專利名稱：飛行器多個時間滯后模型逼近及控制器設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種控制器設(shè)計方法，特別是涉及一種飛行器多個時間滯后模型逼近及控制器設(shè)計方法。
背景技術(shù)：
飛機(jī)魯棒控制是目前國際航空界研究的重點課題之一，在高性能飛機(jī)控制器設(shè)計時，必須考慮魯棒穩(wěn)定性和魯棒控制問題；實際飛行器模型是很復(fù)雜的未知模型結(jié)構(gòu)的非線性微分方程式，為了描述這種復(fù)雜的非線性，人們通常采用風(fēng)洞和飛行試驗得到按離散數(shù)據(jù)描述的試驗?zāi)Ｐ停粸榱藴p少風(fēng)險并降低試驗成本，通常按照不同高度、馬赫數(shù)進(jìn)行飛行機(jī)動試驗，這樣，描述飛行器試驗?zāi)Ｐ偷碾x散數(shù)據(jù)并不是很多，這種模型對靜穩(wěn)定性較好的飛行器很實用。然而，現(xiàn)代和未來的戰(zhàn)斗機(jī)為了提高“機(jī)敏性”都放寬了對靜態(tài)穩(wěn)定性的限制，戰(zhàn)斗機(jī)通常要求在開環(huán)臨界穩(wěn)定點附近工作；這樣就要求飛行控制系統(tǒng)能良好地處理模型不確定性問題；在實際飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中要考慮以下幾個主要問題(I)將試驗得到離散數(shù)據(jù)用某一逼近模型來描述，模型中存在未建模動態(tài)；(2)風(fēng)洞試驗不能進(jìn)行全尺寸模型自由飛、存在約束，飛行試驗離散點選擇、初始飛行狀態(tài)、機(jī)動飛行的輸入動作選擇等不可能將所有的非線性充分激勵，采用系統(tǒng)辨識所得模型存在各種各樣的誤差；(3)飛行環(huán)境與試驗環(huán)境有區(qū)別，流場變化和干擾等使得實際氣動力、力矩模型與試驗?zāi)Ｐ陀袇^(qū)別；(4)執(zhí)行部件與控制元件存在制造容差，系統(tǒng)運行過程中也存在老化、磨損等現(xiàn)象，與飛行試驗的結(jié)果不相同；(5)在實際工程問題中，需要控制器比較簡單、可靠，通常需要對數(shù)學(xué)模型人為地進(jìn)行簡化，去掉一些復(fù)雜的因素；因此，在研究現(xiàn)代飛機(jī)的控制問題時，就必須考慮魯棒性問題；特別是飛行器迎角、側(cè)滑角測量和許多物理、化工過程中存在著不同程度的時間滯后不確定性，如果在系統(tǒng)的分析或設(shè)計過程忽略這些時間滯后，就可能出現(xiàn)錯誤的結(jié)果或引起系統(tǒng)的不穩(wěn)定。
1980年后，國際上開展了多種不確定系統(tǒng)的控制理論研究，特別是由加拿大學(xué)者 Zames提出的H-infinit理論，Zames認(rèn)為,基于狀態(tài)空間模型的LQG方法之所以魯棒性不好，主要是因為用白噪聲模型表示不確定的干擾是不現(xiàn)實的；因此，在假定干擾屬于某一已知信號集的情況下，Zames提出用其相應(yīng)靈敏度函數(shù)的范數(shù)作為指標(biāo)，設(shè)計目標(biāo)是在可能發(fā)生的最壞干擾下使系統(tǒng)的誤差在這種范數(shù)意義下達(dá)到極小，從而將干擾抑制問題轉(zhuǎn)化為求解使閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定；從此，國內(nèi)外很多學(xué)者展開了 H-infinit控制方法研究；在航空界， 該方法一直處于探索階段，美國NASA，德國宇航研究院、荷蘭等國都對魯棒控制方法進(jìn)行了研究，取得了很多仿真和實驗結(jié)果；國內(nèi)的航空院校也對飛機(jī)魯棒控制方法進(jìn)行了一系列的研究，如文獻(xiàn)(史忠科、吳方向等，《魯棒控制理論》，國防工業(yè)出版社，2003年I月；蘇宏業(yè).《魯棒控制基礎(chǔ)理論》，科學(xué)出版社，2010年10月)介紹，但這些結(jié)果與實際應(yīng)用的距離還相差甚大，難以直接對實際飛行控制器進(jìn)行設(shè)計并應(yīng)用；特別是很多研究僅僅根據(jù)李雅普諾夫定理給出了不確定時間滯后系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定性條件，但對于這些不等式解的存在條件等問題涉及較少，不能得到具體實現(xiàn)時間滯后魯棒控制器設(shè)計步驟，沒有解決直接設(shè)計魯棒飛行控制器的技術(shù)問題。

發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有魯棒控制理論缺乏設(shè)計步驟難以直接設(shè)計飛行控制器的技術(shù)不足，本發(fā)明提供一種飛行器多個時間滯后模型逼近及控制器設(shè)計方法；該方法提供了實際系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定控制器的多個時間滯后逼近設(shè)計條件，直接利用線性系統(tǒng)狀態(tài)反饋的閉環(huán)期望極點選擇，并根據(jù)所有閉環(huán)期望極點的實部全部為負(fù)數(shù)的特點，給出了限定條件不等式直接設(shè)計反饋矩陣，可以對風(fēng)洞或飛行試驗得到的含有多個時間滯后不確定性飛行器模型直接設(shè)計飛行控制器，解決了當(dāng)前研究只給出魯棒穩(wěn)定性不等式而無法直接設(shè)計飛行控制器的技術(shù)問題。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是一種飛行器多個時間滯后模型逼近及控制器設(shè)計方法，其特點是包括以下步驟步驟一、在給定高度、馬赫數(shù)條件下通過風(fēng)洞或飛行試驗得到含有r個時間滯后不確定性的飛行器模型為
權(quán)利要求
1.一種飛行器多個時間滯后模型逼近及控制器設(shè)計方法，其特征在于包括以下步驟步驟一、在給定高度、馬赫數(shù)條件下通過風(fēng)洞或飛行試驗得到含有r個時間滯后不確定性的飛行器模型為
全文摘要
本發(fā)明公開了一種飛行器多個時間滯后模型逼近及控制器設(shè)計方法，用于解決現(xiàn)有的魯棒控制理論缺乏設(shè)計步驟難以直接設(shè)計飛行控制器的技術(shù)問題。技術(shù)方案是給出時變系統(tǒng)分段魯棒穩(wěn)定可解條件，直接利用線性系統(tǒng)狀態(tài)反饋的閉環(huán)期望極點選擇，并根據(jù)所有閉環(huán)期望極點的實部全部為負(fù)數(shù)的特點，給出了限定條件不等式直接設(shè)計反饋矩陣。使得本研究領(lǐng)域的工程技術(shù)人員對風(fēng)洞或飛行試驗得到的含有多個時間滯后不確定性飛行器模型直接設(shè)計飛行控制器，解決了當(dāng)前研究只給出魯棒穩(wěn)定性不等式而無法直接設(shè)計飛行控制器的技術(shù)問題。
文檔編號G05B13/04GK102929136SQ20121038099
公開日2013年2月13日 申請日期2012年10月10日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月10日
發(fā)明者史忠科 申請人:西北工業(yè)大學(xué)