[发明专利]一种风场影响下的飞机姿态控制方法

说明书

技术领域

本发明属于飞行控制技术领域，具体是一种风场影响下的飞机姿态控制方法。

背景技术

大气环境尤其是风场环境对于飞行器的动态特性影响显著，一些复杂的风场还会引起失速、操纵失效等飞行事故，直接危害飞行安全。微下冲气流是发生在1千米以下、外流半径小于4千米、风速或风向发生突然变化的大气运动，是低空风切变中最危险的一种大气运动形式。微下冲气流之所以造成飞行事故，主要是两方面原因，一是其本身具有持续时间短、范围小、强度大的特点，对其探测及预警很困难；另一个原因是改变飞行器的运动状态所需要的反应时间不够。

目前飞机穿越扰动风场问题的研究存在模型过于简化的问题，大多是基于飞机的小扰动线性化运动方程，而且风场模型以二维为主，主要采用状态匹配方法和最优控制理论设计，但逼真度不够。

发明内容

本发明主要解决微下冲气流场中飞机的控制问题。针对本发明建立的飞机非线性动力学模型，PID控制方法不适用，为保证结果的准确性，不将运动方程进行线性化，而是基于现代控制理论——非线性动态逆方法进行控制。本发明针对飞机不同状态变量对于操纵的响应快慢，将其分为快回路和慢回路分别进行控制律设计。

本发明基于飞机的非线性模型，并建立了三维的风场模型，针对经典控制理论很难处理强非线性、高阶动态系统的问题，采用反馈线性化的方法，其实质是将非线性转化为仿射线性系统的技术，主要包含两个研究方向：微分几何法和动态逆方法，前者具有重要的理论研究价值，但不易实现；动态逆方法通常与鲁棒控制、模糊网络控制等现代控制方法结合，能达到更理想的控制效果。本发明采用比较成熟的非线性动态逆方法，对风场影响下的飞机进行姿态控制。

本发明提出的一种风场影响下飞机姿态控制方法，通过如下步骤来实现：

步骤一：建立风场影响下的飞机运动方程。

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。

步骤三：基于非线性动态逆理论设计控制回路。

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。

所述步骤一中建立风场影响下的飞机运动方程由如下步骤完成：

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、空速和风速构成的速度矢量关系V_e＝V+W是风场影响下最基本的运动关系，根据牛顿第二定律，可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。直接求解出地速在机体坐标系的分量，变换到地坐标系即可用来求解质心轨迹。根据速度矢量三角形关系，可得机体轴速度矢量V在机体系的分量，并由此可以得到空速、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：

由于旋转运动方程中不显含风速及其梯度项，因此大气扰动下，旋转运动方程与平静大气的旋转运动方程相同，但风场通过改变气动力矩影响旋转运动。

所述步骤二中建立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方法具体是：

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，由流体力学的势流理论知，主涡环ψ_P的流线方程为：

其中：主涡环的涡对个数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。

同理，可以得到镜像涡环ψ_I的流线方程表达式：

其中：镜像涡环的涡对个数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。

从而由流函数可以得到流场中任意点N(x,y,z)的风场速度：

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，r为点N到涡环中心轴线的距离，ψ＝ψ_P+ψ_I，为一对涡环在参考点处的流函数。

步骤2.2：为有效求解涡丝处诱导风速的奇异值问题，计算多个涡环叠加时各个涡环的贡献因子：