一种飞行器控制系统与执行机构适配性分析方法技术方案

本发明专利技术公开了一种飞行器控制系统与执行机构适配性分析方法，包括如下步骤：1）控制系统的执行机构分析；2）舵机非线性特性对飞控系统性能的影响分析；3）舵机噪声及环境特性参数变化对飞控系统性能的影响分析；4）舵机系统技术要求的确定；5）舵系统时频域特性与飞行控制系统性能的匹配性研究。这种方法充分考核飞行器在全空域飞行过程中，各种耦合情况下的工作状态和飞行试验数据，实现对飞行试验飞行器的全面考核与综合设计，尤其是执行机构是否满足飞行要求，对飞行器在特定情况下的各种不稳定，从执行机构角度给出原因分析与设计改进的方向，促进了算法设计工作的开展和执行机构的研发，对于加速飞行器研制进度具有明显的意义。义。义。

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器控制系统与执行机构适配性分析方法


[0001]本专利技术涉及飞行器控制系统设计技术，具体是一种飞行器控制系统与执行机构适配性分析方法。

技术介绍

[0002]现代高性能飞行器飞行控制系统，通常要求动态响应快、超调量小，且干扰抑制能力强。要达到这些要求，飞行器的执行机构如何与飞行控制系统进行适配是需要重点研究的内容。执行机构是飞行器结构的组成部分，也是其控制系统的主要硬件设备，飞行控制系统对执行机构的时域和频域要求很高，因为它的性能不仅影响飞行器控制系统的频率特性，同时还影响控制面气动弹性的动态颤振与静态发散，研究飞行控制系统带宽、执行机构带宽与一次弹性振型频率之间的相互关系等飞行器控制系统与执行机构适配性分析,对保证飞行器的控制性能和总体性能有着重要的作用。尤其在飞行器大攻角飞行阶段，飞行器倾斜通道受到很强的诱导滚转以及耦合干扰力矩影响，控制难度增加，什么性能的执行机构才能满足飞行控制系统的要求更加需要提前设计。
[0003]国内外飞行器控制系统设计领域中，均未见有关飞行器控制系统与执行机构适配性分析方法的相关报道及应用情况介绍。
[0004]因此提出了一种飞行器控制系统与执行机构适配性分析方法，用以完成对飞行器控制系统或自动驾驶仪如何对执行机构提出要求。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的是针对现有技术的不足，提供一种飞行器控制系统与执行机构适配性分析方法。这种方法可以充分考核飞行器在全空域飞行过程中，各种耦合情况下的工作状态和飞行试验数据，实现对飞行试验飞行器的全面考核与综合设计，尤其是执行机构是否满足飞行要求，对飞行器在特定情况下的各种不稳定，从执行机构角度给出原因分析与设计改进的方向，还可以促进算法设计工作的开展和执行机构的研发，对于加速飞行器研制进度具有明显的意义。
[0006]实现本专利技术目的的技术方案是：
[0007]一种飞行器控制系统与执行机构适配性分析方法，包括如下步骤：
[0008]1)控制系统的执行机构分析：
[0009]控制系统的执行机构，作为飞行器控制系统的主要硬件设备，控制系统对它的时域和频域要求很高，因为它的性能不仅影响飞行器控制系统的频率特性，同时还影响控制面气动弹性的动态颤振与静态发散，因此必须研究稳定回路带宽、执行机构带宽与一次弹性振型频率之间的相互关系；
[0010]执行机构频域特性分析方法，将飞控系统稳定回路部件，即执行机构、结构滤波器和速率陀螺看成一个相位迟后环节，其在幅值裕度处达到90度相移，根据角速率开环回路的幅相稳定裕度分别为G
m
、限制，得到等效驱动器的频率特性要求：
[0011](1)根据幅稳定裕度限制条件确定的频率特性要求；
[0012](2)根据相稳定裕度限制条件确定的频率特性要求；
[0013]其中，等效驱动器频率参数ω
a
与舵系统频率ω
pn
和一阶弹性振型频率ω
n
的简单关系式为：由此得出对舵系统的频率要求，即在不考虑结构滤波器的情况下等效驱动器的带宽即为执行机构带宽，即90度相移；
[0014]2)舵机非线性特性对飞控系统性能的影响分析：
[0015]2.1)舵机非线性特性模型：
[0016]舵机非线性模型为考虑舵偏角机械限幅和舵机舵偏角速率限幅，传动间隙等效模型；
[0017]其中，舵机非线性模型中电机传函为舵偏角机械限幅
±
50
°
，舵偏角速率限幅
±
350
°
/s～
±
500
°
/s；
[0018]2.2)常用非线性系统研究方法：
[0019]舵机的非线性特性主要有死区、饱和、间隙、和摩擦，目前研究非线性系统常用的工程近似方法有：
[0020](1)相平面法：
[0021]相平面法是求解一、二阶常微分方程的图解法，通过在相平面上绘制相轨迹，可以求出微分方程在任何初始条件下的解，它是时域分析法在非线性系统中的推广应用，但仅适用于一、二阶系统；
[0022](2)描述函数法：
[0023]描述函数法是一种频域的分析方法，其实质是应用谐波线性化的方法，将非线性元件的特性线性化，然后用频率法的一些结论来研究非线性系统，它是线性理论中的频率法在非线性系统中的推广应用，这种方法不受系统阶次的限制；
[0024]舵机非线性特性对飞控系统性能的影响分析如下：
[0025](1)舵机准线性化模型时域频域分布：
[0026]在舵机准线性化模型上，在大信号、中等信号和小信号情况下，采用线性模型分析方法，给出自动驾驶仪误差限制值，解决飞控系统与舵机的非线性匹配问题，舵机系统频域特性分析，主要考察舵机频带的变化对飞控系统的影响；
[0027](2)舵机非线性特性对飞控系统性能影响边界分析：
[0028]忽略舵机的惯性，把舵机看作是一个控制受限的Bang——Bang控制系统，同时把飞行控制系统简化为惯性环节，采用相平面法研究系统的运动轨迹，给出飞行器飞行控制的控制边界；
[0029](3)舵机非线性特性对飞控系统性能影响分析：
[0030]对含有非线性舵机的飞行控制系统通过简化，可以化为由线性部分和非线性部分串联而成的系统，由于舵机的非线性环节可以看作是带死区的饱和非线性环节来描述，则非线性部分可以用描述函数N(A)表示,飞行控制系统和舵机的线性部分可以用传递函数G(S)或频率特性G(jω)表示；
[0031]利用描述函数法分析舵机非线性环节对飞控性能的影响，对每一个非线性环节分
别进行分析，分别考察其对飞控系统性能的影响；对非线性系统，采用推广的奈氏稳定性判据，判断非线性环节对系统的稳定性影响，给出飞行控制系统对舵机的约束边界；
[0032](4)舵机非线性时域仿真分析：
[0033]对含有非线性舵机的飞行控制系统，考虑舵机舵偏角速率限幅和舵偏角限幅，进行时域仿真分析舵机非线性对飞控系统的影响；
[0034]3)舵机噪声及环境特性参数变化对飞控系统性能的影响分析：
[0035]舵机噪声主要有舵面铰链力矩、传动机构的静摩擦力矩和动摩擦力矩、以及高低温等外界环境参数变化；
[0036]3.1)舵机噪声对舵系统的影响：
[0037]建立舵面铰链力矩，传动机构的静摩擦力矩和动摩擦力矩随外界环境变化的模型，以及电位计参数随温度变化模型，在舵机的数学模型基础上，分析舵机噪声对舵系统影响；3.2)舵机噪声对飞控系统性能影响分析：
[0038]在飞行控制系统中加入舵机非线性模型，利用蒙特卡洛方法分析舵机噪声的引入对飞控系统性能的影响；
[0039]利用时域组合拉偏分析方法分析环境特性参数变化引起舵机参数变化对飞控系统性能的影响；
[0040]4)舵机系统技术要求的确定：
[0041]舵系统时域指标与频域指标的确定主要本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器控制系统与执行机构适配性分析方法，其特征在于，包括如下步骤：1)控制系统的执行机构分析：控制系统的执行机构，作为飞行器控制系统的主要硬件设备，控制系统对它的时域和频域要求很高，因为它的性能不仅影响飞行器控制系统的频率特性，同时还影响控制面气动弹性的动态颤振与静态发散，因此必须研究稳定回路带宽、执行机构带宽与一次弹性振型频率之间的相互关系；执行机构频域特性分析方法，将飞控系统稳定回路部件，即执行机构、结构滤波器和速率陀螺看成一个相位迟后环节，其在幅值裕度处达到90度相移，根据角速率开环回路的幅相稳定裕度分别为G
m
、限制，得到等效驱动器的频率特性要求：(1)根据幅稳定裕度限制条件确定的频率特性要求；(2)根据相稳定裕度限制条件确定的频率特性要求；其中，等效驱动器频率参数ω
a
与舵系统频率ω
pn
和一阶弹性振型频率ω
n
的简单关系式为：由此得出对舵系统的频率要求，即在不考虑结构滤波器的情况下等效驱动器的带宽即为执行机构带宽，即90度相移；2)舵机非线性特性对飞控系统性能的影响分析：2.1)舵机非线性特性模型：舵机非线性模型为考虑舵偏角机械限幅和舵机舵偏角速率限幅，传动间隙等效模型；其中，舵机非线性模型中电机传函为舵偏角机械限幅
±
50
°
，舵偏角速率限幅
±
350
°
/s～
±
500
°
/s；2.2)常用非线性系统研究方法：舵机的非线性特性主要有死区、饱和、间隙和摩擦，目前研究非线性系统常用的工程近似方法有：(1)相平面法：相平面法是求解一、二阶常微分方程的图解法，通过在相平面上绘制相轨迹，可以求出微分方程在任何初始条件下的解，它是时域分析法在非线性系统中的推广应用，但仅适用于一、二阶系统；(2)描述函数法：描述函数法是一种频域的分析方法，其实质是应用谐波线性化的方法，将非线性元件的特性线性化，然后用频率法的一些结论来研究非线性系统，它是线性理论中的频率法在非线性系统中的推广应用，这种方法不受系统阶次的限制；舵机非线性特性对飞控系统性能的影响分析如下：(1)舵机准线性化模型时域频域分布：在舵机准线性化模型上，在大信号、中等信号和小信号情况下，采用线性模型分析方法，给出自动驾驶仪误差限制值，解决飞控系统与舵机的非线性匹配问题，舵机系统频域特性分析，主要考察舵机频带的变化对飞控系统的影响；(2)舵机非线性特性对飞控系统性能影响边界分析：忽略舵机的惯性，把舵机看作是一个控制受限的Bang——Bang控制系统，同时把飞行
控制系统简化为惯性环节，采用相平面法研究系统的运动轨迹，给出飞行器飞行控制的控制边界；(3)舵机非线性特性对飞控系统性能影响分析：对含有非线性舵机的飞行控制系统通过简化，可以化为由线性部分和非线性部分串联而成的系统，由于舵机的非线性环节可以看作是带死区的饱和非线性环节来描述，则非线性部分可以用描述函数N(A)表示,飞行控制系统和舵机的线性部分可以用传递函数G(S)或频率特性G(jω)表示；利用描述函数法分析舵机非线性环节对飞控性能的影响，对每一个非线性环节分别进行分析，分别考察其对飞控系统性能的影响；对非线性系统，采用推广的奈氏稳定性判据，判断非线性环节对系统的稳定性影响，给出飞行控制系统对舵机的约束边界；(4)舵机非线性时域仿真分析：对含有非线性舵机的飞行控制系统，考虑舵机舵偏角速率限幅和舵偏角限幅，进行时域仿真分析舵机非线性对飞控系统的影响；3)舵机噪声及环境特性参数变化对飞控系统性能的影响分析：舵机噪声主要有舵面铰链力矩、传动机构的静摩擦力矩和动摩擦力矩、以及高低温等外界环境参数变化；3.1)舵机噪声对舵系统的影响：建立舵面铰链力矩，传动机构的静摩擦力矩和动摩擦力矩随外界环境变化的模型，以及电位计参数随温度变化模型，在舵机的数学模型基础上，分析舵机噪声对舵系统影响；3.2)舵机噪声对飞控系统性能影响分析：在飞行控制系统中加入舵机非线性模型，利用蒙特卡洛方法分析舵机噪声的引入对飞控系统性能的影响；利用时域组合拉偏分析方法分析环境特性参数变化引起舵机参数变化对飞控系统性能的影响；4)舵机系统技术要求的确定：舵系统时域指标与频域指标的确定主要有以下几个方面：(1)舵机频域指标确定：基于现有飞行控制系统品质，根据飞行控制系统带宽与舵机带宽之间的关系，确定舵机带宽性能指标，采用描述函数方法分析舵机非线性环节给定后，在确定飞行控制系统稳定的前提下，舵机线性部分的参数选取边界；(2)典型输入指令下舵机时频域指标：给大信号、小信号以及不同频率的正弦信号等典型输入激励下，给出舵机的时域特性指标；5)舵系统时频域特性与飞行控制系统性能的匹配性研究：为了推算开环稳定系统的稳定裕度和飞行器主要气动数据、稳定系统的放大系数和舵系统性能的分析关系，给出典型的法向过载自动驾驶仪形式，采用在飞行器控制系统中常用的假设：5.1)复合回路性能指标推导：5.1.1)最小相位系统的符合回路指标确定：
不考虑右半平面零点时，等效法向过载开环传递函数为：其中，为等效复合回路闭环带宽，ξ
CT
为等效复合回路闭环阻尼比，T为法向过载一阶等效时间常数，等效法向过载开环传递函数幅频特性给定法向过载回路幅稳定裕度ΔM
n
和相稳定裕度由稳定裕度定义：和|G(jω
cpn
)|＝ΔM
n
，可以确定满足稳定要求的复合回路带宽ω
CT
，ω
cpn
和ω
cgn
分别为法向过载开环频率特性穿越0dB和
‑
180dB时对应的频率；法向过载上升时间，根据幅稳定裕度和相稳定裕度要求，确定复合回路闭环角频率ω
ct
；根据复合回路稳定裕度要求，给定下列复合回路性能指标要求：复合回路闭环角频率ω
ct
；复合回路闭环阻尼比ξ
CT
；复合回路幅值裕度ΔM
α
；复合回路相位裕度角速率回路幅值裕度ΔM
ω
；角速率回路相位裕度等效驱动器在对应幅值裕度频率ω
cg
处M
cg
≤1.4；弹性回路幅稳定裕度ΔM
tx
；5.1.2)非最小相位系统的复合回路指标确定：由于不考虑右半平面零点时确定的复合回路角频，引入右半平面零点后，考察不同飞行条件下，零点引起的系统阶跃响应的过冲大小；考虑右半平面零点时，等效法向过载开环传递函数为：其中，为等效复合回路闭环带宽，ξ
CT
为等效复合回路闭环阻尼比，T
1θ
和T
2θ
为飞行器本体特性引入的零点，下面给出T
1θ
和T
2θ
的表达式，由飞行器纵向传递函数可写为其中，其中，T
1θ
和T
2θ
表述了非最小相位飞行器飞行控制系统的反冲特性，假定T
1θ
＝
‑
T
2θ
近似成立，根据定义，a
22
、a
34
、a
35
>0，对于正常式布局飞行器，其a
25
>0，确定T
1θ
>0，有
通常情况下，有|a
25
a
34
|>>|a
24
a
35
|成立，近似有由此可以看出，与舵面升力系数贡献成正比；与舵面效率成反比，与全弹升力系数斜率成反比，对具有边条翼的飞行器，其升力系数斜率在小攻角时较小，T
1θ
将较大，当攻角增大时，升力系数斜率很快变大，T
1θ
迅速减小；由不同特征点系统零点分析可以看出，零点随气流扭角变化不大，所以在指标确定时忽略气流扭角影响，按照法向过载回路幅稳定裕度和相稳定裕度，以及法向过载阶跃响应反冲小于20％的要求，确定不同飞行条件下，法向过载一阶等效时间常数和复合回路闭环角频率ω
ct
；根据复合回路稳定裕度要求，给定下列复合回路性能指标要求：复合回路闭环阻尼比ξ
CT
；复合回路幅值裕度ΔM
α
；复合回路相位裕度角速率回路幅值裕度ΔM
ω
；角速率回路相位裕度等效驱动器在对应幅值裕度频率ω
cg
处M
cg
≤1.4；弹性回路幅稳定裕度ΔM
tx
；5.2)现有舵系统性能指标：俯仰/偏航通道舵偏角最大偏转角度；滚转通道舵偏角最大偏转角度；舵偏角速率限幅；舵系统二阶等效时间常数；5.3)飞行器飞行控制系统对舵系统的时域指标要求：飞行器控制对舵系统的要求归结为：保证最大舵偏角，保证最大舵偏角速率和具有一定的频率特性；5.3.1)最大舵偏角：飞行器控制所需的最大舵偏角由平衡角、克服飞行器在过渡过程中惯量所消耗的偏角和用作副翼的偏角来确定，为维持攻角使飞行器产生所需过载的舵偏平衡角由稳态力矩方程和稳态力方程计算：W
p
＝Va
24
+Va
35
δ
ph
，其中，Wp为飞行器加速度，第一个方程是力矩方程式，忽略轨迹倾角变化产生的阻尼力，而第二个方程是力方程，这些方程式符合正常式气动布局的空气的空气动力学方法产生立和力矩的飞行器；用于克服过渡过程中飞行器惯性，即惯性分量的舵偏角，由飞行器稳定系统对阶跃指令响应的攻角过渡过程来计算，现有法向过载控制系统的上升时间的最小值，等效一阶惯性环节的时间常数，一阶系统的单位阶跃响应为：
其中，n
y
(t)为过载响应，n
yCT
为过载指令；在此情况下，飞行器对攻角的反应由方程式表示：α(t)＝α
yCT
(1
‑
e
‑
t/T
)，α
yCT
为零初始条件时的稳态攻角，即α(0)＝0，用作初始条件和攻角稳态值，从列出方程式可得高阶导数的初始值：空气动力学产生力和力矩时所需过渡过程的舵面运动方程可从飞行器纵向控制力矩方程中得到，这里忽略了小的空气阻尼：从这里可以得到舵偏角的“惯性”分量，即用于克服飞行器惯性的舵偏角值：在飞行器外形选择阶段，最终评估可用公式：M
ph
＝
‑
α
yCT
α
24
I
Z
δ
max
＝max(|δ
ph
|,|δ
gx
|)+δ
xd
...

【专利技术属性】
技术研发人员：王建琦，汪冬梅，
申请(专利权)人：桂林航天工业学院，
类型：发明
国别省市：