[发明专利]飞行器三维飞行区域控制器宽适应性设计方法

摘要

为了克服现有控制器设计方法不能保证在给定飞行区域范围飞行器稳定安全飞行的不足，本发明提供一种飞行器三维飞行区域控制器宽适应性设计方法，该方法建立了飞行器运动相平面方程，该方法通过气动力、力矩方程得到给定控制目标高度、马赫数时的飞行器平稳平飞气流迎角和配平舵面，引入气流迎角、侧滑角等状态反馈控制器，采用相平面分析模型确定系统的区域稳定性，在此基础上确定反馈控制器的参数，直接对飞行器三维运动进行控制，避免了力矩方程中忽略气动力作用等不正确近似，使得控制器在整个设计区域都能保证飞行器的稳定性，减少甚至避免了分析模型导致的不稳定、不安全飞行等问题发生。

主权项

1.一种飞行器三维飞行区域控制器宽适应性设计方法，其特点是包括以下步骤：（1）根据飞行器运动方程：及气动力矩方程：p·=1IxIz-Izx2[IzCL(α,β,α·,β·,δ)+IzxCN(α,β,α·,β·,δ)+Izx(Iz+Ix-Iy)pq+(IyIz-Iz2-Izx2)qr]q·=CM(α,β,α·,β,δ·)+(Iz-Ix)pr+Izx(r2-p2)Iyfr·=1IxIz-Izx2[IzxCL(α,β,α·,β·,δ)+IxCN(α,β,α·,β·,δ)+(Ix2-IxIy+Izx2)pq+Izx(Iy-Iz-Ix)qr]---(2)]]>其中：+Le(α,βα·,β·,δ)Ne(α,β,α·,β·,δ)Me(α,β,α·,β·,δ)]]>由欧拉方程导出；得到：其中：fαq=1-QSmVTfq-α(α,β,δ)secβ]]>α为气流迎角，β为侧滑角，为俯仰角，为滚转角，p为滚转角速度，q为俯仰角速度，r为偏航角速度，g为重力加速度，δ为包含方向舵、副翼、升降舵、油门开度、鸭翼等在内的输入向量，I_x为绕轴x的转动惯量，I_y为绕轴y的转动惯量，I_z为绕轴z的转动惯量，I_zx=I_xz为乘积转动惯量，V_T为空速，Mpα(α,β,α·,β·,δ),]]>Mrα(α,β,α·,β·,δ),]]>Mqα(α,β,α·,β·,δ),]]>Me(α,β,α·,β·,δ)]]>为有关纵向力矩函数表达式，Lpβ(α,β,α·,β·,δ),]]>Lrβ(α,β,α·,β·,δ),]]>Lqβ(α,β,α·,β·,δ),]]>Le(α,β,α·,β·,δ),]]>Npβ(α,β,α·,β·,δ),]]>Nrβ(α,β,α·,β·,δ),]]>Nqβ(α,β,α·,β·,δ),]]>Ne(α,β,α·,β·,δ)]]>为有关的侧向力矩函数表达式，f_q-α(α,β,δ)为纵向力函数，f_p-β(α,β,δ)、f_r-β(α,β,δ)为侧向力的有关函数，C_x(α,β,δ)、C_y(α,β,δ)、C_x(α,β,δ)分别为纵向、侧向、法向气动力，Q、S、m分别表示飞行器动压、机翼面积和质量；相平面方程为：(4)将带入(4)式，并整理可得式中：i,j=1,2,3为根据（4）、（5）式在表达式中消去p,q,r得到的矩阵函数的第i行、第j列元素；;在p=0,r=0,q=0,条件下确定控制目标高度、马赫数时的配平舵面、气流迎角、给定转弯半径稳定盘旋的侧滑角的平衡点δ_s,α_s,β_s；（2）选取反馈控制器表达式为：δ=δ₀+k(α,β,p,r,q)满足条件：p=0,r=0,q=0,α=α_s,β=β_s时，δ=δ_s；其中：δ₀为舵面输入的常数值，k(α,β,p,r,q)为反馈控制函数；（3）在给定飞行区域内，采用以下相平面分析模型：分析系统收敛性得到远离鞍点的约束条件：f11(α,β,α·,β·,δ)f12(α,β,α·,β·,δ)f13(α,β,α·,β·,δ)f21(α,β,α·,β·,δ)f22(α,β,α·,β·,δ)f23(α,β,α·,β·,δ)f31(α,β,α·,β·,δ)f32(α,β,α·,β·,δ)f33(α,β,α·,β·,δ)<0,]]>f_αa(·)<0，f_βa(·)<0根据收敛性指标和平衡点条件：满足条件：p=0,r=0,q=0,α=α_s,β=β_s时，δ=δ_s共同确定反馈控制器的参数。