. 对飞行器位置微分方程求导，令
其中，为飞行器质量，为发动机最大推力，为阻力，为升力，为大气密度，分别为阻力系数与升力系数，为重力加速度；
计算对的导数矩阵 与对的导数矩阵，其中，
b3. 计算期望的闭环动力学特性为
其中，为频率参数，为阻尼参数；
b4. 基于状态方程计算导数，基于期望的动态响应方程计算导数为
b5. 计算实现对指令航迹跟踪的动态反馈控制律为
其中是控制律参数；
c. 内环姿态控制器通过传感器得到当前时刻飞行器的迎角、侧滑角、绕速度矢滚转角与三轴角速度信号，根据外环航迹控制器给出的指令信号，采用内环姿态控制律计算舵偏指令，并将舵偏指令信号发送至飞行器；
d． 飞行器接收并实现外环航迹控制器给出的油门指令与内环姿态控制器给出的舵偏指令；
e． 回到步骤a，不断生成新的控制指令、实现对航迹指令的跟踪。
2.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤b5中所述参数、基于数值仿真计算、采用尝试法或优化方法确定，其中尝试法通过试探设置参数值，优化方法通过构建非线性规划问题确定参数值。
3.根据权利要求1所述的控制方法，其特征在于：步骤c中所述内环姿态控制律将飞机姿态动力学分为气流角子回路与角速度子回路；在气流角子回路，将角速度作为控制量来控制气流角；在角速度子回路，通过气动舵面产生力矩来实现对角速度的控制；通过对两个子回路的分层控制律设计，得到控制气流角的舵偏指令。
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