CN113848963B - 一种飞行控制***的控制律参数设计方法 - Google Patents

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Abstract

本申请提供一种飞行控制***的控制律参数设计方法，包括：构建飞机气动模型，解算所述飞机气动模型得到与飞机气动力和推力有关的多组飞行动力学参数，根据飞行动力学参数使用特征结构配置或动态逆的方法解算出每个飞行状态下的控制参数组，确定组控制参数组中的最大值和最小值；基于每个飞行状态下的控制参数组中的最大值控制参数、最小值控制参数和标准状态控制参数形成控制参数带，根据所述控制参数带绘制出简化控制参数曲线，从而完成飞行控制***控制参数的确定。本发明通过将动态逆和特征结构配置理论应用到飞行控制***的控制律参数设计中，从而能够较快速的得到控制参数，又能在一定程度上降低传感器测量限制和计算机运算能力限制。

Description

一种飞行控制***的控制律参数设计方法
技术领域
本申请属于飞行控制技术领域，特别涉及种飞行控制***的控制律参数设计方法。
背景技术
如随着新型控制舵面和推力矢量等技术的使用，飞行控制***变得越来越复杂，使用传统的控制技术和理论进行飞行控制***控制律设计变得更加复杂，并且设计效率降低，因此如何将最新的控制理论应用到飞行控制上，一直是飞行控制研究的重点。其中特征结构配置和动态逆方法在飞行控制领域中研究和应用较为广泛，这两种方法能够较快速的设计出控制律参数，但受传感器测量技术影响，测量结果包含噪声和传感器特性等因素使其不能准确体现飞机当前状态；由于高性能飞机在机动飞行时，机载燃油随飞机姿态流动使质量特性快速变化且重心测量值不易测准，因此高性能飞机较少使用飞机重心测量值进行控制律参数调节；受特征结构配置和动态逆方法影响，对于多挂载大飞行包线飞机在飞行高度、速度和挂载变化过程中，可能出现相近飞行状态控制律参数变化剧烈的情况。
以上情况均使得特征结构配置和动态逆方法难以直接应用。
发明内容
本申请的目的是提供了一种飞行控制***的控制律参数设计方法，以解决或减轻上述至少一个问题。
本申请提供的技术方案是：一种飞行控制***的控制律参数设计方法，所述方法包括：
构建飞机气动模型，解算所述飞机气动模型得到与飞机气动力和推力有关的多组飞行动力学参数，
根据飞行动力学参数使用特征结构配置或动态逆的方法解算出每个飞行状态下的控制参数组，确定组控制参数组中的最大值和最小值；
基于每个飞行状态下的控制参数组中的最大值控制参数、最小值控制参数和标准状态控制参数形成控制参数带，根据所述控制参数带绘制出简化控制参数曲线，从而完成飞行控制***控制参数的确定。
进一步的，所述飞机气动模型包括飞机的气动力特性信息和质量特性信息，所述气动力特性信息通过风洞试验或CFD仿真获得。
进一步的，所述飞机气动模型的输入包括飞机所处的高度、速度、迎角、侧滑角、油量、挂载、飞机的三轴角速度、操纵面位置和推力。
进一步的，所述飞机气动模型的输出包括飞机在高度、速度、迎角、侧滑角、三轴加速度、角速度和角加速度。
进一步的，所述飞行动力学参数包括升力系数、阻力系数、侧力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数。
进一步的，所述标准状态控制参数的确定过程为：
确定根据某个常用油量和挂载的飞机状态为标准状态确定；
从控制参数组中选取该标准状态的控制参数作为标准状态控制参数。
进一步的，根据所述控制参数带绘制出简化控制参数曲线的过程为：
以相同高度、不同速度对应的动压为横坐标，绘制出标准状态控制参数、最大值控制参数及最小值控制参数所对应的三条曲线；
在标准状态控制参数的绘制曲线上选择一差值点，参考所述标准状态控制参数线并以线性插值的方式绘制简化曲线。
进一步的，绘制所述简化曲线时，以直线或折线的方式进行。
本发明的控制律参数设计方法适用于电传飞控***飞机，本发明通过将动态逆和特征结构配置理论应用到飞行控制***的控制律参数设计中，从而能够较快速的得到控制参数，又能在一定程度上降低传感器测量限制和计算机运算能力限制。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的控制律控制参数设计方法流程图。
图2为基于最大和最小控制参数形成三条控制参数带。
图3为在控制参数带内，参考标准状态控制参数线绘制出简化曲线。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
如图1所示，本发明提供的一种飞行控制***控制律参数设计方法，包括以下步骤：
步骤1、构建飞机气动模型
飞机气动模型能够根据飞机所处的飞行状态(姿态角、高度、速度、位置等)解算出飞机的响应信息(高度变化率、加速度之类的参数)。
构建的飞机气动模型包含飞机气动力特性和质量特性信息，其中，飞机气动力特性信息一般由风洞试验数据或CFD软件计算获取；质量特性信息包含飞机油量、挂载等对飞机重量、重心和转动惯量等有影响的信息。
构建完成的飞机气动模型的输入一般包含飞机所处的高度、速度、迎角、侧滑角、油量、挂载、飞机的三轴角速度、操纵面位置和推力等信息。
飞机气动模型为控制***中的被控对象，表达被控对象特征的是应用飞机气动模型解算出的与飞机气动力和推力等有关的飞行动力学参数，例如升力/阻力/侧力系数、俯仰/偏航/滚转力矩系数等，这些参数用于后续步骤求取控制参数。
受传感器测量技术影响，测量结果包含噪声和传感器特性等因素，一般飞行控制***中会使用滤波器对噪声进行过滤，为提高测量信号的准确性，对于俯仰角速率等变化较快量，采用超前环节或其他信号，依据飞行力学原理，使用俯仰角速率构建迎角或法向过载变化率的传感器信号进行补偿偏差。
受飞机油量和挂载影响，在相同高度和速度状态，飞机的飞行动力学参数可能存在较大差异，因此在相同高度和速度状态，飞机的飞行动力学参数为一组与油量和挂载相关的参数。
飞机气动模型的输出一般包含飞机在高度、速度、迎角、侧滑角、三轴加速度、角速度和角加速度上的变化。使用飞机气动模型解算能够解算出飞机的飞行动力学参数。
步骤2、求取控制参数
在步骤1基础上求取飞行动力学参数，以组为单位应用特征结构配置或动态逆的方法解算出对应的控制参数组。确定某个常用油量和挂载的飞机状态为标准状态，从控制参数组中选取该状态的控制参数，作为标准状态控制参数。
例如根据步骤1在0，3，5，8km高度、马赫数0.2到0.9范围，在每个高度和速度下，对应不同油量和挂载形成一组飞行动力学参数，应用特征结构配置或动态逆的方法解算出对应的控制参数组。以3t油量的无外挂状态为标准状态，从控制参数组中选取该状态的控制参数，作为标准状态控制参数。
求取控制参数组中所有控制参数的最大值和最小值，分别称作为最大控制参数和最小控制参数。
形成如表1的3组控制参数。
表1控制参数K解算表
状态 速度1 速度2 速度3
标准状态 2 2.3 2.6
挂载1-2t油 2.6 2.7 3-最大值
挂载1-5t油 3.2-最大值 2.7 2.4
挂载2-2t油 1.5 1.8 1.6
挂载2-5t油 0.8-最小值 2.8-最大值 2.7
挂载3-2t油 2.3 1-最小值 2.4
挂载3-5t油 1.7 1.5 1.5-最小值
经比较后形成表2：
表2控制参数K表
状态 速度1 速度2 速度3
标准状态 2 2.3 2.6
最小值 0.8 1 1.5
最大值 3.2 2.8 3
步骤3、简化控制参数
根据以上两步骤，飞机的每个高度和速度状态点均能获取标准状态控制参数、最大控制参数和最小控制参数三个参数，以相同高度、不同速度对应的动压为横坐标，以上三个参数能够绘制出三条曲线，在标准状态控制参数绘制曲线上以线性插值的方式选择插值点并绘制简化曲线，参考标准状态控制参数线以直线或折线的方式选择插值点并绘制简化曲线，最终获得的简化曲线不能超出最大控制参数曲线和最小控制参数曲线所包围的范围。
如图2所示为上述实施例中根据控制参数组选取的最大值控制参数、最小值控制参数及标准状态控制参数而绘制的曲线。
如图3所示，在绘制简化曲线时，首先选取了标准状态控制参数曲线最左侧的一点，参考标准状态控制参数曲线，简化曲线的中间点和右侧点通过最大值控制参数和最小值控制参数的线性插值得到，最后通过直线或折线连接简化曲线的几个点从而得到简化曲线。
重复此方法在其他高度(例如3、5、8高度)对应控制参数曲线上，最终形成以动压为横轴，控制参数为纵轴，每个高度均有对应的一簇曲线，以此作为最终的控制律参数设计结果。
本发明的控制律参数设计方法适用于电传飞控***飞机，本发明通过将动态逆和特征结构配置理论应用到飞行控制***的控制律参数设计中，从而能够较快速的得到控制参数，又能在一定程度上降低传感器测量限制和计算机运算能力限制。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (6)

1.一种飞行控制***的控制律参数设计方法，其特征在于，所述方法包括：
构建飞机气动模型，解算所述飞机气动模型得到与飞机气动力和推力有关的多组飞行动力学参数，
根据飞行动力学参数使用特征结构配置或动态逆的方法解算出每个飞行状态下的控制参数组，确定控制参数组中的最大值和最小值；
基于每个飞行状态下的控制参数组中的最大值控制参数、最小值控制参数和标准状态控制参数形成控制参数带，根据所述控制参数带绘制出简化控制参数曲线，从而完成飞行控制***控制参数的确定；
其中，确定某个常用油量和挂载的飞机状态为标准状态，从控制参数组中选取该标准状态的控制参数即为标准状态控制参数；
根据所述控制参数带绘制出简化控制参数曲线的过程为：以相同高度、不同速度对应的动压为横坐标，绘制出标准状态控制参数、最大值控制参数及最小值控制参数所对应的三条曲线；在标准状态控制参数的绘制曲线上选择一插值点，参考所述标准状态控制参数线并以线性插值的方式绘制简化曲线。
2.如权利要求1所述的飞行控制***的控制律参数设计方法，其特征在于，所述飞机气动模型包括飞机的气动力特性信息和质量特性信息，所述气动力特性信息通过风洞试验或CFD仿真获得。
3.如权利要求2所述的飞行控制***的控制律参数设计方法，其特征在于，所述飞机气动模型的输入包括飞机所处的高度、速度、迎角、侧滑角、油量、挂载、飞机的三轴角速度、操纵面位置和推力。
4.如权利要求3所述的飞行控制***的控制律参数设计方法，其特征在于，所述飞机气动模型的输出包括飞机的高度、速度、迎角、侧滑角、三轴加速度、角速度和角加速度。
5.如权利要求4所述的飞行控制***的控制律参数设计方法，其特征在于，所述飞行动力学参数包括升力系数、阻力系数、侧力系数、俯仰力矩系数、偏航力矩系数、滚转力矩系数。
6.如权利要求1所述的飞行控制***的控制律参数设计方法，其特征在于，绘制所述简化曲线时，以直线或折线的方式进行。
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