专利名称：轨迹跟踪飞行控制器的制作方法
技术领域：
本发明总体涉及用于固定翼飞机的轨迹跟踪控制器。
背景技术：
轨迹跟踪控制已被广泛地研究，并应用于各种各样的平台，包括小型无人驾驶的车辆、直升机、在下一代空中运输的背景下的运输类飞机、以及弹性飞机控制。由于内在的不确定性、系统的非线性以及对跟踪高度机动性的目标的苛刻的性能要求，跟踪制导弹药和导弹系统特别提出重大的技术挑战。增益调度用于自主车辆的轨迹跟踪，虽然增益调度方法常常特别在设计中被使用。轨迹线性化控制(TLC)被描述为包括基于非线性动态准反转的开环标称控制器以及线性时变(LTV)反馈控制器以指数地稳定线性化跟踪误差动力学。该方法应用于多输入多输出(MIMO)系统，该系统在非轴对称导弹模型的横摇-偏航(roll-yaw)自动驾驶仪上提供轨迹线性化方法。TLC控制器也设计成用于可重复使用的运载火箭的三自由度(3D0F)控制、超音速冲压式喷气发动机动力学模型的3D0F经度控制、以及竖直起飞和着陆(VTOL)飞机模型的六自由度(6D0F)控制。控制李亚普诺夫(Lyapimov)函数(CLF)方法已用于对轨迹跟踪问题的非线性控制器设计。滚动时域控制(RHC)和模型预测控制(MPC)方法也已被评价。CLF用于构造对各种约束输入情况的通用稳定化公式例如，在具有被限制到单位球体的控制输入的系统中， 以及具有正束缚标量控制输入的系统。CLF方法应用于对既定的纵向和横向模式自动驾驶仪外部的无人驾驶飞行器(UAV)的约束非线性轨迹跟踪控制，其中输入受到速率约束。满足跟踪需要的控制输入选自通过对输入约束设计的CLF来产生的一组可行的输入。该方法扩展到利用退步技术以发展对固定翼UAV的速度和横摇角控制定律来执行非线性跟踪，且未知的自动驾驶仪常数通过参数适应来识别。对直升机的轨迹跟踪控制利用类似的退步方法。退步控制器与航径角轨迹控制器的典型非线性动态反转控制方法比较，其中模型选择被发现影响反转控制的性能，但退步方法导致很难以稳定性的有限保证来测试的复杂控制结构。在文献中研究了自适应控制方法以处理不确定性。特别是，利用神经网络的方法看来似乎是以不完整的模型信息来控制各种复杂非线性系统的有效工具。动态神经网络用于自适应非线性识别轨迹跟踪，其中动态Lyapimov型分析用于利用代数和微分里卡蒂 (Riccati)方程来确定稳定条件。由在线神经网络加强的动态反转控制适用于几种平台，包括制导弹药和损坏的飞机，且适用于遵循飞行控制结构的轨迹。由于在操纵轨迹跟踪时飞行动力学的高度非线性和时变性质，常规飞行控制器一般依赖于对使用线性非时变(LTI)系统理论设计的一组控制器进行增益调度。增益调度控制器遭受内在的缓慢时变和有利的非线性约束，且控制器设计和调谐是高度轨迹相关的。 现代非线性控制技术例如反馈线性化和动态反转通过经由坐标转换和状态反馈消除线性化或通过构造非线性对象的动态(伪)反转来减轻这些限制。LTI跟踪误差动力学可在非线性消除之后用公式表示，或由LTI控制器控制。这种控制方案的缺点是，非线性消除在 LTI控制环中完成。因此，不完全的消除由于传感器动力学或建模误差而导致不能被LTI控制器设计补偿的非线性动力学，且不能被LTI控制器有效地适应。
发明内容
为了处理这些新的挑战，发展了固定翼飞机的6D0F轨迹跟踪TLC结构。如在固定翼飞机中实现的，本发明的一个实施方式包括适合于产生固定翼飞机的命令位置矢量的轨迹规划器；电耦合到轨迹规划器以从轨迹规划器接收命令位置矢量的TLC结构；电耦合到 TLC结构以将感测参数发送到TLC结构的航空电子传感器；以及电耦合到TLC结构以从TLC 结构接收控制信号的控制致动器。TLC结构包括处理器和配置成在处理器上执行来通过下列操作产生控制信号的程序代码使用来自轨迹规划器的命令位置矢量来在第一控制环中确定标称机体速度矢量和反馈控制机体速度命令矢量；使用来自第一控制环的标称机体速度矢量和反馈控制机体速度命令矢量来在第二控制环中确定标称欧拉角矢量、反馈控制欧拉角命令矢量和节流阀调定反馈控制命令；使用来自第二控制环的标称欧拉角矢量和反馈控制欧拉角命令矢量来在第三控制环中确定标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量；使用来自第三控制环的标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量来在第四控制环中确定力矩命令矢量； 以及使用来自第四控制环的力矩命令矢量来确定控制信号。在该实施方式的另一方面，控制信号进一步通过下列操作产生进一步使用来自航空电子传感器的感测位置矢量来在第一控制环中确定反馈控制机体速度命令矢量，进一步使用来自航空电子传感器的感测速度矢量来在第二控制环中确定反馈控制欧拉角命令矢量和节流阀调定反馈控制命令，进一步使用来自航空电子传感器的感测欧拉角矢量来在第三控制环中确定标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量，进一步使用来自航空电子传感器的感测机体速率矢量来在第四控制环中确定力矩命令矢量。控制信号包括发动机节流阀、副翼、升降舵、方向舵或直接升力(例如襟副翼)偏转命令。飞机可包括机身和控制操纵器，其中控制操纵器适合于从控制致动器接收控制信号。控制操纵器是发动机节流阀、副翼、升降舵、方向舵或襟副翼。本发明还设想产生控制信号的方法，该方法包括使用来自轨迹规划器的固定翼飞机的命令位置矢量来在第一控制环中使用硬件实现的处理器确定标称机体速度矢量和反馈控制机体速度命令矢量；使用来自第一控制环的标称机体速度矢量和反馈控制机体速度命令矢量来在第二控制环中使用处理器确定标称欧拉角矢量、反馈控制欧拉角命令矢量和节流阀调定反馈控制命令；使用来自第二控制环的标称欧拉角矢量和反馈控制欧拉角命令矢量来在第三控制环中使用处理器确定标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量；使用来自第三控制环的标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量来在第四控制环中使用处理器确定力矩命令矢量；以及使用来自第四控制环的力矩命令矢量来使用处理器确定控制信号。该方法还包括部分地基于来自航空电子传感器的感测参数来产生控制信号。因此，产生控制信号可包括进一步使用来自航空电子传感器的感测位置矢量来在第一控制环中确定反馈控制机体速度命令矢量，进一步使用来自航空电子传感器的感测速度矢量来在第二控制环中确定反馈控制欧拉角命令矢量和节流阀调定反馈控制命令，进一步使用来自航空电子传感器的感测欧拉角矢量来在第三控制环中确定标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量，进一步使用来自航空电子传感器的感测机体速率矢量来在第四控制环中确定力矩命令矢量。本发明还设想程序产品，其包括计算机可读介质和存储在计算机可读介质上的程序代码，程序代码配置成在硬件实现的处理器上执行以通过下列操作产生控制信号使用来自轨迹规划器的命令位置矢量来在第一控制环中确定标称机体速度矢量和反馈控制机体速度命令矢量；使用来自第一控制环的标称机体速度矢量和反馈控制机体速度命令矢量来在第二控制环中确定标称欧拉角矢量、反馈控制欧拉角命令矢量和节流阀调定反馈控制命令；使用来自第二控制环的标称欧拉角矢量和反馈控制欧拉角命令矢量来在第三控制环中确定标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量；使用来自第三控制环的标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量来在第四控制环中确定力矩命令矢量；以及使用来自第四控制环的力矩命令矢量来确定控制信号。
合并到该描述中并构成该描述的一部分的附图示出本发明的实施方式，并连同上面给出的发明的一般描述和下面给出的详细描述一起用于解释本发明。图1是用于构成本发明的TLC结构的基本控制环配置的方框图。图2是包括四个嵌套控制环的根据本发明的TLC结构的方框图，其中每个控制环从图1所示的基本控制环建模。图3是图2所示的反转平移运动环1的方框图。
图4是图2所示的OL制导LTV跟踪误差控制器环1的方框图。
图5是对固定翼飞机实现的图2的TLC结构的方框图。
图6是示出来自设计验证实例的预定和感测的位置数据的位置跟踪的曲线。
图7a是设计i 证实例的预定的飞行航径的曲线。
图7b是设计·[证实例的预定的航向的曲线。
图8a是设计·[证实例的预定和感测的χ位置的曲线。
图8b是设计·[证实例的预定和感测的y位置的曲线。
图8c是设计i[证实例的预定和感测的ζ位置的曲线。
图9a是设计· 证实例的预定和感测的机体坐标系u速度的曲线。
图9b是设计· 证实例的预定和感测的机体坐标系ν速度的曲线。
图9c是设计· 证实例的预定和感测的机体坐标系W速度的曲线。
图IOa是设计 险证实例的预定和感测的欧拉横摇角的曲线。
图IOb是设计 险证实例的预定和感测的欧拉俯仰角的曲线。
图IOc是设计 险证实例的预定和感测的欧拉偏航角的曲线。
图Ila是设计 险证实例的预定和感测的机体坐标系横摇速率的曲线。
图lib是设计 险证实例的预定和感测的机体坐标系俯仰速率的曲线。
图lie是设计 险证实例的预定和感测的机体坐标系偏航速率的曲线。
图12是配置成实现根据本发明的实施方式的图2的TLC结构的装置的硬件和软件环境的图示。
具体实施例方式A.术语下面是在详细描述和附图中使用的术语的列表。
权利要求
1.一种装置，包括轨迹规划器，其适合于产生固定翼飞机的命令位置矢量；TLC结构，其电耦合到所述轨迹规划器以从所述轨迹规划器接收所述命令位置矢量； 航空电子传感器，其电耦合到所述TLC结构以将感测参数发送到所述TLC结构；以及控制致动器，其电耦合到所述TLC结构以从所述TLC结构接收控制信号； 其中所述TLC结构包括 处理器；以及程序代码，其配置成在所述处理器上执行来通过下列操作产生控制信号 使用来自所述轨迹规划器的所述命令位置矢量来在第一控制环中确定标称机体速度矢量和反馈控制机体速度命令矢量；使用来自所述第一控制环的所述标称机体速度矢量和所述反馈控制机体速度命令矢量来在第二控制环中确定标称欧拉角矢量、反馈控制欧拉角命令矢量和节流阀调定反馈控制命令；使用来自所述第二控制环的所述标称欧拉角矢量和所述反馈控制欧拉角命令矢量来在第三控制环中确定标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量；使用来自所述第三控制环的所述标称机体速率矢量和所述反馈控制机体速率命令矢量来在第四控制环中确定力矩命令矢量；以及使用来自所述第四控制环的所述力矩命令矢量来确定所述控制信号。
2.如权利要求1所述的装置，其中在所述第一控制环中确定所述反馈控制机体速度命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测位置矢量。
3.如权利要求1所述的装置，其中在所述第二控制环中确定所述反馈控制欧拉角命令矢量和所述节流阀调定反馈控制命令还使用来自所述航空电子传感器的感测速度矢量。
4.如权利要求1所述的装置，其中在所述第三控制环中确定所述标称机体速率矢量和所述反馈控制机体速率命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测欧拉角矢量。
5.如权利要求1所述的装置，其中在所述第四控制环中确定所述力矩命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测机体速率矢量。
6.如权利要求1所述的装置，其中来自所述航空电子传感器的感测参数包括感测位置矢量、感测速度矢量、感测欧拉角矢量和感测机体速率矢量。
7.如权利要求1所述的装置，其中在所述第一控制环中确定所述反馈控制机体速度命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测位置矢量，在所述第二控制环中确定所述反馈控制欧拉角命令矢量和所述节流阀调定反馈控制命令还使用来自所述航空电子传感器的感测速度矢量，在所述第三控制环中确定所述标称机体速率矢量和所述反馈控制机体速率命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测欧拉角矢量，在所述第四控制环中确定所述力矩命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测机体速率矢量。
8.如权利要求1所述的装置，其中所述控制信号包括发动机节流阀、副翼、升降舵、方向舵或襟副翼偏转命令。
9.如权利要求1所述的装置，还包括具有机身和控制操纵器的飞机，所述控制操纵器适合于从所述控制致动器接收所述控制信号。
10.如权利要求9所述的装置，其中所述控制操纵器是发动机节流阀、副翼、升降舵、方向舵或襟副翼。
11.一种产生控制信号的方法，所述方法包括使用来自轨迹规划器的固定翼飞机的命令位置矢量来在第一控制环中使用硬件实现的处理器确定标称机体速度矢量和反馈控制机体速度命令矢量；使用来自所述第一控制环的所述标称机体速度矢量和所述反馈控制机体速度命令矢量来在第二控制环中使用所述处理器确定标称欧拉角矢量、反馈控制欧拉角命令矢量和节流阀调定反馈控制命令；使用来自所述第二控制环的所述标称欧拉角矢量和所述反馈控制欧拉角命令矢量来在所述第三控制环中使用所述处理器确定标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量；使用来自所述第三控制环的所述标称机体速率矢量和所述反馈控制机体速率命令矢量来在第四控制环中使用所述处理器确定力矩命令矢量；以及使用来自所述第四控制环的所述力矩命令矢量来使用所述处理器确定控制信号。
12.如权利要求11所述的方法，其中在所述第一控制环中确定所述反馈控制机体速度命令矢量还使用来自航空电子传感器的感测位置矢量。
13.如权利要求11所述的方法，其中在所述第二控制环中确定所述反馈控制欧拉角命令矢量和所述节流阀调定反馈控制命令还使用来自所述航空电子传感器的感测速度矢量。
14.如权利要求11所述的方法，其中在所述第三控制环中确定所述标称机体速率矢量和所述反馈控制机体速率命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测欧拉角矢量。
15.如权利要求11所述的方法，其中在所述第四控制环中确定所述力矩命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测机体速率矢量。
16.如权利要求11所述的方法，其中在所述第一控制环中确定所述反馈控制机体速度命令矢量还使用来自航空电子传感器的感测位置矢量，在所述第二控制环中确定所述反馈控制欧拉角命令矢量和所述节流阀调定反馈控制命令还使用来自所述航空电子传感器的感测速度矢量，在所述第三控制环中确定所述标称机体速率矢量和所述反馈控制机体速率命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测欧拉角矢量，在所述第四控制环中确定所述力矩命令矢量还使用来自所述航空电子传感器的感测机体速率矢量。
17.如权利要求11所述的方法，还包括将所述控制信号发送到控制致动器，所述控制致动器耦合到控制操纵器。
18.如权利要求17所述的方法，其中所述控制操纵器是发动机节流阀、副翼、升降舵、 方向舵或襟副翼。
19.如权利要求18所述的方法，其中所述控制信号包括发动机节流阀、副翼、升降舵、 方向舵或襟副翼偏转命令。
20.一种程序产品，包括计算机可读介质；以及程序代码，其存储在计算机可读介质上，所述程序代码配置成在硬件实现的处理器上执行以通过下列操作产生控制信号使用来自轨迹规划器的命令位置矢量来在第一控制环中确定标称机体速度矢量和反馈控制机体速度命令矢量；使用来自所述第一控制环的所述标称机体速度矢量和所述反馈控制机体速度命令矢量来在第二控制环中确定标称欧拉角矢量、反馈控制欧拉角命令矢量和节流阀调定反馈控制命令；使用来自所述第二控制环的所述标称欧拉角矢量和所述反馈控制欧拉角命令矢量来在第三控制环中确定标称机体速率矢量和反馈控制机体速率命令矢量；使用来自所述第三控制环的所述标称机体速率矢量和所述反馈控制机体速率命令矢量来在第四控制环中确定力矩命令矢量；以及使用来自所述第四控制环的所述力矩命令矢量来确定控制信号。
全文摘要
阐述了固定翼飞机(46)的六自由度轨迹线性化控制器(TLC)结构(30)。TLC结构(30)通过非线性运动方程的动态反转来计算标称力和力矩命令。线性时变(LTV)跟踪误差调节器提供跟踪误差动力学的指数稳定性以及对不确定性和误差建模的鲁棒性。基本控制环包括闭环、LTV稳定化控制器(12)、准反转对象模型(14)和非线性对象模型(16)。这四个基本控制环(34、36、40、42)被嵌套以形成TLC结构(30)。
文档编号G08G5/00GK102439646SQ201080022039
公开日2012年5月2日 申请日期2010年3月25日 优先权日2009年3月26日
发明者建潮·朱, 托尼·M·阿达米 申请人:俄亥俄州立大学