[发明专利]一种风场影响下的飞机姿态控制方法

权利要求书

1.一种风场影响下飞机姿态控制方法，包括以下几个步骤：

步骤一：建立风场影响下的飞机运动方程；

具体包括：

步骤1.1：建立风场扰动下的飞机质心动力学和运动学方程，并得到空速、迎角、侧滑角的方程：

地速、机体轴速度矢量和风速构成速度矢量关系：V_e＝V+W，根据牛顿第二定律，在机体坐标系内建立质心动力学方程以及质心运动学方程，求解地速在机体坐标系的分量，变换到地坐标系，求解质心轨迹，根据速度矢量三角形关系，得到机体轴速度矢量V在机体系的分量，进而得到空速、迎角、侧滑角；

步骤1.2：建立风场扰动下的飞机旋转动力学和运动学方程：

步骤二：基于涡环原理建立适用于飞行实时仿真的微下冲气流风场；

具体包括：

步骤2.1：假设飞机直线飞行，在飞行路径上设置对称涡环模拟微下冲气流风场，设置涡环的模型参数：涡环半径、涡环高度、涡环强度、涡核半径；

根据涡环原理得到涡环的诱导风速如下：

设涡环半径为R，主涡环Ψ_P的流线方程为：

ψP≈-Γ2π(r1+r2)3.152k21+31-k2]]>

其中：主涡环的涡对个数0≤k≤1，Γ为涡环强度，r₁和r₂分别为参考点N到主涡环最近点和最远点的距离；

镜像涡环Ψ_I的流线方程表达式：

ψI≈Γ2π(r1′+r2′)3.152kI21+31-kI2]]>

其中：镜像涡环的涡对个数0≤k_I≤1，Γ为涡环强度，r₁′和r₂′分别为参考点N到镜像涡环最近点和最远点的距离；

由流函数得到流场中参考点N的风场速度：

Vx=x-xpr31r3∂ψ0∂z]]>

Vy=y-ypr31r3∂ψ0∂z]]>

Vz=-1r3∂ψ0∂r3]]>

其中：V_x,V_y,V_z为风场速度的分量，(x_p,y_p,z_p)为主涡环中心点的坐标，r₃为点N到涡环中心轴线的距离，ψ₀＝ψ_P+ψ_I，为一对涡环在参考点处的流函数；

步骤2.2：计算多个涡环叠加时各个涡环的贡献因子：

将涡核内部的诱导速度乘以一个阻尼因子ζ，从而改变涡核内部的速度分布，使得涡核内的风速在涡丝处衰减到0；

阻尼因子为：

ζ＝1-exp(-(r₁/d)²/ε)

其中：ε为权重系数，d为涡核的直径，r₁为参考点N到主涡环最近点的距离；

步骤2.3：用阻尼因子计算各个涡环的贡献，求解多个涡环叠加的诱导风速：

通过多个涡环的复合模拟流场，多个涡环模型的叠加时，将各个涡环的诱导风速与阻尼因子相乘并求和，得到微下冲气流产生的风速(V_x,V_y,V_z)：

Vx=Πi=12kζi(Σi=12kVxi)]]>

Vy=Πi=12kζi(Σi=12kVyi)]]>

Vz=Πi=12kζi(Σi=12kVzi)]]>

其中：四个涡环的阻尼因子乘积为参考点处的总阻尼因子，

为各个涡环的诱导风速之和；

步骤三：基于非线性动态逆理论设计控制回路；

具体包括：

步骤3.1：内回路控制律设计；

首先将力矩展开为显式含有舵面控制的项，然后将旋转动力学方程整理成输入舵面控制，输出状态变量的形式：

x‾·=f(x1)+A(x1)u,x1=(Vas,α,β,p,q,r)T]]>

其中：f(x₁)＝(f₁(x₁),f₂(x₁),f₃(x₁))^T为三维矢量函数，A(x₁)为控制分布矩阵，u为舵面控制向量，V_as为空速，α,β分别为迎角、侧滑角，p,q,r分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；

利用动态逆方法，设计系统反馈控制：

u=A-1(x1)(x‾·-f(x1))]]>

其中：A^-1(x₁)为控制分布矩阵A(x₁)的逆矩阵，为虚拟控制输入；

令虚拟控制输入为：

p·=ωp(pc-p)q·=ωq(qc-q)r·=ωr(rc-r)]]>

其中：分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度的变化率，为系统的期望响应，ω_p,ω_q,ω_r分别为三个变量的响应频率；

步骤3.2：外回路控制律设计；

选取俯仰角θ、滚转角φ和侧滑角，它们分别产生俯仰、滚转、偏航角速度的期望值，从而将两个回路进行有效合成；

采用非线性动态逆方法，首先要将变量的状态方程改写成：

φ·α·β·=f4(x2)f5(x2)f6(x2)+M(x2)x‾]]>

其中：分别为滚转角、迎角、侧滑角的变化率，x₂＝(V_as,α,β,θ,φ)^T，f(x₂)＝(f₄(x₂),f₅(x₂),f₆(x₂))^T为三维矢量函数，M(x₂)为控制分布矩阵；

以外回路控制得到的输出作为内回路的期望，得到相应的控制律为：

x‾c=M-1(x2)(x‾‾·-f(x2))]]>

其中：M^-1(x₂)为控制分布矩阵M(x₂)的逆矩阵，为虚拟输入；

虚拟输入用下式代替：

x‾‾·=ω(x‾‾c-x‾‾)]]>

其中：ω为响应频率，为期望响应；

步骤四：建立包含风场和控制的整体仿真模型，通过跟踪结果改变模型中的增益系数；

具体包括：

步骤4.1：构建飞机的六自由度非线性仿真系统模型，包括控制模块和机体动力学模块；

步骤4.2：根据俯仰角改出策略设定俯仰角、滚转角、侧滑角，检验在风场中其跟踪指令的响应。