直升机飞行控制第6章.docVIP

第六章 直升机现代飞行控制技术 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。开环系统由前向对角阵、反馈通道的对角阵及被控对象G组成，即。所谓成形是指使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，运用现代控制优化方法，设计控制阵，并使该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。 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。 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。图中各量均以矩阵形式给出。 图6-1 系统基本结构图 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；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，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 (6-1) 理想时，当前馈F(s)= ,则上式 (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，也将得到良好的跟踪效果。 另外，由式（6-1）可知，在前馈作用下，即使＝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 (6-3) 可知，在高增益时，当1，则0。 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 (6-4) 若选状态变量为＝[]，控制变量=[ ]，则上式应相应地写为 (6-5) 令 (6-6) 若B为方阵，则 ＝ (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。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）。 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，横滚速率，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、，故该系统的反馈量应为、、、、、。这将由反馈选择阵、来完成。