[发明专利]大包线飞行控制律设计的性能极限分析系统

说明书

本发明属于自动控制技术领域，具体涉及一种大包线飞行控制律设计的性能极限分析系统。旨在解决现有技术无法对大包线飞行器在性能极限时进行分析的问题。本发明提供一种大包线飞行控制律设计的性能极限分析方法及装置，包括第一计算单元，用于采用拓展线性化方法将预先构建的飞行器模型转化为标准模型；第二计算单元，用于将标准模型进行非线性坐标变换，计算标准模型的频域性能鲁棒性；第三计算单元，用于根据线性时变系统一致渐进稳定判据计算标准模型的稳定判据；第四计算单元用于分析标准模型的性能极限。本发明能够为大包线飞行控制律设计验证以及飞行器总体设计提供依据。

技术领域

本发明属于自动控制技术领域，具体涉及一种大包线飞行控制律设计的性能极限分析系统。

背景技术

随着飞行器任务使命范围不断拓展，其飞行包线越来越大。通常飞行器在大气层内(2万米内)以及大气层边缘临近空间飞行(2万米到10万米)，其飞行速度的范围位于高亚音速到5马赫以上的高超音速之间，飞行速度变化较大，飞行器的动力学特性变化也较大，因此在其飞行过程中，飞行器的性能参数，如结构弹性等不能忽略，这对于飞行控制律的设计提出了严峻挑战。现有的大包线飞行器的控制律主要涉及控制稳定性、性能鲁棒性和鲁棒稳定性，缺少对于控制律性能极限分析的方法。而大包线飞行器的控制律性能极限分析的方法能够揭示非线性系统性能受限的内在机理，给出更多层面的性能极限，旨在将线性系统的性能极限理论向非线性系统中拓展，丰富非线性系统的性能极限分析理论，从工程角度，揭示飞机纵向轨迹跟踪性能受限的内在机理，为大包线飞行控制律设计验证、以及飞行器总体设计提供依据。

因此，如何提出一种满足大包线飞行控制律的内在飞行品质标定的方案是本领域技术人员目前需要解决的问题。

发明内容

为了解决现有技术中的上述问题，即为了解决现有技术无法对大包线飞行器在性能极限时进行分析的问题，本发明提供一种大包线飞行控制律设计的性能极限分析系统，所述系统包括：

第一计算单元，所述第一计算单元被配置为采用拓展线性化方法将预先构建的飞行器模型转化为标准模型；

第二计算单元，所述第二计算单元被配置为将所述标准模型进行非线性坐标变换，计算所述标准模型的频域性能鲁棒性；

第三计算单元，所述第三计算单元被配置为根据线性时变系统一致渐进稳定判据计算所述标准模型的稳定判据；

第四计算单元，所述第四计算单元被配置为所述第二计算单元的频域性能鲁棒性和所述第三计算单元的稳定判据分析所述标准模型的性能极限。

在上述方法的优选技术方案中，所述第一计算单元还用于：

采用扩展线性化方法将所述飞行器模型线性化，分割所述飞行器模型的不稳定零动态；

计算所述飞行器模型的PD特征结构与所述飞行器模型的时域性能指标，判断所述飞行器模型是否可控；

若所述飞行器模型可控，则对所述飞行器模型进行非线性坐标变换。

在上述方法的优选技术方案中，“判断所述飞行器模型是否可控”，其方法为：

计算所述飞行器模型的PD特征结构与所述飞行器模型的零初值时域响应，判断所述飞行器模型是否与标准型系统等价，若与所述标准型系统等价，则所述飞行器模型可控；

其中，计算所述飞行器模型的PD特征结构，其方法如下公式所示：

p_i(t)、为PD特征值ρ_i(t)的右、左PD特征向量，c_k(t),b_j(t)为输出输入矩阵的相关分量；

其中，标准型系统为：