[发明专利]一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法

摘要

本发明公开一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，包括步骤：根据水平风洞的飞行器试验系统数据建立飞行动力学方程；将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程；通过时标分离理论将飞行器控制系统分为内环转动控制回路和外环质心控制回路；对内环转动控制回路，以INDI增量式动态逆方法或NDI动态逆方法设计控制律；对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律；通过内环转动控制回路和外环质心控制回路控制飞行器各舵面。本发明能够有效抵消系统非线性，降低干扰，满足所需的控制要求且优化控制效果，提高控制精度。

主权项

1.一种基于非线性控制律的飞行器风洞自由飞的控制方法，其特征在于，包括步骤：S100，根据水平风洞的飞行器系统数据建立飞行动力学方程，所述飞行动力学方程包括质心动力学方程和转动动力学方程；S200，将所述飞行动力学方程转化为状态空间方程；S300，通过时标分离理论将飞行器控制系统分为内环转动控制回路和外环质心控制回路；对内环转动控制回路，以增量式非线性动态逆方法或非线性动态逆方法设计控制律；根据转动动力学方程转化为状态空间方程计算方程为：输入三轴角加速度输出的各舵面偏度[δc,δe,δa,δrl,δrr,δlef]^T和[δy,δz]^T；其中，δc是鸭翼偏度，δe是数字升降舵偏度，δa是数字副翼偏度，δrl是左方向舵偏度，δrr是右方向舵偏度，δ_lef是前缘襟翼偏度；[fp(x),fq(x),fr(x)]三轴角加速度p,q,r的转动函数：其中，分别为滚转、俯仰、偏航零控制力矩，c₁～c₉为惯量系数；其中，c₂＝(I_x‑I_y+I_z)I_xz/Σ，c₃＝I_z/Σ，c₄＝I_xz/Σ，c₅＝(I_z‑I_x)/I_y，c₆＝I_xz/I_y，c₇＝1/I_y，c₉＝I_x/Σ；其中I_x,I_y,I_z为转动惯量，I_xz为惯量积，B₁和B₂是控制效能矩阵：其中，T是推力，X_T为推力力臂；g_pδc：表示鸭翼δc对滚转角速度p的效能；g_pδe表示数字升降舵δe对滚转角速度p的效能；g_pδa表示数字副翼δa对滚转角速度p的效能；g_pδrl表示左方向舵δrl对滚转角速度p的效能；g_pδrr表示右方向舵δrr对滚转角速度p的效能；g_qδc表示鸭翼δc对俯仰角速度q的效能；g_qδe表示数字升降舵δe对俯仰角速度q的效能；g_qδa表示数字副翼δa对俯仰角速度q的效能；g_qδrl表示左方向舵δrl对俯仰角速度q的效能；g_qδrr表示右方向舵δrr对俯仰角速度q的效能；g_rδc表示鸭翼δc对偏航角速度r的效能；g_rδe表示数字升降舵δe对偏航角速度r的效能；g_rδa表示数字副翼δa对偏航角速度r的效能；g_rδrl表示左方向舵δrl对偏航角速度r的效能；g_rδrr表示右方向舵δrr对偏航角速度r的效能；对外环质心控制回路，根据风洞动态试验数据，加入动导数影响项设计控制律；根据质心动力学方程转化为状态空间方程计算方程为：输入三个气流角[α，β，μ]^T，输出的飞行器滚转、俯仰、偏航角速度指令[p q，r]^T；其中，[f_α(x)，f_β，(x)，f_μ(x)]三个气流角α，β，μ的质心函数；B₃是控制效能矩阵：B₃中g为各内环状态量相对于外环状态量并加入动导数影响项的效能系数，其中：g_αp滚转角速度p相对迎角α的效能，g_αq俯仰角速度q相对迎角α的效能，g_αr偏航角速度r相对迎角α的效能，g_βp滚转角速度p相对侧滑角β的效能，g_βq俯仰角速度q相对侧滑角β的效能，g_βr偏航角速度r相对侧滑角β的效能，g_μp滚转角速度p相对绕速度矢量滚转角μ的效能，g_μq俯仰角速度q相对绕速度矢量滚转角μ的效能，g_μr偏航角速度r相对绕速度矢量滚转角μ的效能；S400，通过内环转动控制回路和外环质心控制回路控制飞行器各舵面。