專利名稱：一種基于符號控制的飛機起飛控制方法
技術領域：
本發明涉及一種基于符號控制(Symbolic Control)的飛機起飛控制方法，屬于控制理論技術領域。
背景技術：
飛機起飛控制由于其時間短，狀態點多，使得控制問題復雜，且需要控制精度較高，歷來是飛機控制研究中的難點。飛機起飛過程包括滑跑、前輪抬起和空中飛行。其中以滑跑階段和前輪抬起階段的控制難度最大。對于一般的控制方法，需要事先調整數量巨大的控制參數，并在控制過程中頻繁地切換參數，控制器設計任務十分繁重。從二十世紀七十年代以來，隨著航空技術的發展，由于飛機本身不完善而造成的事故逐年遞減。相對而言，飛機的主要事故發生在起飛階段。在起飛階段造成的飛行事故日益引起航空界的關注，成為航空工作者和氣象科學工作者的共同研究課題。有關符號控制的研究已經有十幾年的歷史了，從一階倒立擺的控制，到對機器人局部運動關節和小型直升飛機的簡單控制，再到控制系統的導航。人們在尋求一種控制方法可以高效控制物理系統的狀態轉換、簡化系統的控制律設計，或者有效的控制復雜或混合系統。這里的符號是廣義的，可以指字母，可以指數字，也可以是它們的組合，具體要看所研究的問題形式以及需要達到的要求。符號控制可以產生有限個輸入，控制系統狀態間的轉移，通過簡化控制器設計來減少計算機存儲和系統的復雜程度，可以根據要求在任意給定的精度范圍內達到控制系統的目的。要求控制系統必須為可控且可觀的。符號控制通過將一個空間中的控制問題變換到另一個更簡單的空間中去，以實現狀態分析和控制的目的，與數字信號處理理論中的頻域和時域的關系頗為相似。符號控制將控制輸入量的求取與求解給定區間長度的最優覆蓋問題聯系起來，在給定整數區間長度的情況下，求解一個步數和幾個控制量，使這些控制量在不超過最大步數的情況下以精度1完全覆蓋這一區間長度。符號控制方法作為一種新式的前沿方法，具有巨大的潛力。國際上，對符號控制的的研究仍然處于探索階段，而在國內相關領域中，對符號控制的研究尚屬空白。該發明在國內中屬于首次探索，通過對符號控制的學習研究，可以為后來的相關研究提供借鑒與參考。
發明內容
1、發明目的本發明的目的是提供一種基于符號控制的飛機起飛控制方法，它是一種設計簡單并且控制精度較高的飛機起飛控制解決方法。此方法也可移植于其它復雜的控制律設計問題。該方法利用符號控制求取控制輸入，將飛機狀態平穩地轉移至目標狀態，從而保證整個起飛過程中飛機的穩定性。該方法充分利用了矩陣空間變換在控制律設計中的簡潔和普適性。2、技術方案本發明提出一種基于符號控制的飛機起飛控制方法，其具體思路是將大型飛機多模態運動分解成有限個含有字母和單詞的輸入符號，并構建相應的符號指令集，指令集由具有可逆性和互通性的編碼符號組成，指令集中的符號指令可通過具有有限傳輸能力的信道發送給處理單元，隨后接收到所傳符號指令的飛行器控制單元再將其解碼成相應的控制行為指令。符號控制正是由于它的簡潔靈活能夠有助于我們快速準確地實現信息的傳入傳出。其具體過程如
圖1所示。在實際控制中，具體操作指令將編碼為一系列符號通過有限帶寬連接傳遞至控制系統中，作為符號輸入，隨后進行符號解碼輸入至下一級閉環控制子系統，作為其部分輸入與參量來源，當控制子系統輸出控制量并控制最終模型后，將物理模型的反饋結果一部分反饋至閉環控制子系統作為其優化根據，同時，反饋結果會被符號編碼反饋至符號控制的輸入端，為符號控制提供符號反饋。因此，符號控制能形成比閉環控制子系統形成更為高階的閉環控制，從而應對模型出現的不確定性問題。本發明一種基于符號控制的飛機起飛控制方法，該方法的具體步驟如下步驟一飛機起飛數學模型的建立(1)飛機起飛非線性數學模型的建立利用飛機的氣動數據和物理方程，建立起飛滑跑和空中飛行狀態下飛機的非線性數學模型；(2)非線性模型的線性化利用基于小擾動原理的線性化方法，在起飛滑跑和空中飛行狀態下利用泰勒級數將非線性方程展開并僅保留其一次項，得到此平衡點下的小擾動線性方程。利用這一線性方程，進行接下來起飛特性分析與控制律設計。步驟二 確定控制結構將系統輸出作為反饋量進行全狀態反饋，利用符號控制方法計算控制輸入。利用符號控制器器搭建控制結構框圖，如圖5所示。整個系統的結構可表示為Χ = +萬f/，其中，U表示系統輸入，Xg表示要達到的目標，狀態X = (V，α，θ，q)T表示飛機的狀態，V, α , θ，q分別表示飛機的速度、飛機的
迎角、飛機的俯仰角與飛機俯仰角速度。X為飛機狀態的一階導數，A和B為系統的線性矩陣。步驟三首先將控制系統離散化，令采樣時間為t，得到離散的系統方程G和H，通過線性反饋得到當前系統狀態和目標系統狀態的差ΔΧ，通過可控標準型矩陣變換操作求取至Brunovsky標準型的變換矩陣T。
權利要求
1. 一種基于符號控制的飛機起飛控制方法，其特征在于該方法的具體步驟如下 步驟一飛機起飛數學模型的建立(1)飛機起飛非線性數學模型的建立利用飛機的氣動數據和物理方程，建立起飛滑跑和空中飛行狀態下飛機的非線性數學模型；(2)非線性模型的線性化利用基于小擾動原理的線性化方法，在起飛滑跑和空中飛行狀態下利用泰勒級數將非線性方程展開并僅保留其一次項，得到此平衡點下的小擾動線性方程，利用這一線性方程， 進行接下來起飛特性分析與控制律設計； 步驟二 確定控制結構將系統輸出作為反饋量進行全狀態反饋，利用符號控制方法計算控制輸入，利用符號控制器搭建控制結構框圖；整個系統的結構表示為X = WZ +萬f/，其中，U表示系統輸入，)(8表示要達到的目標，狀態X = (V，α，θ，q)T表示飛機的狀態，V, α , θ，q分別表示飛機的速度、飛機的迎角、飛機的俯仰角與飛機俯仰角速度，X為飛機狀態的一階導數，A和B為系統的線性矩陣；步驟三首先將控制系統離散化，令采樣時間為t，得到離散的系統方程G和H，通過線性反饋得到當前系統狀態和目標系統狀態的差ΔΧ，通過可控標準型矩陣變換操作求取至 Brunovsky標準型的變換矩陣T ； ~h ‘ h*GΤ—1 = 2(1)h*G2h*G3其中h為將G、H變換為可控標準型的變換矩陣的最后一行； 步驟四在Brunovsky坐標下求取需要的狀態轉移量Δ)(Β Δ Xb = T-1 Δ X(2)步驟五在Brunovsky坐標下求取晶格glma的大小 glma = 2*e/kama(3)其中，e為給定的控制精度，其中的矩陣kama由下面的方程給出kesi = T*[\n\]Tkama = ^Jkesi(l,l)2 + kesi(2,l)2 + kesi(3,l)2 + kesi(4,l)2(4)步驟六求取在晶格度量下離目標狀態最近的點，即計算正整數kl，使得kl*glma與 delt0_4的差最小，delt0_4由下式給出delt0_4 = (ΔΧβ(1, 1) +Δ Xb (2,1) +Δ Xb (3,1) +Δ Xb (4,1))/4(5)步驟七通過搜索計算Brunovsky坐標的多個控制量ul、u2、u3，和多個控制次數i、j、 k，使它們滿足i*ul+j*u2+k*u3 = kl(6)規定正整數N，當N為偶數時u3 = Ν2/4+3Ν/2+1 u2 = u3-lul = U3-N/2-1(7)當N為奇數吋 u3 = N2/4+3N/2+5/4 u2 = u3-lul = u3-(N+l)/2-l(8)且有O < i < N-I O < j < N-l-iO < k < N-l-i-j(9)步驟八求取Brunovsky坐標下控制輸入V V = [ulul. . . ulu2u2. . . u2u3u3. . . u3](10)V是ー個一維矩陣，其中ul、u2、u3按照上式的方式順序排列，ul、u2、u3分別有i、j、 k個；步驟九將控制輸入V通過變換從Brimovsky坐標變換回原坐標，得到控制輸入U U = 2*glma*V/kama。(11)
全文摘要
一種基于符號控制的飛機起飛控制方法，它有九大步驟一、飛機起飛數學模型的建立；二、飛機非線性數學模型的線性化；三、控制系統離散化，求取至Brunovsky標準型的變換矩陣；四、在Brunovsky坐標下求取需要的狀態轉移量；五、根據給定誤差在Brunovsky坐標下求取晶格的大小；六、求取在晶格度量下離目標狀態最近的點；七、通過搜索計算Brunovsky坐標的多個控制量和多個控制次數；求取Brunovsky坐標下控制輸入；九、將控制輸入通過變換從Brunovsky坐標變換回原坐標得到控制輸入。本發明充分利用了矩陣空間變換在控制律設計中的簡潔和普適性，是一種設計簡單控制精度較高的飛機起飛控制方法。
文檔編號G05D1/00GK102541055SQ20121000217
公開日2012年7月4日 申請日期2012年1月5日 優先權日2012年1月5日
發明者段海濱, 羅琪楠 申請人:北京航空航天大學