CN109656262A - 一种提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法 - Google Patents
一种提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109656262A CN109656262A CN201910045668.0A CN201910045668A CN109656262A CN 109656262 A CN109656262 A CN 109656262A CN 201910045668 A CN201910045668 A CN 201910045668A CN 109656262 A CN109656262 A CN 109656262A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- comfort
- passenger
- state
- speed
- angle
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 41
- 238000010276 construction Methods 0.000 claims abstract description 21
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 19
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims description 14
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 11
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 9
- 230000014509 gene expression Effects 0.000 claims description 8
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims description 8
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 7
- 208000002173 dizziness Diseases 0.000 claims description 6
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 abstract description 11
- 238000005312 nonlinear dynamic Methods 0.000 abstract description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 abstract description 2
- 238000010001 crabbing Methods 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 4
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 3
- 230000004044 response Effects 0.000 description 3
- 230000009466 transformation Effects 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 239000004576 sand Substances 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 241000208340 Araliaceae Species 0.000 description 1
- 235000005035 Panax pseudoginseng ssp. pseudoginseng Nutrition 0.000 description 1
- 235000003140 Panax quinquefolius Nutrition 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000013499 data model Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 235000008434 ginseng Nutrition 0.000 description 1
- 230000002401 inhibitory effect Effects 0.000 description 1
- 238000013507 mapping Methods 0.000 description 1
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000010998 test method Methods 0.000 description 1
- 230000003313 weakening effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Algebra (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
本发明提供的是一种提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法。步骤1：获取小型飞机飞行状态量及控制量；步骤2：预估扰动气流状态量；步骤3：计算乘客舒适度并确定补偿量；步骤4：构造位置及速度补偿控制器；步骤5：构造飞机姿态角补偿控制器；步骤6：构造飞机姿态角速度偿控制器；步骤7：确定各控制器参数。本发明针对小型飞机着陆过程，本发明提出提高乘客舒适度的控制方法，设计扰动观测器预估扰动气流速度分量，提出乘客舒适度的计算方法，构建乘客舒适度补偿模型，结合基于非线性动态逆的横纵向综合设计思想，有效控制飞机着陆过程状态偏差，实现提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的目的。
Description
技术领域
本发明涉及的是一种飞机自动控制方法，具体地说是一种小型飞机着陆过程的控制方法。
背景技术
随着国民经济的发展，小型飞机的数量越来越多，应用范围越来越广，小型飞机体积小，构造相对简单，在休闲和旅行等诸多方面备受青睐，乘客对乘坐小型飞机的舒适度要求较高。但是小型飞机由于其质量小，可装载乘客较少，因此受扰动气流影响较大，特别是在小型飞机着陆过程中，剧烈的气流扰动，造成飞机垂向和横侧向的速度变化容易引起乘客眩晕甚至晕机的情况，同时，飞机在接近地面的着陆过程中，飞机状态控制精度下降导致的飞机姿态角速度的变化，也容易造成乘客眩晕情况，以上严重影响乘客的舒适度。为此，针对小型飞机着陆过程，有效抑制扰动气流的影响和减小飞机飞行状态偏差，在提高乘客舒适度方面，具有重要的理论研究意义和现实应用意义。
截止到目前，小型飞机仍采用飞行员人工操控方式完成着陆工作，通过操控驾驶杆和油门杆控制飞机的飞行状态，操控策略主要依赖飞行员的经验。但是人工操控存在如下缺点：首先，飞行员操控无法及时有效地抑制不确定的扰动气流的影响；其次，飞行员为了准确控制飞机，往往将纵向和横侧向分开控制，这忽略了飞机的纵向与横侧向的状态耦合，对其中一个方向的控制必然会影响另一个方向的状态。因此，在着陆过程扰动气流影响下，采用飞行员人工操控方式，难以对飞机的精确控制和提高乘客的舒适度。
目前的相关文献资料，在研究飞机飞行过程的扰动气流影响时，往往假设气流扰动量是已知的，但是在实际飞机着陆过程中，扰动气流状态是不可直接测量的，可在飞机模型的基础上设计状态观测器，对扰动气流加以预估，进而分析扰动气流的速度分量。另外，飞机难以实现精确控制，是由于飞行控制***中含有大量的横纵向非线性耦合因素，可采用非线性动态逆的方式，在飞机纵向和横侧向回路中抵消其中的非线性影响因素。
发明内容
本发明的目的在于提供一种能够有效控制飞机着陆过程状态偏差，提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法。
本发明的目的是这样实现的：
步骤1：获取小型飞机飞行状态量及控制量；
步骤2：预估扰动气流状态量；
步骤3：计算乘客舒适度并确定补偿量；
步骤4：构造位置及速度补偿控制器；
步骤5：构造飞机姿态角补偿控制器；
步骤6：构造飞机姿态角速度偿控制器；
步骤7：确定各控制器参数。
本发明还可以包括：
1.飞行状态量的计算式为：
其中，x为飞机状态量，u为飞机控制量，f、g、h、k为状态量的非线性表达式、由飞机状态量及气动参数构成；
所述控制量是通过传感器获得小型飞机执行机构的舵偏角和油门开度，所述执行机构包括副翼、升降舵、方向舵和油门。
2.所述预估扰动气流状态量中，小型飞机着陆参考模型通过非线性着陆模型在期望状态点处泰勒级数展开获得，着陆参考模型为：
其中，A、B、C、D为线性方程状态矩阵，根据步骤1中输出的状态量和控制量，将非线性着陆模型和参考模型构建为扰动状态观测器，输出预估的扰动气流状态量。
3.所述计算乘客舒适度并确定补偿量具体包括：建立小型飞机乘客舒适度模型，并利用模糊控制理论，建立速度、姿态角、姿态角速度与乘客舒适度的非线性输入输出关系，舒适度函数Fc表示为：
Fc＝ξ(Vxga,Vyga,Vzga,φ,θ,p,q)
其中，Vxga、Vyga和Vzga为扰动气流在地面坐标系下的速度分量，φ为滚转角，θ为俯仰角，p为滚转角速度，q为俯仰角速度，ξ表示影响乘客舒适度的飞机飞行状态的非线性表达式。
4.所述构造位置及速度补偿控制器具体包括：在飞机位置控制环节中增加速度的独立控制环节，用于维持飞机以恒定速度完成着陆任务；在速度补偿控制器中引入舒适度模型输出的速度补偿变量，设计速度动态逆，在位置补偿控制器中引入舒适度模型输出的速度补偿变量，设计位置动态逆，利用补偿变量和动态逆，抑制非线性影响因素和扰动气流对乘客舒适度的干扰速度，根据飞机位置和速度输出期望的姿态角以及油门开度。
5.所述的构造飞机姿态角补偿控制器具体包括：在姿态角控制环节中引入舒适度模型输出的姿态角补偿变量，设计滚转角和俯仰角动态逆，引入侧滑角动态逆，根据姿态角输出期望的姿态角速度。
6.所述的构造飞机姿态角速度偿控制器具体包括：在姿态角速度控制环节中引入舒适度模型输出的姿态角速度补偿变量，设计滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度动态逆，抑制飞机变速旋转导致乘客眩晕的现象，根据姿态角速度输出期望的舵面控制量。
7.所述的确定各控制器参数具体包括：按照姿态角速度补偿控制器、姿态角补偿控制器、位置和速度补偿控制器的顺序，从时域角度，利用仿真试验数据，根据调节时间、超调量和稳态误差的指标，逐个确立各环节的PID参数，形成参数和结构完整的控制器。
本发明针对小型固定翼飞机从扰动气流区至机场着陆区的着陆过程，提出了一种提高乘客舒适度的自动着陆控制方法，该方法可使飞机自动操控各个舵面(副翼、升降舵、方向舵)和油门以完成自动着陆任务，通过构建舒适度补偿模块并引入到控制过程中，有效抑制扰动气流等影响乘客舒适度的因素，实现对飞机状态的精确控制，提高乘客的舒适度。一方面，本专利的各个控制环节均引入纵向状态和横侧向状态构成的动态逆，充分考虑两个方向的耦合情况；另一方面，本专利提出的舒适度补偿模块可预估扰动气流状态，同时计算扰动气流速度、姿态角和姿态角速度的补偿量，在飞机的各个控制环节中使用，使飞机通过舵面控制抑制扰动气流引起的机体运动，减弱由于扰动引起的乘客自身速度和角速度的变化，提高乘客的舒适度，尤其对扰动气流引起乘客眩晕和晕机的程度。
本发明的有益效果：针对小型飞机着陆过程，本发明提出提高乘客舒适度的控制方法，设计扰动观测器预估扰动气流速度分量，提出乘客舒适度的计算方法，构建乘客舒适度补偿模型，结合基于非线性动态逆的横纵向综合设计思想，有效控制飞机着陆过程状态偏差，实现提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的目的。
附图说明
图1是本发明的控制流程图。
图2是扰动气流状态观测器原理图。
图3是飞机恒速控制原理图。
图4是飞机位置控制原理图。
图5是飞机姿态角控制原理图。
图6是飞机姿态角速度控制原理图。
图7是阶跃信号响应曲线示意图。
图8是飞机速度仿真对比曲线。
图9是俯仰角速度仿真对比曲线。
图10是滚转角仿真对比曲线。
图11是横向位置偏差仿真对比曲线。
具体实施方式
下面举例对本发明做更详细的描述。
结合图1，本发明的第一种实施方式包括如下步骤：
步骤1、获取飞机飞行状态及控制量。
飞机的状态量可采用下式加以计算：
上式中，x为飞机状态量，u为飞机控制量，f、g、h、k为状态量的非线性表达式，该表达式由飞机状态量及气动参数构成。飞机执行机构包括副翼、升降舵、方向舵和油门，控制量通过传感器获得以上执行机构的舵偏角和油门开度。
步骤2、预估扰动气流状态量。
构建飞机着陆参考模型的模型，该模型通过非线性着陆模型在期望状态点处泰勒级数展开获得，模型如下所示：
上式中，A、B、C、D为线性方程状态矩阵。根据步骤1中输出的状态量和控制量，将非线性着陆模型和参考模型构建为扰动状态观测器，输出预估的扰动气流状态量。
步骤3、计算乘客舒适度并确定补偿量。
建立小型飞机乘客舒适度模型，并利用模糊控制理论，建立速度、姿态角、姿态角速度与乘客舒适度的非线性输入输出关系，舒适度函数Fc表示为下式：
Fc＝ξ(Vxga,Vyga,Vzga,φ,θ,p,q) (3)
上式中，Vxga、Vyga和Vzga为扰动气流在地面坐标系下的速度分量，φ为滚转角、θ为俯仰角，p为滚转角速度、q为俯仰角速度，ξ表示影响乘客舒适度的飞机飞行状态的非线性表达式，其中Vy和Vz涉及到扰动气流的预估状态值。建立舒适度与飞机飞行状态的线性映射关系，并确定乘客舒适度补偿状态量，将该状态量输出，供后续控制环节使用。
步骤4、构造位置及速度补偿控制器。
在传统的飞机位置控制环节中增加速度的独立控制环节，用于维持飞机以恒定速度完成着陆任务。在速度补偿控制器中引入舒适度模型输出的速度补偿变量，设计速度动态逆，在位置补偿控制器中引入舒适度模型输出的速度补偿变量，设计位置动态逆，利用补偿变量和动态逆，抑制非线性影响因素和扰动气流对乘客舒适度的干扰速度，根据飞机位置和速度输出期望的姿态角以及油门开度。
步骤5、构造飞机姿态角补偿控制器。
在姿态角控制环节中引入舒适度模型输出的姿态角补偿变量，设计滚转角和俯仰角动态逆，创新性引入侧滑角动态逆，根据姿态角输出期望的姿态角速度。
步骤6、构造飞机姿态角速度偿控制器。
在姿态角速度控制环节中引入舒适度模型输出的姿态角速度补偿变量，设计滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度动态逆，抑制飞机变速旋转导致乘客眩晕的现象，根据姿态角速度输出期望的舵面控制量。
步骤7、确定各控制器参数。
按照姿态角速度补偿控制器、姿态角补偿控制器、位置和速度补偿控制器的顺序，从时域角度出发，利用仿真试验数据，根据调节时间、超调量和稳态误差的指标，逐个确立各环节的PID参数，形成参数和结构完整的控制器。
本发明的第二种实施方式具体包括：
1、获取飞机飞行状态及控制量
本发明所述的小型飞机执行机构包括副翼、方向舵、升降舵和油门，飞机运动方程用下式表示为：
上式中，x为飞机的飞行状态，包括飞机飞行速度V、迎角α、侧滑角β、滚转角φ、俯仰角θ、偏航角ψ、滚转角速度p、俯仰角速度q、偏航角速度r。u为飞机的控制量，包括副翼、方向舵、升降舵舵偏角和油门开度。控制量可通过飞机上相应的传感器直接获得实时值，通过该非线性模型可精确计算飞机的状态值。
2、预估扰动气流状态量
本发明提出当飞机保持恒定的飞行速度V、攻角α、俯仰角θ、偏航角ψ，同时侧滑角β、滚转角φ、滚转角速度p、俯仰角速度q、偏航角速度r保持在0值附近时，乘客的舒适度最好，小型飞机的期望飞行状态如下表1所示：
表1飞机着陆过程期望状态
| 小型飞机飞行状态 | 期望值 |
| 飞行速度V | 恒定值 |
| 迎角α | 恒定值 |
| 俯仰角θ | 恒定值 |
| 偏航角ψ | 恒定值 |
| 侧滑角β | 0 |
| 滚转角φ | 0 |
| 滚转角速度p | 0 |
| 俯仰角速度q | 0 |
| 偏航角速度r | 0 |
恒定的飞行速度和迎角可以使小型飞机维持一定的动能，并且从物理学角度可使乘机人员受力均匀，舒适感高。恒定的俯仰角和偏航角可使小型飞机维持一定的姿态，便于控制飞机的横纵向位置。其余状态尽量保持0值，保证飞机沿三个方向转动较小，提高乘客的舒适度，尤其可减弱乘客晕机现象。
小型飞机在着陆过程保持上表所示的期望飞行状态，根据上表所示数据，将飞机着陆非线性模型进行泰勒级数展开，可得到线性数学模型，具体如下所示：
上式中，A、B、C、D为线性数据模型的状态矩阵，本发明将其作为小型飞机的参考模型，将应用该参考模型实时预估扰动气流的速度分量。
3、计算乘客舒适度并确定补偿量
影响乘客舒适度的因素包括：扰动气流速度分量以及飞机滚转角、俯仰角、滚转角速度和俯仰角速度，为有效控制扰动气流的有效控制，需要预估扰动气流的速度分量，本发明设计扰动气流状态观测器，用以预测扰动气流的实时状态，扰动气流状态观测器的原理如图2所示。
图2中，将以上非线性模型和参考模型分别输入初始飞行状态量和初始控制量，分别获取实际输出状态和预测输出状态，利用坐标变换器将以上两种状态由飞机本体坐标系变换至地面坐标系中，并可计算气流在地面坐标系的速度分量，坐标变换器采用下面几个变换矩阵和公式加以实现：
由地面坐标系到飞机本体坐标系的变换矩阵Tbg为：
由飞机本体坐标系到气流坐标系的变换矩阵Tab为：
飞机在地面坐标系中的着陆速度分量Vxg,Vygand Vzg可表示为下式：
根据上式，在地面坐标系的纵向、横侧向和垂向上，可获得飞机实际状态和预测状态对应的速度分量[Vxgr,Vygr,Vzgr]和[Vxgf,Vygf,Vzgf]，扰动气流在地面坐标系纵向、横侧向和垂向上的速度分量Vxga、Vyga和Vzga可表示为下式：
本发明采用模糊控制设计舒适度计算器，计算器输入为扰动气流速度分量、姿态角偏差和姿态角速度偏差，输入的描述分为7类：正大、中正、正小、零、负小、负中、负大，输入的模糊描述为：PB、PM、PS、ZE、NS、NM、NB。输出为乘客舒适度值，输出的描述分为5类：非常不舒适、较不舒适、无明显感觉、较舒适、非常舒适，输出的模糊描述为：PB、PM、ZE、NM、NB。考虑到舒适度与其影响因素是复杂的非线性关系，本发明采用线性化的方式将舒适度映射为其影响因素的线性关系，舒适度函数Fc表示为下式：
上式中系数矩阵为补偿系数，该系数由舒适度决定，舒适度的模糊描述PB、PM、ZE、NM、NB分别对应kc为0.4、0.3、0.2、0.1、0。该系数与相应舒适度影响因素乘积作为补偿量，被引入到后续的控制器设计环节中。
4、构造位置及速度补偿控制器
本发明根据纵向横侧向飞行状态构建速度动态逆，并引入舒适度模块补偿的扰动气流速度补偿量，计算期望的油门控制量T，油门控制律如下所示：
上式中，RV为辅助调节变量，可通过PID控制器计算该变量。飞机着陆过程飞行速度控制原理如图3所示。
图3中，本发明设计着陆速度动态逆，形式所示：
图3中PID控制器1的控制信号ΔV为期望速度Vcmd、实时速度V、扰动气流合速度Vf的差值，如下式所示：
ΔV＝Vcmd-V-Vf
PID控制器1的相关参数可根据不同型号飞机单独设计调节确定，参数选取原理将在后面介绍。图3所示控制过程最终输出飞机的油门控制量。
在飞机位置控制环节中，本发明根据纵向位置计算期望俯仰角指令，根据横侧向位置计算期望偏航角指令，然后再由偏航角偏差计算期望滚转角指令，即通过操控飞机的偏航和滚转实现对飞机的横侧向位置的控制。利用纵向和横侧向飞行状态来构造纵向位置动态逆、横向位置动态逆和偏航角动态逆，并设计控制器，根据横纵向位置偏差计算飞机滚转角、俯仰角和偏航角的期望控制量，期望的姿态角控制量表达式如下式所示：
上式中，Rψ、为辅助调节变量，将通过PID控制器控制计算各辅助调节变量。飞机位置控制原理如图4示。
图4中，偏航角动态逆、横向位置动态逆以及纵向位置动态逆中不考虑辅助调节变量的部分加以表达，各动态逆均由纵向和横侧向飞行状态综合表示，扰动气流垂向和横向速度补偿量经由积分器作为位置补偿量引入到位置控制环节，辅助变量Rψ、根据偏航角偏差以及横纵向位置与位置实时值和补偿值的偏差，利用PID控制器2、控制器3、控制器4计算获得，这三个PID控制器的相关参数可根据不同型号飞机单独设计调节确定，参数选取原理将在后文介绍。图4所述控制过程最终输出期望的滚转角和俯仰角。
5、构造飞机姿态角补偿控制器
本发明提出在对姿态角控制过程中引入侧滑角的控制思想，将控制对象确定为滚转角、俯仰角和侧滑角。利用纵向和横侧向飞行状态，构造姿态角动态逆，对应角速度的期望控制量表达式如下式所示：
上式中，Rφ、Rθ、Rβ为辅助调节变量，将通过PID控制器计算各辅助调节变量。控制原理如图5所示。
图5中，姿态角动态逆由纵向和横侧向飞行状态综合表示，如上式所示。辅助调节变量Rφ、Rθ、Rβ根据三个对应的姿态角偏差，利用PID控制器5、控制器6、控制器7计算获得。这三个PID控制器的相关参数可根据不同型号飞机单独设计调节确定，参数选取原理将在后文介绍。上述控制过程最终输出期望的姿态角控制量。
6、构造飞机姿态角速度偿控制器
本发明利用纵向和横侧向飞行状态，以及舒适度补偿模块计算的姿态角速度补偿分量来构造姿态角速度动态逆，并设计控制器，副翼δa、方向舵δr、升降舵δs的期望控制量，如下式所示：
上式中，矩阵M和N为飞机空气动力和姿态力矩与控制舵面的数学表达式，可通过反向运算即可推导获得，这里不赘述。Rp、Rq、Rr为辅助调节变量，将通过PID控制器计算各辅助调节变量。副翼、方向舵、升降舵的控制原理如图6所示。
图6中，姿态角速度动态逆表达式，该动态逆由纵向和横侧向飞行状态综合表示，图6中滚转角速度等三个角速度补偿量由舒适度补偿模块提供。辅助调节变量Rp、Rq、Rr根据三个姿态角速度期望值与实际值和补偿值的偏差，利用PID控制器8、控制器9、控制器10计算获得。这三个PID控制器的相关参数可根据不同型号飞机单独设计调节确定，参数选取原理将在后面介绍。上述控制过程最终输出副翼、方向舵、升降舵的控制量。
7、确定各控制器参数
本发明的控制环节中共有10个PID控制器，由于不同飞机具有不同气动参数和结构常量等，本发明提出利用试验法制定控制器参数的原则：在各个控制环节中，通过输入阶跃信号，判断以上各个环节响应曲线的调节时间、超调量、稳态误差，使其满足一定条件，以此制定以上相应PID控制器的参数，使控制***具有较好的动态特性和稳态特性。各环节对阶跃信号的响应曲线形式如图7所示。
在图7中，Ts为调节时间，δs为超调量，es为稳态误差。Ts和δs可反映***的动态特性，es可表示稳态特性，通过这些变量可反映***控制器参数的控制效果。针对各个控制环节，本发明对输入阶跃信号初值和终值，以及Ts、δs和es的边界要求设置规则如下表2所示：
表2时域指标边界规则表
验证示例及说明
针对上述理论，本发明开展仿真验证工作，以一款小型飞机为例，期望的着陆速度为70m/s，初始横向偏差为5m，为对比本发明方法的控制性能，这里选取不考虑非线性动态逆和抑制扰流功能的普通PID控制方法作为对比方法，仿真对比结果如图8-11所示，其中本发明提出的方法和对比方法分别用“本专利方法”和“对比方法”加以标注。
在图8-11中，首先在纵向上，本专利方法可以更快速的消除速度偏差，使飞机更快的维持在70m/s的期望速度上，对比普通方法，可在一定程度上更好的抑制扰动气流；本专利方法的俯仰角速度通过增大超调的方式更快速地恢复到期望0值，为***提供了更强的增稳效果；其次在横向上，面对相对的滚转角偏差，本专利的滚转角调节时间更短，超调量更小，同时可更快速的消除横向位置偏差，比普通方法更为优越。
综上，本发明可快速消除着陆横纵向的飞行状态偏差，同时通过舒适度补偿模块可有效抑制扰动气流和姿态角速度对飞机乘客舒适度的影响，提高了小型飞机着陆过程乘客的舒适度。
Claims (8)
1.一种提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法，其特征是：
步骤1：获取小型飞机飞行状态量及控制量；
步骤2：预估扰动气流状态量；
步骤3：计算乘客舒适度并确定补偿量；
步骤4：构造位置及速度补偿控制器；
步骤5：构造飞机姿态角补偿控制器；
步骤6：构造飞机姿态角速度偿控制器；
步骤7：确定各控制器参数。
2.根据权利要求1所述的提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法，其特征是飞行状态量的计算式为：
其中，x为飞机状态量，u为飞机控制量，f、g、h、k为状态量的非线性表达式、由飞机状态量及气动参数构成；
所述控制量是通过传感器获得小型飞机执行机构的舵偏角和油门开度。
3.根据权利要求1所述的提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法，其特征是：所述预估扰动气流状态量中，小型飞机着陆参考模型通过非线性着陆模型在期望状态点处泰勒级数展开获得，着陆参考模型为：
其中，A、B、C、D为线性方程状态矩阵，根据步骤1中输出的状态量和控制量，将非线性着陆模型和参考模型构建为扰动状态观测器，输出预估的扰动气流状态量。
4.根据权利要求1所述的提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法，其特征是所述计算乘客舒适度并确定补偿量具体包括：建立小型飞机乘客舒适度模型，并利用模糊控制理论，建立速度、姿态角、姿态角速度与乘客舒适度的非线性输入输出关系，舒适度函数Fc表示为：
Fc＝ξ(Vxga,Vyga,Vzga,φ,θ,p,q)
其中，Vxga、Vyga和Vzga为扰动气流在地面坐标系下的速度分量，φ为滚转角，θ为俯仰角，p为滚转角速度，q为俯仰角速度，ξ表示影响乘客舒适度的飞机飞行状态的非线性表达式。
5.根据权利要求1所述的提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法，其特征是所述构造位置及速度补偿控制器具体包括：在飞机位置控制环节中增加速度的独立控制环节，用于维持飞机以恒定速度完成着陆任务；在速度补偿控制器中引入舒适度模型输出的速度补偿变量，设计速度动态逆，在位置补偿控制器中引入舒适度模型输出的速度补偿变量，设计位置动态逆，利用补偿变量和动态逆，抑制非线性影响因素和扰动气流对乘客舒适度的干扰速度，根据飞机位置和速度输出期望的姿态角以及油门开度。
6.根据权利要求1所述的提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法，其特征是所述的构造飞机姿态角补偿控制器具体包括：在姿态角控制环节中引入舒适度模型输出的姿态角补偿变量，设计滚转角和俯仰角动态逆，引入侧滑角动态逆，根据姿态角输出期望的姿态角速度。
7.根据权利要求1所述的提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法，其特征是所述的构造飞机姿态角速度偿控制器具体包括：在姿态角速度控制环节中引入舒适度模型输出的姿态角速度补偿变量，设计滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度动态逆，抑制飞机变速旋转导致乘客眩晕的现象，根据姿态角速度输出期望的舵面控制量。
8.根据权利要求1所述的提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法，其特征是所述的确定各控制器参数具体包括：按照姿态角速度补偿控制器、姿态角补偿控制器、位置和速度补偿控制器的顺序，从时域角度，利用仿真试验数据，根据调节时间、超调量和稳态误差的指标，逐个确立各环节的PID参数，形成参数和结构完整的控制器。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910045668.0A CN109656262B (zh) | 2019-01-17 | 2019-01-17 | 一种提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201910045668.0A CN109656262B (zh) | 2019-01-17 | 2019-01-17 | 一种提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN109656262A true CN109656262A (zh) | 2019-04-19 |
| CN109656262B CN109656262B (zh) | 2021-10-01 |
Family
ID=66119828
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910045668.0A Active CN109656262B (zh) | 2019-01-17 | 2019-01-17 | 一种提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN109656262B (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111392051A (zh) * | 2019-11-14 | 2020-07-10 | 南京航空航天大学 | 一种旋翼类飞机自适应着落甲板控制***及方法 |
| CN114047778A (zh) * | 2021-10-21 | 2022-02-15 | 哈尔滨工程大学 | 一种小型飞机短距离自动着陆横侧向控制方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4131252A (en) * | 1976-06-15 | 1978-12-26 | The Boeing Company | Apparatus for compensating for airflow blockage in aircraft slotted flap assemblies |
| CN102393630A (zh) * | 2011-09-26 | 2012-03-28 | 南京航空航天大学 | 抑制舰尾气流扰动的舰载机着舰引导与控制***及方法 |
| CN103700286A (zh) * | 2013-12-11 | 2014-04-02 | 南京航空航天大学 | 一种舰载无人机自动着舰引导方法 |
| CN105182984A (zh) * | 2015-07-16 | 2015-12-23 | 孙明玮 | 飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定 |
| CN109062237A (zh) * | 2018-09-17 | 2018-12-21 | 南京航空航天大学 | 一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法 |
-
2019
- 2019-01-17 CN CN201910045668.0A patent/CN109656262B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4131252A (en) * | 1976-06-15 | 1978-12-26 | The Boeing Company | Apparatus for compensating for airflow blockage in aircraft slotted flap assemblies |
| CN102393630A (zh) * | 2011-09-26 | 2012-03-28 | 南京航空航天大学 | 抑制舰尾气流扰动的舰载机着舰引导与控制***及方法 |
| CN103700286A (zh) * | 2013-12-11 | 2014-04-02 | 南京航空航天大学 | 一种舰载无人机自动着舰引导方法 |
| CN105182984A (zh) * | 2015-07-16 | 2015-12-23 | 孙明玮 | 飞行器俯仰姿态的线性自抗扰控制器设计与参数整定 |
| CN109062237A (zh) * | 2018-09-17 | 2018-12-21 | 南京航空航天大学 | 一种无人倾转旋翼机自抗扰姿态控制方法 |
Non-Patent Citations (5)
| Title |
|---|
| FERIT ÇAKICI，ETC: "Control System Design of a Vertical Take-off and Landing Fixed-Wing UAV", 《IFAC-PAPERSONLINE》 * |
| 张勇，等: "基于扩张状态观测器的舰载机俯仰自适应滑模控制", 《海军航空工程学院学报》 * |
| 王奇，等: "抗尾流干扰的自动着舰非线性控制研究", 《飞行力学》 * |
| 王日俊，等: "基于扰动观测器的多旋翼无人机机载云台模糊自适应跟踪控制", 《浙江大学学报(工学版)》 * |
| 齐浩然，等: "基于LADRC的四旋翼无人机自适应姿态跟踪控制", 《基于LADRC的四旋翼无人机自适应姿态跟踪控制》 * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111392051A (zh) * | 2019-11-14 | 2020-07-10 | 南京航空航天大学 | 一种旋翼类飞机自适应着落甲板控制***及方法 |
| CN111392051B (zh) * | 2019-11-14 | 2022-08-05 | 南京航空航天大学 | 一种旋翼类飞机自适应着落甲板控制***及方法 |
| CN114047778A (zh) * | 2021-10-21 | 2022-02-15 | 哈尔滨工程大学 | 一种小型飞机短距离自动着陆横侧向控制方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN109656262B (zh) | 2021-10-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Zhang et al. | Adaptive constrained backstepping controller with prescribed performance methodology for carrier-based UAV | |
| CN110908281A (zh) | 无人直升机姿态运动有限时间收敛强化学习控制方法 | |
| Schumacher et al. | Adaptive control of UAVs in close-coupled formation flight | |
| CN108717265B (zh) | 一种基于控制变量参数化的无人飞行器巡航跟踪控制***及控制方法 | |
| CN106774361B (zh) | 一种基于前馈和反馈复合控制的航母舰载机着舰的舰艉流抑制方法 | |
| CN105785762A (zh) | 一种基于自适应反步滑模的两轴惯性稳定平台高精度控制方法 | |
| Raghavendra et al. | Aircraft spin recovery, with and without thrust vectoring, using nonlinear dynamic inversion | |
| CN105759609B (zh) | 一种基于显式非线性模型预测控制的舰载机自主着舰方法 | |
| CN109703768B (zh) | 一种基于姿态/轨迹复合控制的软式空中加油对接方法 | |
| CN109703769B (zh) | 一种基于预瞄策略的空中加油对接控制方法 | |
| CN113051662B (zh) | 一种基于cfd和datcom的折叠翼尖变体飞行器的气动建模及其性能评估方法 | |
| Littleboy et al. | Using bifurcation methods to aid nonlinear dynamic inversion control law design | |
| Bao et al. | Design of a fixed-wing UAV controller based on adaptive backstepping sliding mode control method | |
| Mystkowski | 721. An application of mu-synthesis for control of a small air vehicle and simulation results | |
| CN109656262A (zh) | 一种提高小型飞机着陆过程乘客舒适度的控制方法 | |
| Torabi et al. | Intelligent pitch controller identification and design | |
| CN116736723A (zh) | 一种气动热影响下的弹性高超声速飞行器建模和模糊自适应滑模控制方法 | |
| CN116088311A (zh) | 基于自适应神经网络扩张状态观测器的无人直升机二阶不确定滑模控制方法 | |
| Siddarth et al. | Global tracking control structures for nonlinear singularly perturbed aircraft systems | |
| Hecker et al. | Advanced gust load alleviation system for large flexible aircraft | |
| Horn et al. | Flight envelope limiting systems using neural networks | |
| CN112506046B (zh) | 一种针对翼尖铰接组合式飞行平台的增稳控制方法 | |
| Larsson | System identification of flight mechanical characteristics | |
| Pollack et al. | Multi-objective Design and Performance Analysis of Incremental Control Allocation-based Flight Control Laws | |
| CN109376420A (zh) | 一种飞机俯冲改出掉高的算法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |