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申请/专利权人：大连理工大学

摘要：本发明公开一种面向直接升力弱模型依赖固定翼飞机的下滑改进控制方法，属于固定翼飞机的下滑过程控制技术领域。本发明依据地面建立的固定翼飞机动力学模型，开展基于预设性能动态逆的弱模型依赖改进直接力下滑控制设计，而后引入在线气动辨识技术降低对精确模型的依赖性。相比于传统控制方法，本发明考虑飞机下滑过程中所面临的复杂环境干扰以及移动平台降落所需较高精度要求等问题，采用预设性能控制对基准控制器进行优化设计，借助在线气动参数辨识结合动态逆控制提高对模型不确定性的适应性，为提高下滑轨迹控制能力提供一种解决方案，有效提高固定翼飞机下滑过程中的控制精度和鲁棒性，具有长远的应用前景。

主权项：1.一种面向直接升力弱模型依赖固定翼飞机的下滑改进控制方法，其特征在于，具体步骤如下：1考虑综合直接升力的固定翼飞机动力学建模在建模过程中使用地面坐标系、机体坐标系和速度坐标系，各坐标系定义均为苏联坐标体系，即北-天-东体系；1.1地面坐标系原点Oe取飞机的起飞点，轴oexe指向飞机初始航线方向，oeye垂直地面向上，oeze垂直于oexeye向右，一般采用地面坐标系描述飞机位置关系；1.2机体坐标系原点Ob取在飞机的质心处，三个坐标轴与飞机固连；obxb轴位于飞机的对称平面内；与机身轴线一致，指向前方；obyb位于飞机对称平面并垂直于obxb，向上为正，obzb垂直于obxbyb平面，向右为正；1.3速度坐标系原点Oa取在飞机质心处，oaxa轴与飞机质心瞬时空速方向重合，oaya轴处于飞机对称平面内，垂直于oaxa轴向上为正，oaza轴垂直于oaxayb平面，向右为正；飞机运动状态相关参数及其方向定义如下，其中符号未加粗代表单个变量，加粗代表矩阵：速度V：速度坐标系中，沿oaxa向前为正；前向速度Vx：机体坐标系中，沿obxb向前为正；垂向速度Vy：机体坐标系中，沿obyb向上为正；侧向速度Vz：机体坐标系中，沿obzb向右为正；迎角α：空速在机体系下方为正，其表达式为： 侧滑角β：空速在机体系右侧为正，其表达式为： 航迹倾斜角μ：在航迹坐标系中，飞机速度矢量指向水平面上方为正；滚转角γ：在机体坐标系中，向右滚转为正；滚转角速率ωx：正方向与滚转角正方向定义一致；偏航角ψ：在机体坐标系中，机头左偏为正；偏航角速率ωy：正方向与偏航角正方向定义一致；俯仰角θ：在机体坐标系中，飞机抬头为正；俯仰角速率ωz：正方向与俯仰角正方向定义一致；前飞距离Sg：在地面坐标系中，沿oexe向前为正；高度h：在地面坐标系中，沿oeye向上为正；侧向距离z：在地面坐标系中，沿oeze向右为正；由固定翼飞机飞行过程中受力分析得到飞机动力学和运动学方程组如下所示： 式中，T为飞机发动机推力；Fx、Fy、Fz分别为机体坐标系上x、y、z三轴上的气动力分量；Ixx、Iyy、Izz分别表示机体对机体坐标系各轴的转动惯量，Ixy表示机体整个截面对机体坐标系x轴和y轴的惯性积；Mx、My、Mz分别表示滚转力矩、偏航力矩、俯仰力矩；zT为推力线在机体坐标系obzb上的投影点坐标；2面向直接升力下滑控制方法设计2.1飞行轨迹增量模态预设性能控制：在飞行轨迹增量模态下，轨迹角指令由基准指令和轨迹角增量指令组成；基准指令由移动平台的移动速度和参考下滑轨迹角计算得到，而轨迹角增量的指令则由高度与高度之间的误差μc计算得到： 其中，KHp、KHi、KHd分别为高度控制回路比例、积分、微分参数，Hc为理想下滑轨迹，H为实际飞行高度，μref为轨迹角基准指令，s＝jω表示虚变量；采用指数预设性能收敛函数进行控制设计，其中能够使闭环系统的跟踪误差收敛到预先设定的允许范围同时保证收敛速度和超调量的预设性能控制的设计推导过程在步骤3中给出，满足预先设定的条件轨迹角增量性能函数如下：ρt＝ρ0-ρ∞e-lt+ρ∞5其中，轨迹角误差为e＝μc-μ，ρ0、ρ∞分别为性能包络初始值和终值，l为可调参数；映射关系如下式： 其中，δ为超调抑制因子，δ∈0,1]；zt为归一化后的跟踪误差，εt为映射后得到的转换误差；在实际下滑控制过程中希望轨迹角实时跟踪目标轨迹角，即e＝μc-μ＝0，即z→0，由此得到： 在映射生成的新空间内，且只需满足εt有界可控，即可保证被控系统的误差满足约束条件，实现稳定控制；2.2基于迎角恒定的姿态环控制结构：基于迎角恒定的姿态环控制结构用来保证迎角恒定，固定翼飞机在进行下滑过程中迎角控制回路分为了内外两个控制回路，其中内环为俯仰角速率反馈，用于增加俯仰阻尼，外环为迎角控制器；同时襟翼作用产生俯仰力矩，会影响迎角恒定，接入δf信号以实现力矩平衡，控制指令如下所示： 其中，Te为时间常数，δe0为升降舵配平值，α为迎角实际值，αc为迎角基准指令，K为力矩解耦系数，Kαq为阻尼系数，Kαp、Kαi分别为迎角控制回路比例、积分参数，δf为襟翼舵偏值；2.3基于速度恒定的动力补偿器设计：基于速度恒定的动力补偿器用来维持速度恒定，在直接升力的作用下，油门能够起到动力补偿的作用，控制指令如下所示： 其中，δth0为油门配平值，V为实际速度，Vc为速度基准指令，KVp、KVi分别为速度控制回路比例、积分参数；3直接升力弱模型依赖固定翼飞机下滑改进控制方法借助在线气动参数辨识结合动态逆控制能够适应固定翼飞机模型的变化，降低对精确模型的依赖性，通过预设性能控制以实现对固定翼飞机下滑过程中各状态量的约束，提高下滑机动的控制性能；改进控制方法的具体步骤如下：轨迹角性能函数如下所示：ρt＝ρ0-ρ∞e-lt+ρ∞10下滑过程中轨迹角误差为：e＝μc-μ11映射关系如下式所示： 动态逆控制中，非线性系统通过下式表示： 式中，gx为非线性动态函数，fx为非线性控制分布函数，如果假设对于所有的x的取值，fx均可逆，控制律通过上式进行代数求逆，选择输入u，即可得到任意的期望动态模型： 通过预设性能控制求得的轨迹角误差对数映射函数作为指令信号输入动态逆控制器进行舵面信号的求取，为简化推导过程，此处设超调抑制因子为1，则得到对数映射函数形式为： 基于动态逆控制系统方程对数映射函数用以下形式进行表示： 在实际下滑控制过程中希望轨迹角实时跟踪目标轨迹角，即e＝μc-μ＝0，则z→0，由此得： 对预设性能控制求得的对数映射函数求导得到εt形式： 其中，e'用轨迹角速率误差表示，由固定翼飞机动力学模型得到轨迹角速率表达式如下式19所示： 其中，nz为法向过载，g为重力加速度，V为飞行速度，T为固定翼飞机发动机推力，L为速度坐标系下的升力；将下滑过程中轨迹角速率映射函数通过以下动态逆控制形式进行表示： 动态逆控制方法用一个线性的动态模型对非线性模型进行替代，由于因此将上公式18、19以及20联立可得： 式中，ρ'＝-lρ0-ρ∞e-lt，Lδf为升力对襟翼的气动导数，通过在线气动辨识实现对各气动参数的求解，ε表达式与动态逆控制表达式20对应，求得非线性动态函数g1与非线性控制分布函数f1；由上式20和21联立推导的带最终的预设性能动态逆控制形式： 其中kε为设定的增益。

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