[发明专利]纵向飞行模型簇颤振抑制复合频率鲁棒控制器设计方法

权利要求书

1.一种纵向飞行模型簇颤振抑制复合频率鲁棒控制器设计方法，其特点是包括以下步骤：

1)给定不同高度、马赫数下通过扫频飞行试验直接由允许飞行的全包线内的幅频和相频特性构成飞行器全包线内的升降舵与飞行高度之模型簇，并且能够跨越飞行包线获得飞行器的颤振频率，得到对应的飞行器升降舵与飞行高度之间开环传递函数簇模型

G(s)=e-σ(h,M)sK(h,M)A(h,M,s)B(h,M,s)+Δ(s)]]>

和颤振频率ω_ASE(h,M)；

其中

A(h,M,s)=s^m+a_m-1(h,M)s^m-1+a_m-2(h,M)s^m-2+…+a₁(h,M)s+a₀(h,M)、

B(h,M,s)=sⁿ+b_n-1(h,M)s^n-1+b_n-2(h,M)s^n-2+…+b₁(h,M)s+b₀(h,M)为多项式，s为传递函数中常用的拉普拉斯变化后的变量，h,M分别为飞行高度和马赫数，σ(h,M)是俯仰回路的延迟时间，K(h,M)为随h,M变化的增益，a_l(h,M),l=0,1,2,…,m-1为多项式A(h,M,s)中随h,M变化的系数簇，b_i(h,M),i=0,1,2,…,n-1为多项式B(h,M,s)中随h,M变化的系数簇，Δ(s)为模型中的不确定项；

2)判断在已知模型不确定部分|[Δ(s)]_s=jω|≤Δ₀时，根据飞行包线内的幅频特性直接确定开环截止频率区间确定方法为：

从|G(jω)|=1即|[e-σ(h,M)sK(h,M)A(h,M,s)B(h,M,s)+Δ(s)]s=jω|=1]]>中，近似为|[e-σ(h,M)sK(h,M)A(h,M,s)B(h,M,s)]s=jω|=1+Δ0,]]>得到开环截止频率ω_c解的最大值ω_cmax和最小值ω_cmin，开环截止频率ω_c区间为ω_cmin≤ω_c≤ω_cmax;

式中，Δ₀为正实数，jω为频率特性中的变量，j为虚部表示，ω为角频率；

3)判断在已知模型不确定部分时，根据飞行包线内的相频特性，计算包线内最大相位裕度γ_max(ω_c)=max{180°-σ(h,M)ω_c+arg[A(h,M,jω_c)]-arg[B(h,M,ω_c)]},ω_cmin≤ω_c≤ω_cmax和包线内最小相位裕度

ω_cmin≤ω_c≤ω_cmax直接确定与截止频率区间所对应的相位裕度区间为：γ_min(ω_c)≤γ(ω_c)≤γ_max(ω_c),ω_cmin≤ω_c≤ω_cmax；

其中，Δ₁为正实数；

4)候选多级串联滞后—超前补偿环节的传递函数为：

Gc(s)=kckASEωASEs+1Πi=1NTD1(i)s+1a(i)TL1(i)s+1·TD2(i)s/a(i)+1TL2(i)s+1]]>

式中，k_c为待确定的常数增益，N为整数，表示待确定的滞后—超前补偿环节的级数，T_D1(i)、T_L1(i)、T_D2(i)、T_L2(i),i=1,2,…,N为待确定的时间常数，a(i)>1,i=1,2,…,N为待确定的参数，k_ASE为颤振抑制增益；

加入多级串联滞后—超前补偿环节后，

从|G(jω)G_c(jω)|=1即|[kckASEωASEs+1Πi=1NTD1(i)s+1a(i)TL1(i)s+1·TD2(i)s/a(i)+1TL2(i)s+1·e-σ(h,M)sK(h,M)A(h,M,s)B(h,M,s)]s=jω|=1+Δ0]]>中，得到开环截止频率ω_fc解的最大值ω_fcmax和最小值ω_fcmin，开环截止频率ω_fc区间为ω_fcmin≤ω_fc≤ω_fcmax，

在飞行器全包线内的相位裕度指标γ^*给定情况下，加入多级串联滞后—超前补偿环节后系统的相位裕度γ_f(ω_fc)应该满足：

ω_fcmin≤ω_fc≤ω_fcmax

即满足：ω_fcmin≤ω_fc≤ω_fcmax

同时，在颤振频率ω_ASE(h,M)处还应满足：

即满足：

在上述指标和极大似然准则或其它准则共同约束下，可以根据系统模型结构辨识中的极大似然方法或辨识方法确定滞后—超前补偿环节的级数N、常数增益k_c、时间常数T_D1(i)、T_L1(i)、T_D2(i)、T_L2(i),i=1,2,…,N，待确定的参数a(i)>1,i=1,2,…,N和颤振抑制增益k_ASE；；

5)在飞行器全包线内的幅值裕度指标L^*分贝数给定情况下，

从20log₁₀|G(jω)G_c(jω)|=-L^*即

20log10|[kckASEωASEs+1Πi=1NTD1(i)s+1a(i)TL1(i)s+1·TD2(i)s/a(i)+1TL2(i)s+1·e-σ(h,M)sK(h,M)A(h,M,s)B(h,M,s)]s=jω|=-L*]]>中，得到频率ω_Lc解的最大值ω_Lcmax和最小值ω_Lcmin，ω_Lc区间为ω_Lcmin≤ω_Lc≤ω_Lcmax，

判断：

ω_Lcmin≤ω_Lc≤ω_Lcmax

即满足：ω_Lcmin≤ω_Lc≤ω_Lcmax

若满足，则飞行控制器设计完成，若不满足，再增加补偿环节级数或减小常数增益k_c。