一種柔性飛行器氣動彈性建模與控制方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種柔性飛行器氣動彈性建模與控制方法，由用氣動彈性理論描述柔性飛行器的氣動彈性模型、應(yīng)用平衡截斷模型降階方法對模型進(jìn)行簡化、增益調(diào)度PID控制器的設(shè)計、飛行控制計算機(jī)的硬件設(shè)計四部分組成。根據(jù)實際需要，將本發(fā)明所涉及的柔性飛行器視為一種彈性飛行器，應(yīng)用氣動彈性設(shè)計理論得到其狀態(tài)空間表達(dá)式；針對狀態(tài)方程是高階的特點，通過計算Hankel奇異值，應(yīng)用平衡截斷法將模型簡化為十幾階模型；采用增益調(diào)度PID控制策略，飛行高度每1000m取為一個工作點，在每個工作上分別設(shè)計降階后的PID控制器，應(yīng)用Hanus方法進(jìn)行局部控制器之間的抗回繞無差切換；最后針對此類柔性飛行器實現(xiàn)了飛行控制計算機(jī)的硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計，采用了DSP+FPGA的總體方法。
【專利說明】
一種柔性飛行器氣動彈性建模與控制方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及一種柔性飛行器氣動彈性模型建立與控制方法，屬于飛行器建模與控 制領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來，隨著航天航空技術(shù)的飛速發(fā)展，柔性飛行器承擔(dān)的任務(wù)也越來越多，在國 防工業(yè)和國民經(jīng)濟(jì)中的重要作用也逐漸顯現(xiàn)了出來。柔性飛行器氣動彈性模型是指考慮飛 行器氣動彈性耦合效應(yīng)的動力學(xué)模型。由于柔性飛行器結(jié)構(gòu)的剛度較小，其結(jié)構(gòu)的氣動彈 性特性不能忽視，不能簡單的把此類飛行器的動力學(xué)模型簡化為剛體動力學(xué)模型，必須將 柔性飛行器作為一類彈性飛行器來考慮。相對于剛體模型，氣動彈性模型要考慮空氣動力、 彈性力和慣性力之間的耦合關(guān)系，因而比單純的傳統(tǒng)飛行器的建模要復(fù)雜的多。
[0003] 在飛行器設(shè)計中，柔性飛行器控制系統(tǒng)正朝著航空綜合化的方向發(fā)展，融飛行控 制、氣動彈性抑制、増穩(wěn)等綜合飛行管理系統(tǒng)于一體，并且使這些系統(tǒng)高效協(xié)同作業(yè)，安全 的完成各項飛行任務(wù)。與此同時，柔性飛行器控制所要考慮的因素較多，所要控制的參數(shù)規(guī) 模也很大，飛行器模型的階數(shù)也越來越高，從而使得設(shè)計飛行控制系統(tǒng)越來越復(fù)雜。
[0004] 氣動彈性抑制問題也是飛行器動力學(xué)特性研究的一個主要方面，柔性飛行器在飛 行的過程中，會受到各種各樣外界擾動。為此，采用增益調(diào)度PID控制器，將該非線性系統(tǒng)在 每個工作點上進(jìn)行線性化，針對每個工作點設(shè)計由高階控制器降階的PID控制器。經(jīng)驗證該 控制方法用于柔性飛行器具有較好的魯棒穩(wěn)定性，且工程上易于實現(xiàn)。根據(jù)任務(wù)需要，本發(fā) 明所涉及的柔性飛行器的飛行控制計算機(jī)需要進(jìn)行單獨設(shè)計，為此，本發(fā)明設(shè)計了專門用 于此柔性飛行器的飛行控制計算機(jī)，采用了 DSP+FPGA的總體方法，實現(xiàn)了對柔性飛行器的 氣動網(wǎng)格劃分、氣動彈性模型的簡化和對柔性飛行器的增益調(diào)度PID控制。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明針對柔性飛行器，提出了一種氣動彈性模型的建立及控制方法。該方法深 入考慮了柔性飛行器氣動彈性耦合效應(yīng)，針對其剛性較小的特點應(yīng)用了氣動彈性理論描述 了該類飛行器的氣動彈性模型，該方法能夠很好的使飛行器應(yīng)對各種陣風(fēng)，使結(jié)構(gòu)位移和 彈性加速度能夠及時的收斂。并通過計算Hankel矩陣奇異值應(yīng)用平衡截斷法建立此類飛行 器的控制模型，并且對模型進(jìn)行了簡化，使得簡化后的模型以相對較小的模型誤差較好地 近似原模型。根據(jù)建立的柔性飛行器氣動彈性模型，采用將非線性系統(tǒng)設(shè)計任務(wù)分解成許 多的線性子任務(wù)的分而治之的策略，設(shè)計了增益調(diào)度PID控制器，取得了較好的控制效果。 最后，根據(jù)任務(wù)需要，本發(fā)明設(shè)計了專門用于此類柔性飛行器的飛行控制計算機(jī)，采用了 DSP+FPGA的總體方法，實現(xiàn)了對柔性飛行器的氣動網(wǎng)格劃分、氣動彈性模型的簡化和對柔 性飛行器的增益調(diào)度PID控制。
[0006] 本發(fā)明由以下四個部分組成：1)用氣動彈性理論描述柔性飛行器的氣動彈性模 型。2)應(yīng)用平衡截斷模型降階方法對模型進(jìn)行簡化。3)增益調(diào)度PID控制器的設(shè)計。4)飛行 控制計算機(jī)的實現(xiàn)。
[0007] (1)理論上講，任何飛行器在一定條件下都可以簡化為剛體模型，從而應(yīng)用剛體動 力學(xué)模型理論對飛行器進(jìn)行分析和控制。然而當(dāng)飛行器為了追求輕質(zhì)量而導(dǎo)致材料結(jié)構(gòu)的 剛度不斷降低時，簡單地將飛行器簡化為剛體模型已經(jīng)不符合實際情況，會造成飛行器控 制出現(xiàn)較大偏差，甚至導(dǎo)致系統(tǒng)的不穩(wěn)定情況的出現(xiàn)。柔性飛行器的剛度較小，它在空氣動 力的作用下會產(chǎn)生很大變形，這種變形會引起附加的空氣動力，而這種附加的空氣動力又 反過來使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生附加的變形。在對此類飛行器進(jìn)行建模的時候要充分考慮其結(jié)構(gòu)的氣動 彈性特性，必須將柔性飛行器作為特殊的一類飛行器來設(shè)計。本專利針對此類飛行器，應(yīng)用 了氣動彈性理論對載荷分布、操縱效率、發(fā)散、顫振、抖振和動力響應(yīng)等問題進(jìn)行建模，用氣 動彈性網(wǎng)格來描述飛行器結(jié)構(gòu)微元的氣動彈性特征，基于氣動彈性理論描述了該類飛行器 的氣動彈性模型，最終得到了該氣動彈性系統(tǒng)的狀態(tài)空間表達(dá)式。
[0008] (2)應(yīng)用平衡截斷模型降階方法對模型進(jìn)行簡化。為了針對柔性飛行器進(jìn)行控制 律的設(shè)計，考慮到狀態(tài)方程高階且病態(tài)的特點，第一步就是要將狀態(tài)方程進(jìn)行簡化。經(jīng)過對 狀態(tài)方程的觀察，分析發(fā)現(xiàn)該柔性飛行器控制對象具有階數(shù)高的特點，這使得對其進(jìn)行有 效控制變得十分困難，并且這在在工程實踐中難以實現(xiàn);就算能夠?qū)崿F(xiàn)，計算量也是相當(dāng)龐 大，很難做到對飛行器的實時控制，會導(dǎo)致控制不及時而出現(xiàn)事故。經(jīng)過對系統(tǒng)狀態(tài)方程 Hankel奇異值的計算，從分析結(jié)果中看出：十幾階的狀態(tài)方程能夠?qū)ο到y(tǒng)進(jìn)行較好的近似， 近似后的系統(tǒng)是穩(wěn)定的，同時也能夠很好的逼近原系統(tǒng)的動態(tài)和穩(wěn)態(tài)性能。十幾階之后的 狀態(tài)對系統(tǒng)的影響不大（不到百分之五），所以運(yùn)用平衡截斷的方法對模型進(jìn)行簡化，從而 能夠使得系統(tǒng)便于計算和控制，增加控制的實時性。平衡截斷方法有效地降低該高階系統(tǒng) 的階次，而且可以保持原系統(tǒng)的可控可觀性及穩(wěn)定性，并且很容易得到降階系統(tǒng)與原系統(tǒng) 之間的誤差關(guān)系。
[0009] (3)增益調(diào)度PID控制器的設(shè)計。柔性飛行器模型具有非線性、參數(shù)實變的特點。如 何保證柔性飛行器這一控制對象在各種飛行環(huán)境下都能安全、穩(wěn)定和高效的運(yùn)行，對于飛 行器的任務(wù)實際需求具有非常重要的意義。為此，本發(fā)明設(shè)計了一種增益調(diào)度PID控制器， 該控制器能夠?qū)λ婕暗娜嵝燥w行器進(jìn)行有效控制，具有較好的魯棒穩(wěn)定性。
[0010] 雖然將系統(tǒng)的階次從幾十階降到了十幾階，但是降階后的系統(tǒng)階次還是很高，在 工程中還是很難實現(xiàn)和應(yīng)用。所以針對本發(fā)明所涉及的柔性飛行器，要想在工程中應(yīng)用，首 先將得到的高階控制器降階為PID控制器，具體采用的方法就是應(yīng)用麥克勞林級數(shù)展開的 方法，用原高階控制器對變量s的麥克勞林展開求得對應(yīng)的PID控制器，可以直接通過展開 式得到K^K 1, Kd的參數(shù)設(shè)置。基于這種控制器降階方法，最后得到PID控制器在低頻段能夠 很好的近似高階控制器，并且積分作用也得到了很好的近似。
[0011] 針對本發(fā)明所涉及的柔性飛行器應(yīng)用的增益調(diào)度PID控制方法，首先確定此類柔 性飛行器的各個工作點：由于柔性飛行器工作時最重要的一個參數(shù)是飛行高度，所以飛行 高度每1000 m取為一個工作點，取若干個工作點。選定此非線性系統(tǒng)的工作點后，在各個工 作點上進(jìn)行線性化，得到局部線性模型，用這幾個工作點上的局部線性模型代替原來的非 線性系統(tǒng);然后針對柔性飛行器每個工作點設(shè)計降階后的PID控制器，由此就可以得到多個 局部控制器。局部控制器設(shè)計后，需要進(jìn)行控制器之間的切換，任何一種方法都必須解決控 制器回繞的問題，因為這種非線性引起的回繞會使控制系統(tǒng)性能顯著變化，如輸出的較大 的超調(diào)，有時甚至導(dǎo)致不穩(wěn)定。另一個問題就是由于在模態(tài)切換時，不同的控制器的輸出不 同會導(dǎo)致被控對象的輸入的跳躍和不連續(xù)的變化;所以需要在不同模態(tài)間的平滑過渡或無 差切換。同時滿足以上兩個條件的控制器設(shè)計稱為抗回繞無差切換。解決方法是應(yīng)用Hanus 方法進(jìn)行控制器之間的抗回繞無差切換，從而連接這些局部線性控制器組成一個非線性的 全局控制器，來完成對整個非線性系統(tǒng)的控制。為了對設(shè)計的增益調(diào)度PID控制器的控制效 果有個直觀的認(rèn)識，分別做了此柔性飛行器在陣風(fēng)到來時，有無控制器所對應(yīng)的位移和加 速度效果圖。
[0012] (4)飛行控制計算機(jī)的實現(xiàn)。根據(jù)任務(wù)需求，確定飛控計算機(jī)采用DSP+FPGA的總體 方法。其中，飛行控制計算機(jī)由嵌入式處理器DSP和FPGA組成，DSP芯片采用的是TI公司的 TMS32F28335,支持浮點運(yùn)算，最高主頻可達(dá)150MHz，主要用于數(shù)據(jù)處理和飛行控制；實現(xiàn) 了對柔性飛行器的氣動網(wǎng)格劃分、氣動彈性模型的簡化和對柔性飛行器的增益調(diào)度PID控 制;FPGA采用的是Altera公司的EP3C25E144C7N，含25K個邏輯門單元，主要用于擴(kuò)展系統(tǒng)通 信接口和資源，協(xié)助DSP進(jìn)行數(shù)據(jù)采集和控制。其中，飛行控制計算機(jī)內(nèi)部DSP與FPGA之間通 過SCI和CAN總線進(jìn)行數(shù)據(jù)交互，DSP和FPGA通過外設(shè)與傳感器系統(tǒng)、作動系統(tǒng)、遙測系統(tǒng)之 間進(jìn)行數(shù)據(jù)交互。
[0013] 其中，DSP通過SPI采集陀螺系統(tǒng)的航姿信息，利用AD采集三個軸的角加速度傳感 器，串口 RS422A通過電臺向地面站發(fā)送飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，P麗、CAP和GPIO可用于控制舵機(jī)、接 受遙控器數(shù)據(jù)等。FPGA通過RS232TTL直接接受和解析GPS數(shù)據(jù)，利用RS422總線讀取大氣數(shù) 據(jù)和迎角、側(cè)滑角信息，通過RS422和CAN雙冗余總線與系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互。另外，F(xiàn)PGA可接 受機(jī)載測力天平的數(shù)據(jù)，通過電臺與地面站進(jìn)行數(shù)據(jù)交互。
【附圖說明】：
[0014] 圖1是柔性飛行器的氣動網(wǎng)格劃分圖。
[0015] 圖2是柔性飛行器某結(jié)點有控位移響應(yīng)效果圖。
[0016] 圖3是柔性飛行器某結(jié)點有控加速度響應(yīng)效果圖。
[0017] 圖4是柔性飛行器某結(jié)點無控位移響應(yīng)效果圖。
[0018] 圖5是柔性飛行器某結(jié)點無控加速度響應(yīng)效果圖。
[0019] 圖6是飛行控制計算機(jī)實物圖。
【具體實施方式】
[0020] -種柔性飛行器氣動彈性建模與控制方法涉及:針對本發(fā)明所涉及的此類飛行 器，用氣動彈性理論描述柔性飛行器的氣動彈性模型;應(yīng)用平衡截斷模型降階方法對模型 進(jìn)行簡化;用于此類系統(tǒng)的增益調(diào)度PID控制器的設(shè)計;飛行控制計算機(jī)的實現(xiàn)。
[0021] (1)理論上講，任何飛行器在一定條件下都可以簡化為剛體模型，從而應(yīng)用剛體動 力學(xué)模型理論對飛行器進(jìn)行分析和控制。然而當(dāng)飛行器為了追求輕質(zhì)量而導(dǎo)致材料結(jié)構(gòu)的 剛度不斷降低時，簡單地將飛行器簡化為剛體模型已經(jīng)不符合實際情況，會造成飛行器控 制出現(xiàn)較大偏差，甚至導(dǎo)致系統(tǒng)的不穩(wěn)定情況的出現(xiàn)。柔性飛行器的剛度較小，它在空氣動 力的作用下會產(chǎn)生很大變形，這種變形會引起附加的空氣動力，而這種附加的空氣動力又 反過來使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生附加的變形。在對此類飛行器進(jìn)行建模的時候要充分考慮其結(jié)構(gòu)的氣動 彈性特性，必須將柔性飛行器作為特殊的一類飛行器來設(shè)計。本專利針對此類飛行器，應(yīng)用 了氣動彈性理論對載荷分布、操縱效率、發(fā)散、顫振、抖振和動力響應(yīng)等問題進(jìn)行建模，用氣 動彈性網(wǎng)格形來描述飛行器結(jié)構(gòu)微元的氣動彈性特征，基于氣動彈性理論描述了該類飛行 器的氣動彈性模型。
[0022] 采用Roger近似的狀態(tài)空間表達(dá)式法，建議如下所示的狀態(tài)空間表達(dá)式中的狀態(tài) 方程：
[0023] X = Ax + Bu
[0024] 其中
[0025] (狀態(tài)向量列陣）
[0026] (控制(輸入)向量列陣）
[0029] 式中0n，In，分別是η維零矩陣和單位矩陣，稱為自由度。
[0030] 從而基于此氣動彈性建模方法，最終得到了該氣動彈性系統(tǒng)的狀態(tài)空間表達(dá)式。
[0031] (2)應(yīng)用平衡截斷模型降階方法對模型進(jìn)行簡化。為了針對柔性飛行器進(jìn)行控制 律的設(shè)計，考慮到狀態(tài)方程高階且病態(tài)的特點，第一步就是要將狀態(tài)方程進(jìn)行簡化。經(jīng)過對 狀態(tài)方程的觀察，分析發(fā)現(xiàn)該柔性飛行器控制對象具有階數(shù)高的特點，這使得對其進(jìn)行有 效控制變得十分困難，并且這在在工程實踐中難以實現(xiàn);就算能夠?qū)崿F(xiàn)，計算量也是相當(dāng)龐 大，會導(dǎo)致控制不及時而出現(xiàn)事故。經(jīng)過對系統(tǒng)狀態(tài)方程Hankel奇異值的計算，從分析結(jié)果 中看出：十幾階的狀態(tài)方程能夠?qū)ο到y(tǒng)進(jìn)行較好的近似，近似后的系統(tǒng)是穩(wěn)定的，同時也能 夠很好的逼近原系統(tǒng)的動態(tài)和穩(wěn)態(tài)性能。十幾階之后的狀態(tài)對系統(tǒng)的影響不大(不到百分 之五），所以運(yùn)用平衡截斷的方法對模型進(jìn)行簡化，從而能夠使得系統(tǒng)便于計算和控制，增 加控制的實時性。
[0032] (3)柔性飛行器模型具有非線性、參數(shù)實變的特點。為了保證柔性飛行器這一控制 對象在各種飛行環(huán)境下都能安全、穩(wěn)定和高效的運(yùn)行，本發(fā)明設(shè)計了一種增益調(diào)度PID控制 器，該控制器能夠?qū)λ婕暗娜嵝燥w行器進(jìn)行有效控制，具有較好的魯棒穩(wěn)定性。
[0033] 雖然將系統(tǒng)的階次從幾十階降到了十幾階，但是降階后的系統(tǒng)階次還是很高，在 工程中還是很難實現(xiàn)和應(yīng)用。所以針對本發(fā)明所涉及的柔性飛行器，要想在工程中應(yīng)用，首 先將得到的高階控制器降階為PID控制器，具體采用的方法如下：
[0034]用如下形式的PID控制器
[0035]
[0036] 可以用原高階控制器對變量s的麥克勞林級數(shù)展開求得上述PID控制器：
[0037]
[0038]
[0039]
[0040] 通過這樣的方法就直接得到了 PID控制器的KpK1, Kd三個參數(shù)設(shè)置?；谶@種控制 器降階方法，最后得到PID控制器在低頻段能夠很好的近似高階控制器，并且積分作用也得 到了很好的近似。
[0041] 針對本發(fā)明所涉及的柔性飛行器應(yīng)用的增益調(diào)度PID控制方法，首先確定此類柔 性飛行器的各個工作點：由于柔性飛行器工作時最重要的一個參數(shù)是飛行高度，所以飛行 高度每1000 m取為一個工作點，取若干個工作點。選定此非線性系統(tǒng)的工作點后，在各個工 作點上進(jìn)行線性化，得到局部線性模型，用這幾個工作點上的局部線性模型代替原來的非 線性系統(tǒng);然后針對柔性飛行器每個工作點設(shè)計降階后的PID控制器，由此就可以得到多個 局部控制器。為了實現(xiàn)多個局部控制器之間的抗回繞無差切換，本發(fā)明應(yīng)用了 Hanus方法進(jìn) 行控制器之間的抗回繞無差切換，從而連接這些局部線性控制器組成一個非線性的全局控 制器，來完成對整個非線性系統(tǒng)的控制。為了對設(shè)計的增益調(diào)度PID控制器的控制效果有個 直觀的認(rèn)識，分別做了此柔性飛行器在陣風(fēng)到來時，有無控制器所對應(yīng)的位移和加速度效 果圖。
[0042] (4)此類柔性飛行器的飛行控制計算機(jī)需要單獨設(shè)計，根據(jù)任務(wù)需求，確定飛控計 算機(jī)采用DSP+FPGA的總體方法。其中，飛行控制計算機(jī)由嵌入式處理器DSP和FPGA組成，DSP 芯片采用的是TI公司的TMS32F28335,支持浮點運(yùn)算，最高主頻可達(dá)150MHz，主要用于數(shù)據(jù) 處理和飛行控制;實現(xiàn)了對柔性飛行器的氣動網(wǎng)格劃分、氣動彈性模型的簡化和對柔性飛 行器的增益調(diào)度PID控制；FPGA采用的是Altera公司的EP3C25E144C7N，含25K個邏輯門單 元，主要用于擴(kuò)展系統(tǒng)通信接口和資源，協(xié)助DSP進(jìn)行數(shù)據(jù)采集和控制。其中，飛行控制計算 機(jī)內(nèi)部DSP與FPGA之間通過SCI和CAN總線進(jìn)行數(shù)據(jù)交互，DSP和FPGA通過外設(shè)與傳感器系 統(tǒng)、作動系統(tǒng)、遙測系統(tǒng)之間進(jìn)行數(shù)據(jù)交互。
[0043]其中，DSP通過SPI采集陀螺系統(tǒng)的航姿信息，利用AD采集三個軸的角加速度傳感 器，串口 RS422A通過電臺向地面站發(fā)送飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，P麗、CAP和GPIO可用于控制舵機(jī)、接
【主權(quán)項】
1. 本發(fā)明提出一種柔性飛行器氣動彈性建模與控制方法，其特征在于：它由用氣動彈 性理論描述柔性飛行器的氣動彈性模型、應(yīng)用平衡截斷模型降階方法對模型進(jìn)行簡化、增 益調(diào)度PID控制器的設(shè)計、飛行控制計算機(jī)的硬件設(shè)計四部分組成。理論上講，任何飛行器 在一定條件下都可以簡化為剛體模型，從而應(yīng)用剛體動力學(xué)模型理論對飛行器進(jìn)行分析和 控制。然而當(dāng)飛行器為了追求輕質(zhì)量而導(dǎo)致材料結(jié)構(gòu)的剛度不斷降低時，簡單地將飛行器 簡化為剛體模型已經(jīng)不符合實際情況，會造成飛行器控制出現(xiàn)較大偏差，甚至導(dǎo)致系統(tǒng)的 不穩(wěn)定情況的出現(xiàn)。柔性飛行器的剛度較小，它在空氣動力的作用下會產(chǎn)生很大變形，這種 變形會引起附加的空氣動力，而這種附加的空氣動力又反過來使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生附加的變形。在 對此類飛行器進(jìn)行建模的時候要充分考慮其結(jié)構(gòu)的氣動彈性特性，必須將柔性飛行器作為 特殊的一類飛行器來設(shè)計。本專利針對此類飛行器，應(yīng)用了氣動彈性理論對載荷分布、操縱 效率、發(fā)散、顫振、抖振和動力響應(yīng)等問題進(jìn)行建模，用氣動彈性網(wǎng)格來描述飛行器結(jié)構(gòu)微 元的氣動彈性特征，基于氣動彈性理論描述了該類飛行器的氣動彈性模型，最終得到了該 氣動彈性系統(tǒng)的狀態(tài)空間表達(dá)式。2. 為了針對柔性飛行器進(jìn)行控制律的設(shè)計，考慮到狀態(tài)方程高階且病態(tài)的特點，第一 步就是要將狀態(tài)方程進(jìn)行簡化。經(jīng)過對狀態(tài)方程的觀察，分析發(fā)現(xiàn)該柔性飛行器控制對象 具有階數(shù)高的特點，這使得對其進(jìn)行有效控制變得十分困難，并且這在在工程實踐中難以 實現(xiàn);就算能夠?qū)崿F(xiàn)，計算量也是相當(dāng)龐大，很難做到對飛行器的實時控制，會導(dǎo)致控制不 及時而出現(xiàn)事故。經(jīng)過對系統(tǒng)狀態(tài)方程Hankel奇異值的計算，從分析結(jié)果中看出：十幾階的 狀態(tài)方程能夠?qū)ο到y(tǒng)進(jìn)行較好的近似，近似后的系統(tǒng)是穩(wěn)定的，同時也能夠很好的逼近原 系統(tǒng)的動態(tài)和穩(wěn)態(tài)性能。十幾階之后的狀態(tài)對系統(tǒng)的影響不大（不到百分之五），所以運(yùn)用 平衡截斷的方法對模型進(jìn)行簡化，從而能夠使得系統(tǒng)便于計算和控制，增加控制的實時性。 平衡截斷方法有效地降低該高階系統(tǒng)的階次，而且可以保持原系統(tǒng)的可控可觀性及穩(wěn)定 性，并且很容易得到降階系統(tǒng)與原系統(tǒng)之間的誤差關(guān)系。3. 柔性飛行器模型具有非線性、參數(shù)實變的特點。如何保證柔性飛行器這一控制對象 在各種飛行環(huán)境下都能安全、穩(wěn)定和高效的運(yùn)行，對于飛行器的任務(wù)實際需求具有非常重 要的意義。為此，本發(fā)明設(shè)計了一種增益調(diào)度PID控制器，該控制器能夠?qū)λ婕暗娜嵝燥w 行器進(jìn)行有效控制，具有較好的魯棒穩(wěn)定性。 雖然將系統(tǒng)的階次從幾十階降到了十幾階，但是降階后的系統(tǒng)階次還是很高，在工程 中還是很難實現(xiàn)和應(yīng)用。所以針對本發(fā)明所涉及的柔性飛行器，要想在工程中應(yīng)用，首先將 得到的高階控制器降階為PID控制器，具體采用的方法就是應(yīng)用麥克勞林級數(shù)展開的方法， 用原高階控制器對變量s的麥克勞林展開求得對應(yīng)的PID控制器，可以直接通過展開式得到 K^KnKd的參數(shù)設(shè)置?；谶@種控制器降階方法，最后得到PID控制器在低頻段能夠很好的 近似高階控制器，并且積分作用也得到了很好的近似。 針對本發(fā)明所涉及的柔性飛行器應(yīng)用的增益調(diào)度PID控制方法，首先確定此類柔性飛 行器的各個工作點：由于柔性飛行器工作時最重要的一個參數(shù)是飛行高度，所以飛行高度 每1000m取為一個工作點，取若干個工作點。選定此非線性系統(tǒng)的工作點后，在各個工作點 上進(jìn)行線性化，得到局部線性模型，用這幾個工作點上的局部線性模型代替原來的非線性 系統(tǒng);然后針對柔性飛行器每個工作點設(shè)計降階后的PID控制器，由此就可以得到多個局部 控制器。局部控制器設(shè)計后，需要進(jìn)行控制器之間的切換，任何一種方法都必須解決控制器 回繞的問題，因為這種非線性引起的回繞會使控制系統(tǒng)性能顯著變化，如輸出的較大的超 調(diào)，有時甚至導(dǎo)致不穩(wěn)定。另一個問題就是由于在模態(tài)切換時，不同的控制器的輸出不同會 導(dǎo)致被控對象的輸入的跳躍和不連續(xù)的變化，所以需要在不同模態(tài)間的平滑過渡或無差切 換。同時滿足以上兩個條件的控制器設(shè)計稱為抗回繞無差切換。解決方法是應(yīng)用Harms方法 進(jìn)行控制器之間的抗回繞無差切換，從而連接這些局部線性控制器組成一個非線性的全局 控制器，來完成對整個非線性系統(tǒng)的控制。為了對設(shè)計的增益調(diào)度PID控制器的控制效果有 個直觀的認(rèn)識，分別做了此柔性飛行器在陣風(fēng)到來時，有無控制器所對應(yīng)的位移和加速度 效果圖。4.此類柔性飛行器的飛行控制計算機(jī)需要單獨設(shè)計，根據(jù)任務(wù)需求，確定飛控計算機(jī) 采用DSP+FPGA的總體方法。其中，飛行控制計算機(jī)由嵌入式處理器DSP和FPGA組成，DSP芯片 采用的是TI公司的TMS32F28335,支持浮點運(yùn)算，最高主頻可達(dá)150MHz，主要用于數(shù)據(jù)處理 和飛行控制;實現(xiàn)了對柔性飛行器的氣動網(wǎng)格劃分、氣動彈性模型的簡化和對柔性飛行器 的增益調(diào)度PID控制;FPGA采用的是Altera公司的EP3C25E144C7N，含25K個邏輯門單元，主 要用于擴(kuò)展系統(tǒng)通信接口和資源，協(xié)助DSP進(jìn)行數(shù)據(jù)采集和控制。其中，飛行控制計算機(jī)內(nèi) 部DSP與FPGA之間通過SCI和CAN總線進(jìn)行數(shù)據(jù)交互，DSP和FPGA通過外設(shè)與傳感器系統(tǒng)、作 動系統(tǒng)、遙測系統(tǒng)之間進(jìn)行數(shù)據(jù)交互。 其中，DSP通過SPI采集陀螺系統(tǒng)的航姿信息，利用AD采集三個軸的角加速度傳感器， 串口 RS422A通過電臺向地面站發(fā)送飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)，PWM、CAP和GPIO可用于控制舵機(jī)、接受遙 控器數(shù)據(jù)等。FPGA通過RS232TTL直接接受和解析GPS數(shù)據(jù)，利用RS422總線讀取大氣數(shù)據(jù)和 迎角、側(cè)滑角信息，通過RS422和CAN雙冗余總線與系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)據(jù)交互。另外，F(xiàn)PGA可接受機(jī) 載測力天平的數(shù)據(jù)，通過電臺與地面站進(jìn)行數(shù)據(jù)交互。 飛行控制計算機(jī)所含外設(shè)接口資源如表1所示，實物圖如附圖6所示。 表1飛行控制計算機(jī)所含外設(shè)接口 外設(shè) |數(shù)量 |外設(shè) |數(shù)量 RS232__2__PWM__12_ RS422__4__CAP__6_ CAN__2__GPIO__16_ SPI__3__AD__16_ o
【文檔編號】G05B17/02GK105843076SQ201610197265
【公開日】2016年8月10日
【申請日】2016年3月31日
【發(fā)明人】由育陽, 李賀
【申請人】北京理工大學(xué)