直升机飞行控制第6章(1)

1第六章直升机现代飞行控制技术6.1引言针对直升机动力学特性的时变、不稳定及多通道强耦合等特性，学者们纷纷提出以现代控制理论及方法，对直升机进行制导与控制。本章将从工程应用的角度出发，从众多的直升机现代控制技术中，整理出3种具有工程应用前景的方法，分别归纳为3节，阐述其工作机理，结构配置及设计方法，并辅以一般的仿真算例。6.2节阐述了系统具有高增益，并对控制对象的状态方程XAXBu中的控制阵B进行解耦的显模型跟踪控制方法，这一节可作为第四章显模型跟踪控制系统设计的补充。这方法的特点是，虽然仅对控制阵进行解耦设计，但在高增益及显模型跟踪状态下，系统仍具有良好的对输入进行动态跟踪、通道解耦及自动配平的性能，并得到试飞验证。6.3节叙述了一种隐模型跟踪的直升机飞控系统设计方法。它首先根据直升机操纵品质规范要求，设计一个期望的、各通道线性独立（解耦）的隐模型。然后对被控对象开发出一个前馈补偿阵及状态反馈阵，以实现期望的隐模型，也有学者将这种方法归纳为特征结构配置，由于设计思路清晰，目标明确，很有应用前景。6.4节阐述高带宽H回路成形控制方法。它将经典控制与现代鲁棒优化控制综合在一个控制框架下，设计构思十分精细。它首先按经典控制的指导思想，对开环系统的频率特性（相当于多变量系统的奇异值）进行成形设计。开环系统sG由前向对角阵1W、反馈通道的对角阵2W及被控对象G组成，即21sGWGW。所谓成形是指使sG的奇异值具有高带宽，低频高增益（含积分环节），高频低增益。然后按系统具有优良动态跟踪性能及减少气动耦合干扰为优化目标，运用现代控制H优化方法，设计H控制阵，并使该H控制阵不对已成形的奇异值产生明显影响。该方法可使系统具有快速响应，系统解耦，自动配平，其鲁棒性有利于进行全包线飞行，该方法在不同飞行器上得到工程试飞验证及工程应用。26.2高增益控制阵解耦的显模型跟踪控制系统设计本节将以某武装直升机AH－64为例，在电传控制方式下，进行模型跟踪控制系统内回路设计。该控制系统具有高增益，自动配平以及通道间解耦的特性。由于多输入多输出（MIMO）的内回路已具有解耦特性，从而简化了外回路系统的设计。外回路可运用单输入单输出的经典控制方法。本章也将证明内外回路单独设计的可行性。6.2.1高增益显模型跟踪系统该系统内回路基本结构如图6-1所示，简称|MFCS。图中各量均以矩阵形式给出。控制指令()Ms显模型1()()FsHs－)(sGcH(s)mXcuX扰动D控制器飞机动力学前馈W图6-1|MFCS系统基本结构图W是增量形式的控制矢量；M(s)为显模型，它反映了直升机各通道操纵动力学特性要求，是一电子模型；()cGs为控制器；H(s)为直升机增量线性动力学模型；D为作用于直升机的扰动量。若该系统加有前馈输入1()Hs，也即将控制对象H(s)的逆模型作为前馈。则该系统将有如下传递函数()()()()()()()1()()ccHsGsHsFsXsWsMsHsGs(6-1)理想时，当前馈F(s)=1()Hs,则上式()()()XsWsMs(6-2)从而实现了理想跟踪，即使前馈F(s)不能理想地实现对H(s)的逆，也将得到良3好的跟踪效果。另外，由式（6-1）可知，在前馈作用下，即使()cGs＝0，也能得到理想的跟踪响应。但若在扰动D作用下，应使控制器()cGs设计成高增益，也即在满足幅裕度6DB～10DB，相裕度35°～45°前提下，使()cGs尽可能地具有高增益，才能使系统获得良好抗扰动能力。因为由扰动D作用下的输出传递函数()()()1()()cxsHsDsGsHs(6-3)可知，在高增益时，当()()cGsHs1，则()()xsDs0。6.2.2控制阵解耦的内回路结构设被控对象H(s)的线性动力学状态方程为XAXBu(6-4)若选状态变量为X＝[wpqr]T，控制变量u=[caer]T，则上式应相应地写为caerwwppABqqrr(6-5)令caBerBuBu(6-6)若B为方阵，则u＝1BBu(6-7)这样，可通过对状态方程的控制阵B求逆即可达到解耦效果，如图6-2所示。4一般B不为方阵，则可通过对B求广义逆的方法，获得其逆阵。这虽然是一种近似解耦的方式，因为没有通过状态反馈方式对状态阵A解耦。但这种仅对控制阵进行解耦的方法，在四通道显模型跟踪状态下，可实现各通道间解耦要求。为简化控制结构，图6-2中没有引入前馈F（s）。W－0S1ScKpK-1BIKB1sA1sM(s)－+XXu+MXBu图6-2内回路解耦控制结构为一般化，显模型跟踪的控制量分别为垂直速率w，横滚速率r，横滚姿态，俯仰姿态。对，进行姿态控制时还需引入相应的角速率反馈p、q，故该系统的反馈量应为、、p、q、w、r。这将由反馈选择阵0S、1S来完成。系统经cK、pK、IK阵的设计，以实现对，的PID控制，以及对w、r的PI控制。由于积分项的引入，提高了稳态跟踪精度，并可实现系统的自动配平。cK、pK、IK设计准则应在满足各通道幅相裕度前提下，尽可能使系统具有高增益。6.2.3设计举例根据图6-2，以AH－64直升机悬停状态为例，设计内回路。小扰动线性化动力学模型的状态变量为X＝[uwqvpr]T，控制阵为u=[caer]T，显模型的输出量为MX=[mwmmmr]T。状态阵A及控制阵B分别为5A＝0.02860.02057.9732.00.06370.2290.25700.004630.2612.253.280.02570.3792.191.600.004730.000160.7500.01180.009150.02440000.9990000.049900.07790.005931.030.1642.318.291.6432.00.007930.009520.13400.052.70.66200.003930.00080.41300.00491.050.40000.00513001.00.1030（6-8）B＝0.4350.5760.1140.000864.270.05750.0250.001180.00720.1010.090.001800000.1580.1360.4910.2820.04380.060.6470.080.080.009370.20.04550000（6-9）1、解耦矩阵设计由于B阵为[8×4]的矩阵，不为方阵，因此必须以广义阵求逆的方法求得其逆矩阵B1B1＝1()TTBBB（6-10）因为图6-2是内回路设计系统，所以在设计解耦阵时，应将B阵中属于外回路的控制量（u、v）去掉。使B阵成为Bi阵Bi＝00004.270.05750.0250.001180.00720.1010.090.0018000000000.04380.060.6470.080.080.009370.20.04550000（6-11）Bi的广义逆为6（Bi）1＝4800.2350.127000.0170.031000.0309.484000.9341.252000.0210.395000.9631.710000.3253.987004.00314.7840（6-12）因为（Bi）1为[4×8]的矩阵，而输入MX=[mwmmmr]T为[4×1]的矩阵，为了保证输入输出量相对应，且维数一致，选择与输入量有关的数据，所以还需加入一个选择矩阵Bs，其值为Bs＝T01000000000001000010000000000010（6-13）由此得最终的解耦矩阵dB，此时图6-2中的-1B即为dBdB＝（Bi）1Bs＝440.2350.1270.0170.0310.0309.4840.9341.2520.0210.3950.9631.7100.3253.9874.00314.784－（6-14）2、控制器设计cK、pK、IK的设计要求，应在满足幅裕度6DB～10DB，相裕度35°～45°前提下，使()cGs尽可能地具有高增益。cK、pK、IK为对角阵，它们分别为10000000000001kkKC，rqpwPkkkkK000000000000，riqipiwiIkkkkK000000000000在满足系统幅相裕度前提下，经设计，具有高增益的cK、pK、IK的值为11kkKc　　：　　4442rqpwpkkkkK（6-15）0.5310.5IwipiqlrlKkkkk：　　　　　　　由图6-2所示的控制系统，通过选择阵1S获取状态反馈量71[]Txwqpr，通过0S获取状态反馈量2[]Tx，因此1S与0S的值为010000000000010000100000000000101S，000000000000100010000000000000000S（6-16）3、作动器、助力器、旋翼动力学模型在设计解耦阵dB，控制器()cGs时，没有考虑如图6-3所示的作动器、助力器、旋翼动力学的时延和惯性。为了检验所设计的dB与()cGs的正确性，在仿真时应考虑这些环节的传递特性。例如，AH－64直升机的四个通道的作动器和助力器的传递函数分别为1004.01s，10278.01s。并给出四个通道的旋翼动力学模型，总距通道为2223020.463030ss，俯仰通道为36.2(80)(36.2)(80)sss，横滚通道为36.2(80)(36.2)(80)sss，航向通道为20(56)(20)(56)sss。作动器旋翼动力学助力器解耦矩阵dB直升机模型图6-3系统中的作动器、助力器、旋翼动力学结构6.2.4数字仿真验证对图6-2所示系统进行数字仿真验证。取MX=[mwmmmr]T中的某一状态为阶跃输入控制量，仿真结果如图6-4至6-7所示。其特性表明系统具有要求的动态响应及各通道间的解耦性能。图6-8表明，当两个通道同时输入阶跃信号时，其余两个通道处在镇定状态下，也具有良好的解耦效果。8图641000mmmmwr图650100mmmmwr图660010mmmmwr图670001mmmmwr图680110mmmmwr96.2.5外回路设计由于内回路已具有动态跟踪及解耦性能，从而可以使复杂的多输入多输出外回路设计简化为单输入单输出系统设计。若定义外回路控制量为cu，cv，ch及c，则定义外回路飞控系统为,,,|uvhFCS，且具有如图6-9所示的结构配置。cucuuecvcvveukvkch|FCScruhhhkcwckheevwruk|FCS|wFCS|rFCSW()usW()hwsW()rsW()vsvkuv内回路传递矩阵T图6-9,,,|uvhFCS结构配置图中四通道的内回路传递函数|FCS，|FCS，|