[发明专利]基于飞行器切换模型的全维控制器区域设计方法

权利要求书

1.一种基于飞行器切换模型的全维控制器区域设计方法，其特征在于包括以下步骤：

(a)根据方程：

其中：u，v，w分别为沿飞行器机体轴系x，y，z轴的速度分量；n_x，n_y，n_z分别为沿x，y，z轴的过载；p，q，r分别为滚转、俯仰、偏航角速度；欧拉角θ，ψ分别指滚转、俯仰、偏航角；h为高度；g为重力加速度，当θ在360°k+90°(k＝0，1，2，…)附近时，取

当θ在360°k-90°(k＝0，1，2，…)附近时，取

当ψ≠0时，取

当ψ＝0时，取

和气动力、力矩模型

p·=IzL+IzxN+Izx(Iz+Ix-Iy)pq+(IyIz-Iz2-Izx2)qrIxIz-Izx2q·=M+(Iz-Ix)pr+Izx(r2-p2)Iyr·=IzxL+IxN+(Ix2-IxIy+Izx2)pq+Izx(Iy-Iz-Ix)qrIxIz-Izx2,]]>

在p＝0，r＝0，q＝0，条件下确定控制目标高度、马赫数时的配平舵面、气流迎角、给定转弯半径稳定盘旋的侧滑角的平衡点δ_s，α_s，β_s；

其中：q为俯仰角速度，α为气流迎角，β为侧滑角，θ为俯仰角，为滚转角，ψ为偏航角，p为滚转角速度，r为偏航角速度，g为重力加速度，δ为包含方向舵、副翼、升降舵、油门开度、鸭翼等在内的输入向量，I_x为绕轴x的转动惯量，I_y为绕轴y的转动惯量，I_z为绕轴z的转动惯量，I_zx＝I_xz为乘积转动惯量，V₀为空速，M_pα(α，β)、M_rα(α，β)、M_e(α，β，δ)为有关纵向力矩函数表达式，Lpβ(β,β·,δ),Lrβ(β,β·,δ),]]>L_qβ(α，β)，Le(β,β·,δ),Npβ(β,β·,δ),Nrβ(β,β·,δ),]]>N_qβ(α，β)，为有关力矩函数表达式，n_x，n_y，n_z分别为沿飞行器机体轴系x，y，z轴的过载；δ_s，α_s，β_s分别为对应控制目标高度、马赫数时的配平舵面、气流迎角、给定转弯半径稳定盘旋的侧滑角；

(b)选取反馈控制器表达式为：

δ＝δ₀+k(α，β，p，r，q)

满足条件：p＝0，r＝0，q＝0，α＝α_s，β＝β_s时，δ＝δ_s；

其中：δ₀为舵面输入的常数值，k(α，β，p，r，q)为反馈控制函数；

(c)在给定飞行区域内，采用以下相平面分析模型：

α··=q·+]]>

(gs·3cosα-gs3α·sinα+gs·1sinα)V0cosβ-(V·0cosβ-V0β·sinβ)(gs3cosα+gs1sinα)(V0cosβ)2]]>

-tanβ(p·cosα+r·sinα-pα·sinα-rα·cosα)-sec2β(pcosα+rsinα)]]>

+(n·zgcosα-n·xgsinα-nzgα·sinα-nxgα·cosα)V0cosβ-(V·0cosβ-V0β·sinβ)(nzgcosα-nxgsinα)(V0cosβ)2]]>

β··=ddt{-rcosα+psinα+1V0[(gnycosβ-gnxsinβcosα-gnzsinβsinα)]]>

+(gs2cosβ+gs1sinβcosα-gs3sinβsinα)]}]]>

及

分析系统收敛性，根据收敛性指标和平衡点条件：满足条件：p＝0，r＝0，q＝0，α＝α_s，β＝β_s时，δ＝δ_s共同确定反馈控制器的参数；

其中：定义如步骤1；a_ij(i＝，p，r，q，j＝l，m)为有关气动力系数。