飛機俯仰角無超調(diào)控制算法設(shè)計與實現(xiàn).pdf

1、在飛機的縱向運動控制中,俯仰角控制是非常重要的控制模態(tài)，飛機爬升段和下降段經(jīng)常采用這種控制模態(tài)。在控制系統(tǒng)設(shè)計時，超調(diào)量是重要的動態(tài)時域指標(biāo)之一。為了保證飛行安全，在設(shè)計高精度姿態(tài)控制律時，往往希望閉環(huán)系統(tǒng)的姿態(tài)響應(yīng)具有小超調(diào)，甚至無超調(diào)。特別地，對于飛機的起飛和著陸段，以及空中加油任務(wù)來說，對俯仰角跟蹤的超調(diào)量有嚴(yán)格要求。
　　對飛機的六自由度方程經(jīng)解耦和小擾動線性化處理后，可以得到四階的俯仰角控制模型和簡化近似的雙積分模型。對

2、于四階模型，由于閉環(huán)系統(tǒng)階數(shù)較高，利用解析法分析無超調(diào)條件比較復(fù)雜，所以本論文運用狀態(tài)空間分析方法，分別設(shè)計了基于狀態(tài)反饋和輸出反饋的控制算法；對于雙積分模型，由于回路中積分環(huán)節(jié)的影響，線性PID控制不能實現(xiàn)無超調(diào)跟蹤，本論文運用切換系統(tǒng)理論，設(shè)計了基于切換邏輯的控制算法。二者都實現(xiàn)了俯仰角的無超調(diào)跟蹤。
　　更具體地，本文的主要研究成果如下：
　　1.建立飛機的俯仰角模型，并提出的無超調(diào)跟蹤控制問題。對飛機六自由度全量方程

3、進行處理，經(jīng)過解耦和線性化，得到俯仰角動態(tài)的四階模型和簡化的雙積分模型。并結(jié)合這兩種模型，分析了現(xiàn)有方法的不足。
　　2.針對四階模型，分別設(shè)計了設(shè)計基于狀態(tài)反饋的控制律算法和基于輸出反饋的控制律算法。狀態(tài)反饋控制律由誤差反饋項和前饋控制項組成；而輸出反饋控制律的反饋狀態(tài)是輸出通過 Luenberger觀測器估計得到的。理論上，分析了這些算法實現(xiàn)無超調(diào)控制的可行性，并給出了Matlab數(shù)值仿真驗證。
　　3.針對雙積分模型，

4、構(gòu)造了基于切換邏輯的控制律算法。該方法的基本思想是：采用兩個不同的線性PD控制器分階段進行控制，以克服線性PD控制的不足，得到非線性控制的效果，實現(xiàn)對階躍參考信號的無超調(diào)跟蹤。數(shù)值仿真得到驗證。
　　4.搭建了綜合數(shù)值仿真平臺，利用F-16戰(zhàn)斗機的俯仰角控制模型，對傳統(tǒng)算法和本論文設(shè)計的算法進行了仿真、驗證和對比。首先，實現(xiàn)了目前飛行控制工程中慣用的內(nèi)外回路控制律，給出了飛機俯仰角控制的仿真結(jié)果；然后，與本論文設(shè)計的基于狀態(tài)反饋的