基于直接自适应控制重构的大型民用飞机飞行控制方法

文档序号:6311550
专利名称:基于直接自适应控制重构的大型民用飞机飞行控制方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器控制技术领域的方法,具体涉及一种基于模型跟随的直接自适应控制重构算法及其在大型民用飞机飞行控制中的运用。
背景技术
可重构飞行控制系统(ReconfigurableFlight Control System,RFCS)能在飞机发生故障时重新设计控制器结构或计算控制器增益,利用飞机的控制冗余功能,自主并及时地保证飞行安全。经典控制重构方法可以分为主动式重构和被动式重构。被动式重构基于鲁棒控制的设计方法,可通过控制律内在的容错能力容许某些种类和一定程度的故障存在,但对未知的、突发的故障则缺乏自适应能力。与被控式重构不同,主动式重构基于控制器的重新设计,可以处理很多未知故障。自适应重构方法属于主动式重构。与其它控制方法相比,自适应重构方法的最大优势是当面对大量不确定参数时,仍能保证飞机所需的渐近跟随。它的设计思想是利用误差来调整控制器参数以实现自适应控制。自适应重构方法又分为间接自适应法和直接自适应法。间接自适应法分两步:参数辨识和参数计算。参数辨识需要持续的输入激励和平滑的输入-输出数据,而随着参数数量的增加,参数辨识变得困难。为了便于计算,需要对过去的输入-输出数据强加限制,而这却可能导致重构性能的恶化。直接自适应法则能避免这些问题,因为它不需要辨识系统的准确信息,而是对控制器的参数进行直接估计。经过对现有技术的检索发现,章卫国等,在《基于鲁棒跟踪控制的飞控系统自适应重构技术研究》(西北工业大学自动化学院陕西西安710072)中公开了一种基于鲁棒跟踪控制的飞控系统作动器故 障重构设计方法。该方法根据故障的随机性设计系列并行的辨识模型,每个模型对应一种故障,同时对应于每个辨识模型建立一个控制器。但该技术在处理未知不确定故障时,由于模型库中没有相应匹配模型,导致出现较大诊断偏差,因而控制重构性能受到一定影响。本发明人针对含未知不确定故障的飞行控制系统,从标称模型跟随与残差逻辑分析角度,进行自适应故障检测与处理。刘小雄等在《基于直接自适应控制的重构飞控系统研究》(控制与决策,2007)中提出了直接自适应重构控制,并通过PI比例积分控制律在线调参,该算法在设计控制器时,采用了通常的误差反馈和参考模型的状态及输入反馈,但这种控制方式难以保证被控对象的稳定性,本发明拟在控制器中引入被控对象的状态反馈,保证被控对象的稳定性。章卫国等在《容错飞控系统故障隔离与自适应重构设计》(中北大学学报,2007)中公开了一种基于多模型自适应最优二次型的容错飞控系统设计算法,该算法通过建立多个辨识模型与基于约束二次型的模型跟随控制器设计,实现对飞控系统实时故障隔离与重构。但该技术采用统一的参考模型来代替实际飞行工况,当飞行条件偏离参考模型较大时会使重构控制带来较大偏差;其次,考虑多模型切换稳定性时作者运用了淡化环节来处理,该方法可以抑制高频噪声,但系统的稳定性还与切换系统的稳定裕度有关,如果切换系统极点不稳定,即使有淡化环节也难以保证切换稳定。本发明拟从系统满足Lyapunov稳定性角度入手,对重构控制器进行稳定自适应控制设计。

发明内容
本发明针对现有技术存在的上述不足,提出一种用于大型民用飞机飞行控制的直接自适应控制重构方法,把直接自适应方法与模型跟随方法结合并应用于B747-200飞机,实现作动器故障模式下的大型民用飞机控制重构飞行模拟,为大型民用飞机作动器故障模式下的控制重构提供了借鉴,对提高飞机安全性、降低飞机事故率、提高飞机故障情况下的生存能力有重要意义。本发明是通过以下技术方案实现的,本发明包括以下步骤:第一步、建立大型民用飞机的包括被控对象线性模型和飞机参考模型的动力学模型,具体步骤包括:1.1)在设定的飞行模态下,对飞机进行受力分析,建立飞机质心移动的和绕质心转动的动力学方程,运用小扰动原理将非线性的动力学方程做线性化处理,再将线性方程组构造成矩阵的形式,就得到了状态空间下的被控对象线性模型;1.2)在被控对象模型的基础上,运用极点配置法、LQR (Linear-quadraticRegulator线性二次型调节器)法等方法设计状态空间下的飞机参考模型,该飞机参考模型为稳定的闭环系统、有理想的动态特性且作为被控对象的跟随目标。所述的被控对象模型为
权利要求
1.一种基于直接自适应控制重构的大型民用飞机飞行控制方法,其特征在于,包括以下步骤: 第一步、建立大型民用飞机的包括被控对象线性模型和飞机参考模型的动力学模型,具体步骤包括: 1.1)在设定的飞行模态下,对飞机进行受力分析,建立飞机质心移动的和绕质心转动的动力学方程,运用小扰动原理将非线性的动力学方程做线性化处理,再将线性方程组构造成矩阵的形式,就得到了状态空间下的被控对象线性模型; 1.2)在被控对象模型的基础上,运用极点配置法、线性二次型调节器法设计状态空间下的飞机参考模型,该飞机参考模型为稳定的闭环系统、有理想的动态特性且作为被控对象的跟随目标; 第二步、构造被控对象控制器、故障控制器和自适应控制器,其中:被控对象控制器的输入包括:由系数矩阵联系的模型跟随直接自适应控制输入和故障控制输入;故障控制器将故障的影响以控制输入的形式体现在控制项中,根据作动器故障情况的不同,体现为控制输入时的值也不同;自适应控制器包含处理故障输入的控制项,并根据模型跟随的思想包含被控对象状态反馈、参考模型状态前馈; 第三步、由于自适应控制器对故障的在线适应能力体现在2个自适应增益阵(Q、Gtl)和I个自适应增益向量(V)中,该自适应增益阵和自适应增益向量根据被控对象与参考模型的输出误差在线调整大小;根据Lyapunov稳定性理论获取自适应增益阵和增益向量的更新率,利用更新率,自适应增益阵和增益向量则可以根据被控对象与参考模型的输出误差实现在线更新,从而实现对作动器故障的在线自适应。
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3.根据权利要求1所述的方法,其特征是,所述的飞机参考模型为:
4.根据权利要求1所述的方法,其特征是,所述的自适应控制输入为up,
5.根据权利要求1所述的方法,其特征是,所述的故障控制输入用于取代现有的故障模型,直接把故障的影响以控制输入的形式作用于飞行控制系统。
6.根据权利要求1所述的方法,其特征是,所述的系数矩阵在作动器故障时,对应该作动器的相应项从O变为I,从而把作动器的故障转化为相应的控制输入项。
7.根据权利要求1所述的方法,其特征是,所述的输出误差为e,e = yp-ym = Cpxp_Cmxm。
8.根据权利要求1所述的方法,其特征是,所述的自适应增益阵和增益向量的更新率
全文摘要
一种飞行器控制技术领域的基于直接自适应控制重构的大型民用飞机飞行控制方法,把直接自适应方法与模型跟随方法结合并应用于B747-200飞机,实现作动器故障模式下的大型民用飞机控制重构飞行模拟,为大型民用飞机作动器故障模式下的控制重构提供了借鉴,对提高飞机安全性、降低飞机事故率、提高飞机故障情况下的生存能力有重要意义。
文档编号G05B13/00GK103235504SQ20131009732
公开日2013年8月7日 申请日期2013年3月25日 优先权日2013年3月25日
发明者刘世前, 王永, 柴树梁, 赵东, 郑凌霄, 孙逊 申请人:上海交通大学
再多了解一些
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