多操縱面先進(jìn)布局飛機(jī)控制分配技術(shù)研究(飛行力學(xué),2006)

1、多操縱面先進(jìn)布局飛機(jī)控制分配技術(shù)研究(飛行力學(xué)2006).txt年輕的時(shí)候拍下許多照片，擺在客廳給別人看等到老了，才明白照片事拍給自己看的。當(dāng)大部分的人都在關(guān)注你飛得高不高時(shí)，只有少部分人關(guān)心你飛得累不累，這就是友情！本文由pmsl1貢獻(xiàn)pdf文檔可能在WAP端瀏覽體驗(yàn)不佳。建議您優(yōu)先選擇TXT，或下載源文件到本機(jī)查看。第24卷第1期2006年3月飛行力學(xué)FLIGHTDYNAMICS.Vol24No.1Mar.2006多操縱面先進(jìn)布局飛

2、機(jī)控制分配技術(shù)研究占正勇劉林(飛行自動(dòng)控制研究所飛控部陜西西安710065)摘要:介紹了多操縱面布局飛機(jī)飛控系統(tǒng)中冗余控制量分配問題的提出、數(shù)學(xué)描述及研究發(fā)展。重點(diǎn)分析了偽逆法、串接鏈法和基于二次規(guī)劃的動(dòng)態(tài)分配三種方法通過某型先進(jìn)布局飛機(jī)控制分配設(shè)計(jì)與仿真對比分析了各種算法應(yīng)用的優(yōu)缺點(diǎn)并給出了結(jié)論。關(guān)鍵詞:多操縱面控制分配廣義逆二次規(guī)劃中圖分類號(hào):V24911V212文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A文章編號(hào):100220853(2006)01200132

3、04引言背景機(jī)重點(diǎn)進(jìn)行幾種控制分配算法的對比研究。采用先進(jìn)高效的氣動(dòng)布局是未來戰(zhàn)斗機(jī)和其它飛行器的發(fā)展方向它在很大程度上增加了飛控系三種操縱面控制相比多操縱面布局為飛機(jī)飛行控1控制分配問題描述統(tǒng)的控制冗余度提高了飛機(jī)的控制能力。與傳統(tǒng)的制提供了更靈活、更可靠、更有效的實(shí)現(xiàn)方式。由于控制量大大超過了飛行員的操縱輸入量因此如何設(shè)計(jì)中面臨的首要問題。解決多操縱面的綜合分配與協(xié)調(diào)控制成為飛控系統(tǒng)在飛機(jī)的操縱過程中操縱面主要用于產(chǎn)生力矩作用在操縱

4、效率已知且忽略操縱面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的力以后則多操縱面控制產(chǎn)生的三自由度轉(zhuǎn)矩可用如下代數(shù)描述來定義。假設(shè)飛機(jī)期望轉(zhuǎn)矩是v(t)∈Rk操縱面偏轉(zhuǎn)量為u(t)∈Rm。這里mk給定v(t)u(t)使Bu(t)=v(t)B為km秩為k的控制效率矩陣。對于單軸或三軸運(yùn)動(dòng)存在操縱面氣動(dòng)余度的控制問題在早期推力矢量研究中NASA蘭利研究中的概念。但真正直接進(jìn)行控制分配研究是美國在20心的研究人員就已經(jīng)提出了“偽控制”“控制協(xié)調(diào)”和世紀(jì)90年代中期開始的。其中

5、道格拉斯宇航中心在技術(shù)研究并取得了一定的研究試驗(yàn)結(jié)果。懷特試[1]考慮作動(dòng)器位置限制和作動(dòng)器速率限制則有:(1)umin≤u(t)≤umaxΘin≤u(t)≤Θaxmm(2)(3)Boeing公司的研究人員進(jìn)行了翼身融合布局無尾運(yùn)F215ACTIE驗(yàn)證機(jī)上進(jìn)行過多操縱面控制分配V由于數(shù)字控制系統(tǒng)存在合理的近似時(shí)間微分:u(t)=[u(t)u(t1)]T驗(yàn)室的研究人員在帶推力矢量的F216上仿真了基于偽逆法的控制分配算法等[2]。近年來無

6、尾飛機(jī)和創(chuàng)新氣動(dòng)效應(yīng)面控制技術(shù)輸機(jī)的控制分配問題研究[3]DavidLRaney等人在ICE(InnovativeControlEffector)驗(yàn)證機(jī)上進(jìn)行了212偽逆法(GI)偽逆法是取控制量的最小2范數(shù)(能量函數(shù))為優(yōu)化指標(biāo)的控制分配方法。代價(jià)函數(shù)設(shè)為J=uTu約束條件為Bu=v定義標(biāo)量函數(shù)H(uΚ)=015uTuΚT(Buv)根據(jù)求極值的條件可得出其右逆解如下:偽逆符號(hào)的表示為:A0=AT(AAT)1。u=W1偽逆法求解中沒有考

7、慮操縱面速率和位置飽和限制假設(shè)控制分配的優(yōu)化指標(biāo)為:J=W‖u‖22TΚ‖Buv‖2其中W為對稱正定權(quán)值矩陣。對J2求u和Κ的偏微分。結(jié)合上述偽逆法求解可推導(dǎo)出:(BW1)0v得到加權(quán)偽逆法通常選擇的權(quán)值矩陣為對角正定矩陣矩陣元素與操縱面控制效率有關(guān)一般以控制面位置限幅值平方作為對應(yīng)對角元素。如果適當(dāng)加大控制效率低的操縱面的權(quán)值則可以增加其控制狀態(tài)。權(quán)限從而避免操縱效率高的舵面過早進(jìn)入飽和Viring和Bordignon等人又提出了再分

8、配偽逆法(RPI)和疊代式再分配偽逆法(CGI)即當(dāng)少數(shù)的控制輸入超過了偽逆解的邊界而進(jìn)入飽和狀態(tài)時(shí)在剩余未進(jìn)入飽和的控制量之間將期望剩余動(dòng)態(tài)再次進(jìn)行分配。若第一次再分配控制仍然飽和依次在剩余控制量中進(jìn)行多次再分配。這些改進(jìn)的偽逆法在一定程度上擴(kuò)展了控制解空間當(dāng)期望目標(biāo)可達(dá)時(shí)一般能得到較小的誤差。缺點(diǎn)是仍然不能實(shí)現(xiàn)目標(biāo)可達(dá)集內(nèi)的所有轉(zhuǎn)矩向量當(dāng)期望運(yùn)動(dòng)超出可達(dá)運(yùn)動(dòng)集邊界時(shí)無法進(jìn)行控制優(yōu)化。213串接鏈控制分配法(DC)0TT1u=Bv=B

9、(BB)v將控制輸入分為m組:u=[u1…um]T相應(yīng)的控制效率矩陣為:B=(B1…Bm)由下式得到控制分配解:12m(6)B1uB2u…Bmu=v其控制過程表示為:1u=satu1(P1v)m21u=satu2[P2(vB1u)]m1u=satumPmv∑Buii=1i式中BiPi=Isat()表示操縱面位置和速率限制。第1期占正勇等.多操縱面先進(jìn)布局飛機(jī)控制分配技術(shù)研究15(12)串接鏈控制分配結(jié)構(gòu)如圖1所示。min‖1(uus)‖