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变体飞行器切换线性变参数鲁棒H∞控制器

更新时间：2019-12-25 09:52:18 大小：1M 上传用户：xiaohei1810查看TA发布的资源 标签：变体飞行器 下载积分：1分 评价赚积分 （如何评价?） 打赏 收藏 评论(0) 举报

资料介绍

针对变体飞行器在不同的机体构型其控制目标不同，提出了一种基于平均驻留时间方法的切换线性变参数（switching linear parameter varying， SLPV）鲁棒H∞控制方法。该方法根据变体飞行器的任务模式及性能指标要求把后掠角变化范围分成不同的区域，在不同的区域根据相应的控制目标给出系统满足鲁棒H∞控制性能指标可解的条件及相应的LPV（ LPV modeling of morphing aircraft）控制器，并用平均驻留时间方法保证变体过程的稳定性。仿真结果表明飞行器在变体过程中具有良好的鲁棒性和操纵性能。

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２０１６ 年 １２ 月  
西 北 工 业 大 学 学 报  
Ｄｅｃ． ２０１６  
Ｖｏｌ．３４ Ｎｏ．６  
第 ３４ 卷第 ６ 期  
Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｎｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎ Ｐｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ  
变体飞行器切换线性变参数鲁棒 Ｈ∞ 控制器  
何墉１，２， 章卫国１， 王敏文３， 史静平１， 吕永玺１  
１．西北工业大学 自动化学院， 陕西 西安ꢀ ７１００２９； ２．洛阳理工学院 电气工程与自动化系， 河南 洛阳ꢀ ４７１０２３  
３．飞行器一体化技术重点实验室， 陕西 西安ꢀ ７１００７２  
æ
è
ö
ø
ç
÷
摘ꢀ 要：针对变体飞行器在不同的机体构型其控制目标不同，提出了一种基于平均驻留时间方法的切  
换线性变参数（ｓｗｉｔｃｈｉｎｇ ｌｉｎｅａｒ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ｖａｒｙｉｎｇ， ＳＬＰＶ）鲁棒 Ｈ∞ 控制方法。 该方法根据变体飞行器的  
任务模式及性能指标要求把后掠角变化范围分成不同的区域， 在不同的区域根据相应的控制目标给  
出系统满足鲁棒 Ｈ∞ 控制性能指标可解的条件及相应的 ＬＰＶ（ＬＰＶ ｍｏｄｅｌｉｎｇ ｏｆ ｍｏｒｐｈｉｎｇ ａｉｒｃｒａｆｔ）控制  
器， 并用平均驻留时间方法保证变体过程的稳定性。 仿真结果表明飞行器在变体过程中具有良好的  
鲁棒性和操纵性能。  
关ꢀ 键ꢀ 词：变体飞行器；多目标控制；鲁棒 Ｈ∞ 控制；ＬＰＶ 控制器；平均驻留时间  
中图分类号：Ｖ２４１．６２ꢀ ꢀ ꢀ 文献标志码：Ａꢀ ꢀ ꢀ 文章编号：１０００⁃２７５８（２０１６）０６⁃１０４５⁃０５  
ꢀ ꢀ 变体飞行器是一类能够根据飞行条件和飞行任  
务而改变其气动外形，始终以最优的飞行状态在大  
范围变化的飞行环境中完成多种飞行任务［１］ 。 变  
体飞行器的变体过程主要通过改变机翼的气动外形  
来实现，机翼形状的改变使得飞行器本体参数如翼  
面面积、重心位置都随着翼型的改变而改变，由此产  
生的气动力和动量矩（积）随之发生变化［２］ ，这为变  
体飞行器的控制带来新的挑战。 因此，为了满足飞  
行品质的要求，所设计的飞行控制系统必须确保变  
ｖａｒｙｉｎｇ， ＳＬＰＶ）方法［６⁃７］ ，文献［８］ 根据变体飞行器  
的特点及任务模式把后掠角的变化范围分成不同的  
区域，在各自的区域分别设计控制器，变体时通过激  
活相应区域的控制器以实现变体过程中的稳定性，  
但该方法在设计控制器时没有考虑变体飞行器在不  
同机体构型的控制目标。  
变体飞行器相异于常规飞行器的最大优点在于  
能根据飞行任务的变化而改变机体构型，从而在不  
同的飞行环境和飞行任务中始终具有良好的飞行性  
能。 由于不同的任务需求及飞行性能要求对应不同  
的控制目标，因此不同的机体构型其性能指标也不  
同。 文献［６，９］用不同的权值函数来表示 Ｆ⁃１６ 战斗  
机在不同迎角区域的期望性能指标，用参数依赖多  
Ｌｙａｐｕｎｏｖ 函数方法解决迎角大范围变化时的飞行  
器控制问题。 文献［１０⁃１１］ 用迟滞切换和公共 Ｌｙａ⁃  
ｐｕｎｏｖ 函数方法解决变体飞行器变体的快速性问题  
及变体过程中的多目标控制问题，但采用公共 Ｌｙａ⁃  
ｐｕｎｏｖ 函数方法过于保守；而采用迟滞切换策略时，  
切换面却因切换序列的不同而不同，这给设计过程  
带来额外负担，而平均驻留时间方法可弥补上述两  
种切换策略的不足，解决变体飞行器变体过程中的  
多目标控制问题。  
体过程中的飞行稳定性［３］  
。
线性变参数（ｌｉｎｅａｒ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ｖａｒｙｉｎｇ， ＬＰＶ） 控  
制通过实时可测或可估计的系统参数的变化体现系  
统的时变特性，可在整个参数轨迹上实现鲁棒稳定  
性和系统的鲁棒性，在进行系统分析与综合时，其最  
大的优势在于可用线性系统的处理方法解决非线性  
问题，因此被广泛地应用于航空、航天系统的控制器  
设计与研究中［４⁃５］ 。 系统的性能如稳定性、Ｈ∞ 性能  
在很大程度上由系统参数集的大小决定，但当参数  
大范围变换时，单一的 ＬＰＶ 控制器将使系统性能变  
得很差，甚至无法求解。 Ｌｕ 等将 ＬＰＶ 控制方法和  
切换控制理论相结合，提出了一种参变 Ｌｙａｐｕｎｏｖ 函  
数的切换线性变参控制（ ｓｗｉｔｃｈｉｎｇ ｌｉｎｅａｒ ｐａｒａｍｅｔｅｒ  
收稿日期：２０１６⁃０４⁃１９  
基金项目：国家自然科学基金（６１３７４０３２）与航空科学基金（２０１４０７５３０１２）资助  
万方数据  
作者简介：何墉（１９８０—），西北工业大学博士研究生，主要从事变体飞行器控制方法研究。  
西ꢀ 北ꢀ 工ꢀ 业ꢀ 大ꢀ 学ꢀ 学ꢀ 报  
第 ３４ 卷  
·１０４６·  
Ａ
Ｂ１，ｉ（ρ） Ｂ２，ｉ（ρ）  
é
ê
ê
ê
ê
ë
ù
ú
ú
ú
ú
û
ｘ̇  
ｉ（ρ）  
ｘ
é ù  
é ù  
ê ú  
ê ú  
Ｃ１，ｉ（ρ） Ｄ１１，ｉ（ρ） Ｄ１２，ｉ（ρ）  
＝
ｚ
ω ，∀ρ ∈ ｐ  
１ꢀ 变体飞行器 ＬＰＶ 建模  
ê ú  
ê ú  
ê ú  
ｉ
ê ú  
ｙ
ｕ
Ｃ２，ｉ（ρ） Ｄ２１，ｉ（ρ） Ｄ２２，ｉ（ρ）  
ë û  
ë û  
基于如图 １ 所示的某型变后掠翼无人机进行研  
（４）  
χ
ｎ
ｎ
ｚ
究， 机翼后掠角 的变化范围为 １５° ～ ６０°， 这里给  
式中， ｘ ∈ Ｒ 是系统状态，ｚ ∈ Ｒ 是被控输出，ω ∈  
Ｒｎ 是外部干扰输入，ｙ ∈ Ｒｎ 是量测输出，ｕ ∈ Ｒｎ  
ω
ｙ
ｕ
出 该 变 体 飞 行 器 的 纵 向 短 周 期 非 线 性 动 力 学  
模型［１０⁃１１］  
：
是控制输入，ρ 是可以实时测量的可微时变参数，并  
且参数 ρ 在紧集 Ｐ ⊂ Ｒｓ 内，其变化率的上下限为 ｖｋ  
＝
≤ ρ̇ ≤ ｖ ，ｋ １，２，…，ｓ。 假设 Ｐ 可由一族切换面分  
୰
ｋ
ｋ
＝
割为一组子区域集｛ｐｉ ｝ｉ∈Ｚ ，对于任意 ｉ，ｊ ∈ ＺＮ ，ＺＮ  
Ｎ
｛１，２，…，Ｎ｝，ｐｉ ⊂ Ｐ， 有 ∪ｉＺ １ ｐｉ Ｐ，ｐｉ ∩ ｐｊ Ｓｉｊ 。 各  
Ｎ
＝
＝
＝
子区域互相互联，且在不同的子区域系统的控制目  
标各不相同。 对开环 ＬＰＶ 系统（４）， 在不同的子区  
域设计形如下式的变参数控制器  
图 １ꢀ 变后掠翼飞行器  
Ａ
Ｂ
ｘ̇  
ｘ
é
ù
é
ê
ë
ù
é
ê
ë
ù
ｋ，ｉ（ρ，ρ̇）  
ｋ，ｉ（ρ） ú  
ｋ ú  
ｋ ú  
ê
＝
，ｉ ∈ ＺＮ （５）  
ê
ú
ê
ú
ê
ë
ú
１
ì
Ｃｋ，ｉ（ρ） Ｄｋ，ｉ（ρ）  
ｕ
ｙ
û
û
û
ï
＝
－
－
＋
＋
＋
α̇  
（
Ｌ
Ｔｓｉｎα ｍｇｃｏｓγ ＦＩ ） ｑ  
Ｚ
ｍＶ  
式中， ｘｋ ∈ Ｒｎ 为控制器的状态。 当参数变化到某  
个区间，激活相应的控制器。 因此，在每个参数子区  
域 ｐｉ 内闭环系统描述为  
ï
ｋ
ï
í
ï
̇
Ｉ
１
ｙ ｑ  
（
＝ －  
＋
－ ＋ ＋ ＋  
Ｓｘ ｇｃｏｓθ ＭＡ ＴＺＴ ＭＩ ）  
ｙ
ｑ̇  
ï
ï
Ｉｙ  
Ｉｙ  
î
Ａ
Ｂ
ｘ̇  
ｘ
é
ù
（１）  
é
ê
ù
é
ê
ù
ｃｌ，σ（ρ，ρ̇）  
ｃｌ ú  
ｃｌ ú  
ê
ｃｌ，σ（ρ） ú  
＝
，ρ ∈ ｐｉ ，ｉ ∈ ＺＮ  
ê
ë
ú
ê
ë
ú
ê
ë
ú
Ｃｃｌ，σ（ρ） Ｄｃｌ，σ（ρ）  
ꢀ ꢀ 对其用 Ｊａｃｏｂｉａｎ 线性化方法可以得到变体飞行  
ｚ
ω
û
û
û
器纵向短周期在平衡点处的线性小扰动方程为  
（６）  
＋
１１  
ｘＴ ｘｋＴ  
Ｔ
ｎ
ａ
ａ
ｂ
é
ê
ù
é
ê
ù
α̇  
Δα  
＝
１２ ú  
１ ú  
式中， ｘｃｌ  
[
é ù  
é
ê
ê
ù
ú
ú
û
] ∈ Ｒｎ ｋ ， 切换信号 σ 为右连续  
ê ú  
ê ú  
＝
＋
Δδｅ  
（２）  
ê
ú
ê
ú
ｑ̇  
ë û  
ａ２１ ａ２２ Δｑ  
ｂ２  
ë
的分段常值信号， 且假设在有限的时间间隔内切换  
次数有限。  
ë
û
ë
û
式中， Δα、Δｑ 和 Δδｅ 分别为状态向量和控制向量相  
对于平衡点处的偏差量。 为描述变体动作对飞行器  
的影响， 在后掠角变化范围内每隔５° 作为一个考察  
基准， 运用 ＣＦＤ 软件计算每种构型下的气动参数。  
２．２ꢀ 基于平均驻留时间方法的控制器设计  
定理 １ꢀ 给定标量 λ０ ＞ ０，μ ＞ １，考虑开环线  
性变 参 数 系 统 （４） 和 变 参 数 区 域 Ｐ 及 子 区 域  
χ
｛ｐｉ ｝ｉ∈Ｚ ，令  
为便于分析气动参数和 的关系， 把变体过程中重  
Ｎ
ＢＴ （ρ） Ｄ１Ｔ２，ｉ（ρ）  
０
０
＝
心位置的变化对飞机的影响换算为相应构型气动参  
ＮＲ，ｉ（ρ） ｋｅｒ( [  
] )  
] )  
２，ｉ  
ＣＴ （ρ） Ｄ２Ｔ１，ｉ（ρ）  
＝
数的变化。 因此， 以后掠角作为调度参数， 定义 ρ  
＝
ＮＳ，ｉ（ρ） ｋｅｒ( [  
２，ｉ  
χ
， 可得到变体飞行器的 ＬＰＶ 模型  
ꢀ ꢀ 若对于任意 ρ ∈ ｐｉ 都存在一组正定对称矩阵  
Ｒｉ（ρ） 和 Ｓｉ（ρ），（ｉ ∈ ＺＮ ） 满足如下条件  
＝
＋
ｘ̇ Ａ（ρ）ｘ Ｂ（ρ）ｕ  
（３）  
＝ (  
)
式中，状态变量 ｘ  
Δα Δｑ Ｔ ， 控制量 ｕ 为平衡点  
πｉ（ρ）  
∗
∗
∗
é
ù
ê
ú
［１０］  
处升降舵相对于配平值的偏差量 Δδｅ  
。
Ｔ
ê
ê
－
ú
ú
Ｃ１，ｉ（ρ）Ｒｉ（ρ）  
γｉ Ｉｎ  
ＮＲ，ｉ（ρ）  
·
ｚ
ＢＴ１，ｉ（ρ）  
０
γｉ Ｉｎ  
ê
ú
－
ω
ë
û
２ꢀ 基于参数依赖 Ｌｙａｐｕｎｏｖ 函数方法  
的切换 ＬＰＶ 控制器设计  
ꢀ ꢀ ＮＲ，ｉ（ρ） ＜ ０  
（７）  
κｉ（ρ）  
∗
∗
é
ê
ù
ú
ú
ú
Ｔ
Ｔ
ê
ê
－
Ｂ１，ｉ（ρ）Ｓｉ（ρ）  
Ｃ１，ｉ（ρ）  
γｉ Ｉｎ  
∗
ＮＳ，ｉ（ρ）  
·
ｚ
２．１ꢀ 问题描述  
ê
ú
－
０
γｉ Ｉｎ  
万方数据  
ω
ë
û
考虑如下形式的切换 ＬＰＶ 系统模型  

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