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时间:2020-06-26 12:49  编辑:武强教育网

午夜12点免费福利

第25卷 第2期 2007年6月

飞 行 力 学

FL I GHT  D YNAM ICS

V ol .25 N o .2June 2007 

收稿日期:2006203203;修订日期:2007203214

作者简介:王美仙(19762),女,内蒙古集宁人,博士研究生,主要从事飞行控制系统控制律设计及飞行品质研究;

李 明(19362),男,上海人,工程院院士,博士生导师,主要从事飞机总体设计及综合飞行控制系统研究。

飞行器控制律设计方法发展综述

王美仙1

,李 明2

,张子军

1

(1.沈阳飞机设计研究所飞行控制部,辽宁沈阳110035;

2.沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳110035)

  摘 要:综述了飞行器控制律设计方法的研究和应用状况。首先简述了现代控制理论的发展状况,然后给出最优控制法、特征结构配置法等线性设计方法和非线性反馈线性化、非线性H ∞优化与μ综合鲁棒控制、滑模变结构控制、反步控制、神经网络控制、自适应控制等非线性设计方法的特点及其在飞行器控制律设计上的限制,最后分析总结了存在的问题及未来的发展方向。  关 键 词:控制律设计;线性控制;非线性控制

  中图分类号:V24911    文献标识码:A     文章编号:100220853(2007)022*******

引言

  在我国航空工程界,到目前为止,大多数战斗机的控制系统都是采用经典频域或根轨迹法设计的。这种方法简单实用,设计过程透明,工程设计人员可清晰地看到系统的动态和性能是如何被修改的。而且现行的飞行品质要求大多数是根据经典控制理论提出的,设计依据充分,设计人员凭借自身丰富的设计经验,通过使用多模态控制律以及调参技术等,最终可以设计出性能较为完善的飞行控制系统。但是,随着控制系统的性能要求越来越复杂,用经典设计方法设计控制律就变得非常困难,设计进度缓慢,甚至变得不可实现。这主要是因为:经典方法难以处理、协调系统的多变量输入输出特性;现代战斗机都要求具有大机动飞行性能,但是此时的飞机非线性特性就无法用经典线性化方法处理。因此,就必须寻找能够满足越来越复杂的飞行控制系统要求的现代线性或非线性设计方法。

1 现代飞行控制系统设计方法的发展

由于经典控制设计方法的缺陷,使得基于状态

变量模型设计的现代控制理论方法在飞控系统的设

计上得到长足的发展。其中,最优控制技术[1]

是现代控制理论线性化设计控制器最为成功的技术之

一。最优控制设计方法在军机上的应用最早是在F 28C 主动控制技术验证机上,该机的全部纵向及横侧向控制律设计均采用了显模型跟踪最优二次型方法。经过实际试飞验证表明,飞机具有优良的飞行品质。20世纪80年代后半期,美国与德国联合研制了大迎角超机动验证机X 231,其飞控系统控制律的基本设计方法也是最优控制方法。我国从20世纪80年代初开始,与主动控制技术验证及电传系统设计同步,在有关高校和研究所开展了最优控制理论在飞行控制系统设计中的应用研究,并进行了具有一定工程意义的控制律设计,取得了一些经验。此外,与最优控制技术同时发展起来的应用比较成熟的还有极点配置法、特征结构配置法以及定量反馈法等。

但是,基于线性系统模型设计控制系统不能保证飞机的大迎角飞行性能,因为这时飞机的气动力表现出强烈的非线性和非定常性,飞机运动强烈耦合,传统的小扰动线性化处理技术已无法适用,因而发展出了多种非线性控制律设计方法。

反馈线性化是非线性控制系统设计常用的一种方法。从20世纪80年代初发展至今,已经得到广泛的应用。反馈线性化理论包括微分几何方法和动态逆方法两个分支。对于飞行控制系统,动态逆是研究最广泛的反馈线性化方法,在大迎角超机动飞机、先进短距起飞/垂直着陆飞机、直升机以及无人

机等飞行控制系统中得到成功应用。非线性H

优化问题的研究始于1981年Za mes的论文,它通过求解Ha m ilt on2Jacobi偏微分不等式而得到系统非线性控制律,但到目前为止,还没有系统完整的求解不等式方法。滑模变结构控制方法是苏联学者早在20世纪50年代末就已经开展的研究项目,但其在飞行控制系统设计方面的应用较少。反步控制方法是在20世纪80年代末期,由Kokot ovic发展起来的一种非线性控制方法。作为一种新的设计方法,近年有些学者正致力于将其应用在非线性飞控系统研究中。神经网络控制,从20世纪90年代开始,作为一种新型控制技术开始进入飞行控制的研究领域,在飞行器的气动参数辨识、非线性飞行控制、飞行故障诊断以及控制系统重构等方面有了广泛的应用。自适应控制始于20世纪50年代末,经过几十年的发展,自适应控制无论从理论上还是实际应用上都得到了很大的发展。以美国为首的西方国家已经将直接自适应、间接自适应控制应用在具有重构功能的飞控系统中,并将其与智能控制相结合,应用在具有重构功能的非线性飞控系统的研究中。

2 各设计方法的特点及应用限制

211 最优二次型控制

采用最优控制技术[1]设计是基于系统的状态变量模型,状态变量模型比传递函数的描述包括更多的系统信息,从而容易得到完善的控制系统性能。设计时采用一个数学上准确的性能指标来描述系统的性能规范,从这个性能指标出发,便可求得系统的控制增益,相当于同时闭合了多个控制回路并使各控制回路的性能自动地协调。但是在应用于飞控系统设计时,还存在很多实际问题,这些问题有的得到了解决,如变状态反馈为输出反馈,使得反馈变量为飞机上常用测量状态变量。但是还存在一些很难解决的困难,如将飞行控制系统的性能要求转换为设计用的性能指标、加权系数的选择原则、鲁棒性等问题,到目前为止还没有得到很好的解决。所以在工程实际设计中,还只是把最优设计的结果作为控制律的参考初值来用。

212 特征结构配置控制

特征结构配置[1]是极点配置的一种扩展,能够在考虑系统零、极点要求的同时,满足在多变量之间解耦、系统鲁棒性等方面的要求。特征结构配置中,特征值决定了系统的响应快慢,反映了模态的阻尼比、自然频率等特征。特征向量则表明了各个模态之间是如何按照回路状态分布,反映了模态之间的耦合,且飞行品质要求中正好包含了这些耦合指标,如有关滚转运动中荷兰滚振动的幅度,或者滚转角和侧滑角之间的相对相位等,这些指标可以直接转化成对特征向量的要求。通过特征结构配置,能够使闭环系统的动态响应既满足一定的阻尼特性,又使各模态之间保持期望的关联/解耦合特性。但是,特征结构配置可能更适于用在低阶系统,当系统阶次较高时,越来越难以作出有根据的零、极点配置选择,尤其是作为直接性能尺度的阶跃响应对小的零、极点移动相对不太敏感。此外,随意选择零、极点会造成很高的控制增益,从而使调节活动超出工程上实际允许的程度。所以,在系统设计初期,用对象的低阶模型进行特征结构配置可得到比较满意的效果,但是随着设计的深入,对可达的特征结构配置变得非常困难且控制效果不尽如人意。

213 非线性反馈线性化控制

反馈线性化是非线性控制系统设计常用的一种方法。它利用变换技术和微分几何学,首先,将状态和控制变量转换为线性表示形式;然后,利用常规线性设计方法进行设计;最后,将设计的结果通过反变换,转换回原先的状态和控制形式。反馈线性化理论有两个重要分支:微分几何方法和逆系统方法。

微分几何方法是在线性系统几何方法的基础上,提出了干扰解耦、输入输出解耦、反馈线性化等。它的主要研究对象是仿射非线性系统。微分几何方法在理论上比较容易展开,但是比较抽象,不便在工程上推广应用。

动态逆的突出优点是:系统模型可以不受仿射非线性这个形式的限制。该方法直观、简便和易于理解,且动态逆方法不像微分几何方法那样要把问题转换到几何域。因此,从工程应用角度讲,动态逆方法更适合用在飞行控制系统的设计上。动态逆方法的主要限制是:反馈线性化要求高度准确地建立飞机非线性力和力矩模型,这在实际应用中十分困难。还有一个难题就是气动力参数随高度和马赫数变化,系统的结构也存在着各种不确定性,这就需要考虑动态逆设计的鲁棒性问题。目前,动态逆研究已成为飞控研究领域的一个热点课题,有一定的工程应用前景。

2飞 行 力 学第25卷

214 非线性H∞优化与μ综合鲁棒控制

非线性H

优化控制考虑了SI S O线性反馈系统灵敏度函数的无穷范数极小化问题,从而将干扰问

题转化为求解闭环系统问题。H

范数不仅对于与模型不确定性有关的各种问题是非常有效的,而且

能用幅频特性加以解释。然而,用H

优化理论设计的控制器虽然将鲁棒性直接反映在系统的设计指标中,不确定性反映在相应的加权函数上,但它“最坏情况”下的控制却导致了不必要的较大的保守性。

μ综合理论则考虑到了结构化的不确定性问题,它不但能有效地、无保守性地判断“最坏情况”下摄动的影响,而且当存在不同表达形式的结构化不确定性情况下,能分析控制系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能问题。μ理论的关键思想是:通过输入、输出、传递函数、参数变化、摄动等所有线性关联重构,

以隔离所有摄动。但是用非线性H

优化与μ综合鲁棒控制设计的控制器都存在控制器阶数太高的缺点,一般纵向16阶,横航向28阶,这对于实际的飞行控制系统来说过于复杂,但是若对其进行降阶处理,又使系统的鲁棒性得不到很好的保证。所以,这种方法的工程应用难点就是如何在鲁棒性和控制器复杂程度之间做出合理的折衷。

215 滑模变结构控制

滑模变结构控制[2]的基本思想是首先将从任一点出发的状态轨线通过控制作用拉到某一指定的直线,然后沿着直线滑动到原点。滑动模变结构控制方法有如下特性:滑动模相轨迹限制在维数低于原系统的子空间内,描述其运动的微分方程阶数亦相应降低,这在解决复杂的高阶系统控制问题时,对离线分析和算法的在线实现都是非常有利的;滑动模的原点与控制量的大小无关,仅由对象特性及切换流形决定,这样可把系统设计问题精确地分解为两个互不相关且比较简单的低维问题;在一定条件下,滑动模对于干扰与参数的变化具有不变性。其缺点是控制律设计中需要已知系统不确定性的上界,它一般按系统运行中可能遇到的“最坏情况”选取,一旦上界确定后,其值就不再变化,所以保守性很大,容易引起控制量的饱和问题。

216 反步控制

反步控制[3]根据Lyapunov稳定性定理,由前向后递推设计控制律,它的关键是令某些状态为另一些状态的虚拟控制输入,最终找到一个Lyapunov函数,从而推出一个使整个系统闭环稳定的控制律,因此随不同的Lyapunov函数构造形式会呈现不同形式的控制律,这使控制系统的设计者在选择反馈控制的形式时具有更大的自由度;不需要完全对消系统的非线性,并且可以经常引入额外的非线性项来改善系统的瞬态性能;比较适合在线控制,能够达到减少在线计算时间的目的。

反步方法应用于飞行控制系统的设计有两个显著优点。第一,在控制器设计过程中可以处理一大类非线性、不确定性的影响,而且稳定性及误差的收敛性已经得到证明。这里所说的非线性包括了系统模型的非线性和为满足复杂飞行控制系统设计要求而引入的控制非线性;其次,采用该方法设计的控制器收敛速度很快,因此,在损伤或者故障状态下这种方法非常有效。然而,反步方法的鲁棒性及作动器饱和问题仍不容忽视,基于李雅普诺夫函数方法本身的设计灵活性很强,为解决这一问题提供了可能。

217 神经网络自适应控制

人工神经网络具有并行处理、高度容错、非线性运算等诸多优点,能够高度精确地逼近非线性函数,因此,其在非线性控制方面所具备的巨大潜力越来越被各相关学科和领域的研究工作者关注。

自适应控制系统是一种能修正自己的特性以适应对象、扰动或环境特性变化的控制器,与其他控制方法类似,它是基于数学模型的一种控制方法,所不同的是它所依据的关于模型和扰动的先验知识较少,需要在系统运行中不断提取关于模型的信息,使模型逐步完善,同时相应的控制律也能随之改善。经典的参数自适应控制方案可以分为间接自适应和直接自适应两种:间接自适应控制基于对象参数的实时辨识完成控制律设计;直接自适应则直接更新控制器参数。

美国Georgia理工大学的A.J.Calise等提出的神经网络与自适应控制相结合的方案,它的一个突出特点是采用在线神经网络自适应地补偿逆误差的影响。目前,这种控制方式得到了很多飞行控制系统研究者的高度重视,在工程应用上,主要需解决的问题是系统解算的计算量和实时性。

3 结束语

分析表明,现代控制理论在飞行控制系统设计上的主要问题是现有飞行品质要求与性能指标的相

3

 第2期王美仙等.飞行器控制律设计方法发展综述

互结合转化问题、系统鲁棒性和性能鲁棒性的折衷问题及控制器阶数过高计算过于复杂的问题。这些问题都限制了这些控制方法在实际飞行控制系统中的应用。

目前,飞行控制的研究热点集中在鲁棒、非线性、自适应和智能控制等方面,提高控制系统的鲁棒性和故障适应能力是研究的重点。由于神经网络具有强大的通用函数逼近能力、容错能力和学习能力,在非线性自适应控制的理论发展和应用方面具有重要的地位,因此,基于神经网络的自适应非线性飞行控制成为当前飞行控制研究的重要子方向。

参考文献:

[1] 鲁道夫布罗克豪斯.飞行控制[M].北京:国防工业出

版社,1999.

[2] 胡跃明.非线性控制系统理论与应用[M].北京:国防

工业出版社,2002.

[3] 程代展,洪奕光,秦化淑.多输入非线性系统后推

(Backstepp ing)[J].控制理论与应用,1998,15(6):

8242830.

Developi n g St atus of Control Law Desi gn M ethods for Fli ght

WANG Mei2xian1,L IM ing2,ZHANG Zi2jun

(1.The F light Control D epart m ent,Shenyang A ircraft D esign A nd R esearch Institu te,

Shenyang110035,China;

2.Shenyang A ircraft D esign A nd R esearch Institute,Shenyang110035,Ch ina)

  Abstract:Research and app licati on of contr ol la w design methods were surveyed.Firstly,this article intr o2 duced the devel op ing status of contr ol la w design methods f or advanced aircraft.Then,several linear design meth2 ods that are linear quadratic and eigenvect or configurati on,and nonlinear design methods that are feedback linear2 izati on,r obust contr ol of H∞op ti m izati on andμ2synthesis,backstepp ing contr ol,neural net w orks contr ol and self2 adap tivecontr ol,and the li m its in app licati on of flight contr ol syste m s were given.Finally,several key p r oble m s of the methods were analyzed and summarized in contr ol la w designing f or advanced aircraft.

  Key words:contr ol la w design;linear contr ol;nonlinear contr ol

(编辑:姚妙慧) 4飞 行 力 学第25卷

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