基于ALQ方法的飞行姿态控制系统设计

第２卷 第 期 ９ ２
文章编号 ：０ ６— ３ ８ ２ １ ） ２—０４ ０ １０ ９ ４ （０ ２ ０ ０ ５— ５
计
算
机
仿
百度文库
真
２１年２ ０ ２ 月
基 于 ＡＬ 方 法 的 飞行 姿态 控 制 系统 设 计 Ｑ
廖志刚， 章卫国， 刘小雄 ， 勇 孙
（ 西北工业大学 自动化学院， 陕西 西安 ７ ０７ １０ ２） 摘要 ： 研究 飞机稳定性控制优化 问题 ， 由于飞行高度和环境的变化 ， 系统控制器性 能不能满足系统的要求。为了克服 常规最 优控 制中模 型参数 和外界干扰对控制器性能 的影 响， 出 了一种 应用 自适 应线性二 次型 （ ｄｐｉｅＬｎａ ｕｄａｃ Ｌ 提 Ａ ａｔ ｉ ｒＱ ａｒｔ ，Ａ Ｑ） ｖ ｅ ｉ 方法 的飞机纵 向控制律设计技术 ， 首先通过 自适应机制实时辨识控制系统参数 ， 辨识 的参数应用 于最 优线性二次型 的建模 设计控制 中 ， 通过在线 自适应 的调整控制律参数 ， 达到 了理想的控制效果 ， 仿真验证表 明在存在外部扰动 和建模误差时 ， 改 进算法 比传统 的 Ｌ Ｑ方法具有更好的鲁棒性和稳 定性 ， 可为优化设计提供参考 。
ｐｒ ｒ ｎｅｉ ｅｃｎｅ ｔｎ ｌ ｐｉ ｌ ｏｔ ｌ ｔｉｐ ｐｒ ｎｅｔ ａ ｄａ ｄｐｉ ｎ ａ ｑａｒｔ Ａ Ｑ ｏｔ ｌ ｅｏ ｆ ｍａ ｃ ｔ ｏｖｎｉ ａ ｏｔ ｎｒ ，ｈｓ ａｅ ｖｓｇｔ ｎａａｔ ｅｌ ｅｒ ｕｄａｃ（ Ｌ ）ｃｎ ｏ ｎｈ ｏ ｍａ ｃ ｏ ｉ ｉ ｅ ｖ ｉ ｉ ｒ
＝
（） ５
跟踪误差 ： ｅ ｔ ＝ ｒｔ （） （）一ｚ ｔ （） （） ６
控制输入 的形式 ：
（） １
： 一 一
Ｂｕ
Ｌ ｖ
（） ７
Ｙ ＝ Ｃｘ
控制增益 Ｋ和 是 为 了满 足跟 踪 ｒ ｔ 而设计 选 择 的。 （） 式（） ７ 既满 足反馈 补偿 器 又满 足前 馈补 偿器 。将 式 （ ）一 ３ （） ７ 联立起来可得到如下的增 广系统 ：
最有效的方法之一就是 自适应控 制。基于 上述 分析 ， 采用结
行过程 中状态 量不可能 全部测 出， 以在采用 Ｌ 所 Ｑ控制方 法
时无法进行全状态 反馈 。工 程上通 常是可 以测 出输 出状 态 的， 故本文采用输 出反馈 的设计方 法进 行控制 律设计 ， 根据
被控对 象的特性 和响应要求 ， 在基本 的性 能指标基础上进行 改进 ， 采用 了一种改进 的性 能指标 ， 使得设 计 出的控制 系 统 达到最优控制效果 。 基 于上述分析 ， 合 自适 应控 制和最优 控制 的特点 ， 结 本 文采用 自适应线性二 次型 方法进 行飞机 纵 向姿 态控制 律 的
ｉ ｅ —ｔ ｙ ａｌａ ａ ｔ ｅ ｍｅ ｈ ｎ ｓ ，ａ ｄ ｔｅ ｏ ｔｏ ｌｗ ｓ ｄ ｓｇ ｅ ａ ｅ ｎ ｔｅ ｅ ｐ ａ ｔｒ ｔ ｉ ｅ ｒ ｎ ｒａ ｌ ｉ ｂ ｌ ｄ ｐ ｉ ｃ ａ ｉｍ ｍｅ ｖ ｎ ｈ ｎ ｃ ｎ ｒｌ ａ ｗａ ｅ ｉ ｄ ｂ ｓ ｄ ｏ ｈ ｓ ａ ｍｅｅ ｓ ｗ ｈ ｌ ａ ｎ ｒ ｉ ｎ
图 ３ 指 令 跟 踪 系统 的 结 构 图
图 １ 飞行 控 制 系统 结 构 图
假设 图 ３中的 飞机 模 型 可 以描 述 为 如 下 的状 态 空 间
形式 ：
Ａ ＋ 曰
飞行控制系统一般分为纵向控 制器和侧 向控 制器 ， 二者 互不相关 ， 且都 由内回路和外 回路组成 。纵 向控制系统 的内 回路 ， 即姿态控制 回路 ， 用来增加 系统的阻尼 ， 进而增加 系统 纵 向的稳定度 ， 同时起姿态控制 的作用。 飞机在各种不同的高度巡航 飞行 、 稳态爬 升及 进场下滑
系统 的行为输 出， 并且 和指令 参考输入 行程跟踪 误差信 号 ｅ （） 此结 构 还 有 一 个 补 偿 器 ， 由积 分 器 或 者 洗 出网 络 ｔ； 它
构成 。
组成 。内回路为阻尼 回路 ， 增加系统 的阻尼 ， 起增稳 作用 ； 外
回路为控制 回路 ， 控制系统 的轨迹 。系统模 型可能还包括一 些非线性 的环节 ， 如执行结构的位置限幅等。
Ｌ ＡＯ ｉ—ｇ ｎ Ｉ Ｚｈ ａ ｇ，ＺＨＡＮＧ ｅ Ｗ ｉ—ｇ ｏ，ＬＩ Ｘｉｏ—ｘｏ ｇ，Ｓ ｕ Ｕ ａ ｉｎ ＵＮ ｎ Ｙｏ ｇ
（ ｏ ｅｅｏ ｕｏ ａ ｏ ， ｏｔｗ ｓ ｒ ｏｙ ｃｎｃｌ ｎｖｒｔ， ｉｌＳ ａｘ ７ ０７ ， ｈｎ ） Ｃ ｌ ｇ ｆ ｔｍ ｔ ｎ Ｎ ｒ ｅｔ ｎＰｌｔ ｈ ｉ ｉ ｓｙ Ｘ ’ｌ ｈｎ ｉ １０ ２ Ｃ ｉ ｌ Ａ ｉ ｈ ｅ ｅ ａＵ ｅ ｉ ａ ａ
３ 纯增 益型 Ｌ ＱＴ跟 踪器 设计 方法
３ １ 输 出反馈 的线性二次型跟踪器 Ｌ ． ＱＴ的结构 图 ４所示 的为带补偿器的指令跟踪 系统结构 图， 这种结
构包含一个单位增 益的外 回路 ， 反馈期 望跟踪 的物 理量 ， 即
２ 纵 向姿态 控制 系统
常规的飞行控制结构如下图 １所示 ， 由内 回路和外 回路
Ａ Ｅ＝ Ｋ （ 一 ）＋ Ｗ ６ ｏ ： （） ２
【 ； ＋ ＋ 一 【 ＋ 一 三
…
一
（） ８
（） ９
图 ２中 为指令信号 ， 其控制律为 ：
口 ０
（ ｏ １）
（ １ １）
ＫＥＹＷ ＯＲＤＳ：Ａｄ ｐ ｉ ｅ ｌ ｅ ｒ ｑ ａ ｒ ｔ ；Ｒｅ ｌ ｉ ｄ ｎ ｉ ｃ ｔ ｎ；Ｏｎｉ ｅ ａ ａ ｔ ｅ；Ｒｏ ｕ ｔ ｅ ｓ ａ ｔ ｉ ａ ｕ ｄ ａｉ ｖ ｎ ｃ ａ —ｔ ｍｅ ｉｅ ｔ ｉａ ｉ ｆ ｏ ｌ ｄ ｐｉ ｎ ｖ ｂ ｓｎ ｓ
合 自适应方法的最优控 制设 计技术 可充分 发挥两 种控制 方
１ 引言
随着 现代 飞机飞行环境 的复杂性 的提高 ， 飞机性 能的 对 要求也越来越 高。稳定 、 鲁棒 的控制律 设计方法 成为现代 飞
机飞行控制律设计 中必须考虑的问题 。经典的 Ｌ Ｑ控制方 法 受到 固定模 型参数 的限制 ， 不能有效地 克服参数 摄动和外 部
法的特点 ， 而设计性 能稳定 的控制律 。 从 目前 ， 自适应控制 与 Ｌ Ｑ控制结合的理论研 究较少 ， 该 方法适用于飞机控制律设计 中 Ｊ 。本文针对 飞机飞行 过
ｑ ａ ｒ ｉ ｏ ｔ ｌ ｃｎ ｏ， ｙ ｈ ｎｉ ｄｐｉｅａｊｓｆ ｎ ｏ ｅｃｎｒ ｗｐｒ ｅｅｓｏａｈｅｅｔｅ ｄａ ｃｎ ｏ ｕｄａ ｃ ｐｉ ｏｔ ｌ ｂ ｅｏｌ ｅａ ａｔ ｄ ｔｅ ｔ ｆｈ ｏｔ ｌａ ａ ｔｒ ｔ ｃｉ ｅ ｏｔ ｌ ｔ ｍａ ｒ ｔ ｎ ｖ ｕｌ ｔ ｉ ｏｌ ｍ ａ ｖ ｈｉｌ ｒ
ｒ ｓ ｌ ．Ｓ ｍｕ ａｉ ｎ ｒ ｓ ｈ ｅ ｎ ｔ ｔ ｈ ｔｉ ｅ ｐ ｅ ｅ ｃ ｆ ｅ ｔ ｒ ａ ｉｔ ｒ ａ ｃ ｓ ａ ｄ ｍｏ ｅｉ ｇ ｅｒ ｒ ，ｃ ｎｒ ｓ ｅ ｕｔ ｓ ｉ ｌｔ ｅ ｕ ｓ ｄ ｍｏ ｓｒ ｅ ｔ ａ ｎ ｔ ｒ ｓ ｎ ｅ ｏ ｘ ｅｎ ｄ ｓｕ ｂ ｎ ｅ ｎ ｄ ｌ ｒｏ ｓ ｏ ｔ ｔ ｏ ａ ｈ ｌ ｎ ａ
程中的纵向姿态控制 ， 运用 自适应控制 实时学习和估计 飞机 的飞行动力学模 型 ， 然后运用 Ｌ Ｑ控制方 法调整控制器 的参 数。 由于飞行控制系统是多输人多输出系统＿ ， ７ 而飞行 在飞 ］
扰动 的影 响 ， 就要 求通 过设 计 控制 器 ， 其能 够 “自主 适 这 使 应” 飞机的各种飞行 环境 ， 并修 正飞机 控制 律 的参 数 。 自适 应控制就可 以满足这 种设 计要求 。 目前 的 自适 应方 法主 要 是参数 自适应 。当被控 对象参 数未 知或 者 由于 环境 条件影 响， 参数 发生较大变化 时 ， 使得 本来 处于某 种最 优指 标状 态 工作 的系统不再 是最优 的甚 至变 成不稳 定 的系统 。为 了解 决上述问题 ， 使系统维 持在 最优 或者接 近最 优状 态下 工作 ，
收稿 Ｅ期 ：０ １— ４—１ ｔ ２１ ０ １
设计 ， 自 将 适应 控制与线性 二次型 （ Ｑ 方法结合 起来 ， Ｌ） 通过
自适应控制实时调整飞机模型参数 ， 利用线性二次 型的方法
．．．— —
４ ．— ５ ． —
设计控制律 。与经典 的 Ｌ Ｑ控制方法进 行仿 真 比较 ， 仿真结 果表明 Ａ Ｑ方法设计的控制律具有更好 的 自适应 跟踪性能 Ｌ 和鲁棒性能 。本文的设计 方法不 但更 能够应 用到 飞机纵 向 控制律 的设计 ， 可以进行横 向飞行控制律设计 。 还
关键 词： 适应线性二次型 ； 自 实时辨识 ； 在线 自 适应 ； 鲁棒性
中图分类号 ：２ ９ １ Ｖ ４ ． 文献标识码 ： Ａ
Ｆ ｉｈ ｔ ｕ ｅＣｏ ｔｏ ｙｔｍ ｓ ｎＢ ｓｄ ｏ Ｑ ｔｏ ｌ ｔ ｉ ｄ ｎ ｒｌＳ ｓｅ Ｄｅｉ ａｅ ｎＡＬ Ｍｅｈ ｄ ｇ Ａｔ ｔ ｇ
ｔ ｅｔ ｄｔ ｎｌ Ｑ ｍ ｔｏ ．ｔ ｐ ｌ ａ ｏ ｆｈｓ ｌｏ ｔｍ ｈ ｓ ｅｔ ｂ ｓ ｅｓａｄｓ ｂｌｙ Ｉｔ ａ ｉｏａ Ｌ ｅ ｄ ｈ ａｐｉ ｔ ｎｏ ｉ ａｇｒｈ ａ ｔｒ ｏｕｔ ｓ ｎ ｔ ｉｔ ｌ ｈ ｒ ｉ ｈ ｅ ｃｉ ｔ ｉ ｂ ｅｒ ｎ ａ ｉ．
下 ，（） ｚ ｔ不等于 Ｙ ｔ 。为 了实现最优的跟踪 ， （） 控制输入 向量 “
（） ｔ 的维数应该和指令 ｒｔ 的维数相 当。 （） 设动态补偿器的形式如下 ：
面 ＝Ｆ
∞ ： Ｄｗ ＋ ｊ ｅ
系统 的稳定性 。内环 增益较 高时 ， 外环 的稳定增 益也 较高 ，
较高的外环增益可以时系统进 入稳 态的过程变快 ， 有助 于提 高系统 的稳态精度 。 姿态控制 回路采用基本状 态方 程为 Ｊ ：
ＡＢＳ ＲＡＣＴ ：Ｉ ｒ ｅ ｏ ｏ ｅ ｃ ｍｅ ｔ ｅ ｉｆ ｅ ｃ ｆｔｅ ｍｏ ｅ ａ ａ ｔｒ ｎ ｘ ｅｎ ｌ ｉｔ ｒ ａ ｃ ｎ ｔ ｅ ｃ ｎ ｒｌ ｒ Ｔ ｎ ｏ ｄ ｒ ｔ ｖ ｒ ｏ ｈ ｎ ｌ ｎ ｅ ｏ ｄ ｌｐ ｒ ｍｅｅ ｓ ａ ｄ ｅ ｔｒ ａ ｓｕ ｂ ｎ ｅ ｏ ｈ ｏ ｔ ｌ ｕ ｈ ｄ ｏｅ
＝
Ｙ ＝ Ｃｘ
（） ３
其 中，（） Ｙ ｔ为传感器测量输 出。另外
：Ｈ ｘ （） ４
是系统 的性能输出 ， 跟踪给定 的参考输入 ｒ ｔ。大多数情 况 （）
飞行时都要求保 持相 应的姿态 ， 通过姿态控制 达到控制所要
求的飞行轨迹的 目的。 在姿态控制系统 中增加 一个 俯仰 阻尼器 的内环 ，保证
ｄ ｓ ｎ ｗ ｔ ｓａ ｐ ｉ ａｉｎ ｔ ｈ ｏ ｇｔ ｄ ｎ ｌｃ ｎ ｒ ｌ ａ ｄ ｓｇ ｆａｒｒｆ ．Ｃｏ ｔ ｌｓ ｓｅ ｐ ｒ ｍｅｅ ｒ ｅ ｔ ｅ ｅ ｉ ｉ ｉ ｐ ｌ ｔ ｏ ｔ ｅｌ ｎ ｉ ｉａ ｏ ｔ ｗ ｅ ｉ ｎ ｏ ｉｃａ ｔ ｇ ｈ ｔ ｃ ｏ ｕ ｏｌ ｎｒ ｙ ｔ ｍ ａ ａ ｔｒ ｗｅｅ ｉ ｎｉ ｄ ｏ ｓ ｄ ｉ ｆ
其 中状态变量 为空速 ， 角 ， 迎 俯仰 角速率 以及俯 仰角 ， 即 ＝
［ Ｏ ｒ； Ｖ ｌ ｑ 控制输入 为 升降 舵 的舵 偏 量 ； 出量为 输
俯 仰 角 ０ 。
姿态控制 回路最常用 的控制 结构 就是利用 俯仰 角速率
Ｗ 和俯仰 角 ０ 回路反馈 ， ： 双 其结构如 图 ２ 所示 。