[发明专利]基于飞行器常规模型的横航向控制器区域设计方法

摘要

本发明公开了一种基于飞行器常规模型的横航向控制器区域设计方法，用于解决现有的控制器设计方法不能直接确定给定飞行区域整体稳定性的技术问题。该方法通过气动力、力矩方程得到控制目标的高度、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，采用相平面分析模型确定系统的区域稳定性，在此基础上确定反馈控制器结构及参数，直接对飞行器横航向运动进行控制，避免了力矩方程中忽略气动力作用等不正确近似，使得控制器在整个设计区域都能保证飞行器的稳定性，减少甚至避免了分析模型导致的不稳定、不安全飞行等问题发生。

主权项

1.一种基于飞行器常规模型的横航向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：和气动力、力矩模型fp-β(β,δ,p)-fr-β(β,δ,r)-rcosα+psinα]]>p·=(IzL+IxzN)/er·=(IxzL+IxN)/eeI=IxIz-Ixz2,]]>LN=Lpβ(β,β·,δ)Lrβ(β,β·,δ)Npβ(β,β·,δ)Nrβ(β,β·,δ)pr+Le(β,β·,δ)Ne(β,β·,δ)]]>假定f_p-β(β，δ，p)＝a_pβ(β，δ)·p、f_r-β(β，δ，p)＝a_rβ(β，δ)·r、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；式中：q为俯仰角速度，α为气流迎角，β为侧滑角，为俯仰角，为滚转角，p为滚转角速度，r为偏航角速度，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_z为绕轴z的转动惯量，I_xz为乘积转动惯量，V₀为空速，Lpβ(β,β·,δ),Lrβ(β,β·,δ),Le(β,β·,δ),Npβ(β,β·,δ),Nrβ(β,β·,δ),Ne(β,β·,δ)]]>为有关力矩函数表达式，f_p-β(β，δ，p)，f_r-β(β，δ，r)，f_p-β(β，δ，p)，f_r-β(β，δ，r)为侧向力的有关函数，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(β，p，r)满足条件：p＝0，r＝0，q＝0，时，δ＝δ_s；其中，δ₀为待确定的常数向量，k(β，p，r)为待确定的反馈控制函数；(c)在给定飞行区域内，采用以下相平面分析模型分析系统收敛性，根据收敛性指标和平衡点条件：p＝0，r＝0，q＝0，时，δ＝δs共同确定反馈控制器的参数。