一种基于gofir的飞行器阵风减缓自适应前馈控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种飞行器阵风减缓自适应前馈控制器设计方法，特别是一种基于 GOFIR(广义正交有限脉冲响应模型）的飞行器阵风减缓自适应前馈控制器设计方法，属于 飞行器控制技术领域。
【背景技术】
[0002] 为了降低运输机对环境的影响及提高飞行器的效率，未来的解决方案为大展弦比 轻重量飞行器。对于高空长航时无人机来说，由于高空低密度W及其低翼载特性决定其必 须采用大展弦比低重量构型。运两类飞行器的刚体运动频率与结构弹性振动频率接近，当 遇到阵风时将严重激发其结构的振动，运将大大降低乘坐品质（对于运输机来说）和影响 操纵性，甚至导致结构破坏。
[0003] 当阵风信息和系统的部分信息已知时，对于扰动补偿来说前馈控制优于反馈控 审IJ。理想情况下，前馈控制可完全消除可测扰动的影响。采用前馈控制时扰动响应与控制 补偿之间无时间延迟。
[0004] 机载激光探测传感器(Xi曲tdetectionandranging,LIDAR)的发明与使用为应 用前馈控制器进行阵风载荷减缓提供了前提。还有些其它的仪器，如霍尼韦尔的In化化e =维天气雷达，也可用于进行阵风信息的采集。 阳〇化]目前前馈控制器的设计主要基于FIR(有限脉冲模型），该模型如图1所示，采用该 模型设计的前馈控制器未考虑被控对象的动力学特性，需要的模型阶数高，控制效率低。
【发明内容】
[0006] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于GOFIR的飞行 器阵风减缓自适应前馈控制方法，将被控对象的动力学特性通过辨识出来的传递函数的极 点注入到GOFIR控制器中，首先通过辨识方法来获得控制系统的特性，该特性由传递函数 的极点来代表，然后采用该极点设计GOFIR控制器，GOFIR控制器的系数通过自适应算法获 得，通过本发明方法可W降低所设计的控制器的模型阶数，提高控制器的控制效率。
[0007] 本发明的技术解决方案是：一种基于GOFIR的飞行器阵风减缓自适应前馈控制方 法，步骤如下：
[0008] (1)建立飞行器阵风减缓控制系统，所述系统包括扰动通道和控制通道，扰动通道 的输入阵风Wg(t)，控制通道的输入为阵风测试信号，扰动通道的输出信号为X(t)，控 制通道的输出为y(t)，响应误差信号e(t)为控制通道的反馈输入信号；所述控制通道中包 括前馈控制器G。；
[0009] (2)在飞行器配平状态下，向飞行器的控制作动器输入测试信号U(t)来操纵控制 舱面，记录飞行器控制通道的响应信号y(t);
[0010] (3)WU(t)为输入，y(t)为输出，辨识飞行器控制作动器输入与飞行器控制通道 响应之间精确传递函数G的近似函数…运; W11] (4)飞行器处于开环配平状态下，采用模拟阵风测试信号Wg(t)激励飞行器，记录 飞行器扰动通道的响应信号x(t)，并利用步骤（3)中求得的函数食计算自适应滤波器的 输入信号Ug(t); 阳01引妨利用步骤（4)中的Ug(t)和x(t)求得前馈控制器的离散传递函数-服1，并求 得离散传递函数-HGi的极点；
[0013] 所述前馈控制器离散传递函数-HGi通过Wug(t)为输入，x(t)为输出辨识求得， X(t)与Ua(t)的关系为：
[0014]
[001引（6)给出前馈控制器离散传递函数Ge(Z)的表达式，具体由公式：
[0016]
[0017]给出，其中Bk(Z)为基函数，Lk为系数来自于自适应滤波器，n为控制器的阶数，Z为离散传递函数变量； 阳〇1引基函数Bk(Z)由公式：
[0019]
k=1,2,...,/7
[0020] 给出，其中Ci是通过步骤（4)求得的离散传递函数-HG1的极点，畜是Ci的共 辆；n为极点的个数，与控制器的阶数相同；
[0021] (7)利用自适应算法求得时间步N对应的每个基函数输出的系数向量L(N)=
[Li(N), (N),...,L" (N)]；
[0022] (8)利用步骤（6)和步骤（7)中的计算结果，构建飞行器阵风减缓自适应前馈控制 器，求得在时间步N时离散传递函数G。(Z)，利用飞行器阵风减缓控制系统进行前馈控制。
[0023] 所述测试信号U(t)采用频率随时间增加的正弦信号；具体由公式：
[0024]U(t) =u〇+Ua(2JTft)
[0025] 给出，其中u。是常值，Ua为输入信号的幅值，f为t时刻的瞬间频率，由公式：
[0026]f=f〇t
[0027] 给出，其中f。是常值。
[0028] 所述步骤（3)和步骤巧）中的辨识通过MTLAB软件里的tfest函数完成。
[0029] 所述步骤（3)中辨识飞行器控制作动器输入与飞行器响应之间精确传递函数G的 近似函数-挣，具体由公式：
[0030] >.'(/) ^~G{q)ii{t), W31] 给出，其中Gs-G。 阳0巧所述步骤（4)中利用步骤（3)中求得的函数-致计算自适应滤波器的输入信号 Ua(t);具体由公式： 阳03；3] =(并7 i)、;',:(〇
[0034] 给出，式中馬的在实际阵风减缓控制中为激光探测传感器探测到的阵风信号，令 ，'1'3(^等于阵风测试信号*,似，〇1为延迟算子，〇^,似=*,(*-1)。
[003引所述步骤（7)中利用自适应算法求得时间步N对应的每个基函数输出的系数向量L(脚=[Li(脚，Lz(脚，...，L。(脚]，具体步骤为：
[0036] (7-1)初始化向量L(O) = [0,0，...，0]，P(0) = 5 4,其中 5 为常数，5 大于 0， I为单位矩阵；
[0037] (7-2)在时间步N时，计算每个基函数输出的系数L(N),具体由公式：
[00測 im二耀-啦卿嚴㈱:
[0039] 给出，其中k(N)为增益向量，由公式：
[0040]
[0041] 给出，JI(N)由公式：
[0042] JI㈱=P(N-I)巫㈱ 阳〇创给出，P(N)为反相关矩阵，由公式：
[0044]P㈱=AIp(N-I) -A七㈱巫T(脚P(N-I) W45]给出，A是遗忘因子，〇<A《1 = (A〇]是时间步N时 GOFIR模型中各个基函数的输出向量；
[0046] e(N)由公式：
[0047] e(N)=eW-LT(N-l)&(N) W4引给出，e㈱为在时间步N时飞行器的响应。
[0049] 所述控制通道包括激光探测传感器、滤波器G，自适应滤波器、前馈控制器和控 制作动器；
[0050] 所述激光传感器可测出飞行器飞行时遭遇的阵风Wg(t)，并将探测到的阵风信号 唯的发送给前馈控制器和滤波器沒，所述滤波器接W测得的阵风信号为输入，输出 信号Ug(t)给自适应滤波器，自适应滤波器根据接收到的输出信号Ug(t)和反馈的响应误差 信号e(t)，产生前馈控制器的系数并输出给前馈控制器，前馈控制器根据接收到的系数和 阵风信号吃术），产生前馈控制信号U(t)输出给控制作动器，控制作动器根据接收到的前 馈控制信号U(t)进行前馈控制。
[0051] 所述响应误差信号e(t)为扰动通道的输出响应x(t)和控制通道的输出响应y(t) 之和。
[0052] 本发明与现有技术相比的有益效果是：
[0053] (1)本发明将被控对象的动力学特性通过辨识出来的传递函数极点注入到GOFIR 控制器中，从而可W降低的模型阶数，提高了控制器控制效率；
[0054] (2)给出了一种新的基函数表达式，该基函数形式简单，可包含传递所有极点，即 控制系统的特性在控制器中可充分得到考虑； 阳化5] (3)自适应算法可根据飞行遭遇阵风时响应大小相应实时调整控制舱面幅度，来 减缓阵风响应。
【附图说明】
[0056] 图1为基于FIR的前馈控制器模型示意图；
[0057] 图2为本发明中的阵风减缓控制系统框图；
[0058] 图3为本发明中GOFIR的前馈控制器模型示意图；
[0059] 图4为二维翼型示意图； W60] 图5为本发明实施例中正弦输入信号的示意图；
[0061] 图6为本发明实施例中翼型的俯仰响应示意图；
[0062] 图7为本发明实施例中频率随着模拟时间的增加而均匀增大的正弦阵风信号示 意图；
[0063] 图8为本发明实施例中翼型阵风响应示意图； W64] 图9为本发明实施例中"I-COS"阵风示意图； 阳0化]图10为多周期"I-COS"阵风下控制器响应示意图；
[0066] 图11为多周期"1-COS"阵风下控制舱面的偏转示意图；
[0067] 图12为本发明实施例中VonKcSrmcSn阵风示意图；
[0068] 图13为VonK<5rm<5n阵风下翼型俯仰开环响应和采用FIR模型设计的控制器控制 下的响应示意图； W例 图14为VonKcSrmcSn阵风下采用FIR模型设计的控制器和GOFIR模型设计的控制 器的翼型响应的对比示意图；
[0070] 图15为VonKcSrmcSn阵风下，基于GOFIR模型的自适应前馈控制器的控制舱面偏 转不意图； 阳071] 图16为本发明的流程图。
【具体实施方式】
[0072] 下面结合附图对本发明的【具体实施方式】进行进一步的详细描述。
[0073] 本发明采用的阵风减缓控制系统框图如图2所示，图中可知，系统包括扰动通道 和控制通道，扰动通道的输入阵风Wg(t)，控制通道的输入为阵风测试信号兩，扰动通道 的输出信号为X(t)，控制通道的输出为y(t)，响应误差e(t)为控制通道的反馈输入信号； 所述控制通道中包括前馈控制