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基于多目标控制的变体飞行器切换线性变参数控制器

更新时间：2019-12-25 06:05:22 大小：1M 上传用户：xiaohei1810 查看TA发布的资源 标签：参数控制器 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

变体飞行器在不同的机体构型有不同的控制目标,针对变体飞行器的多目标控制问题,提出了一种切换线性变参数(linear parameter varying,LPV)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求出系统满足控制性能指标的有解条件及相应的LPV控制器,并用参数依赖多Lyapunov函数和公共Lyapunov函数两种方法保证变体过程的稳定性及快速性.仿真结果表明:在飞行器参数大范围快速变化的情况下,运用本文设计的控制器具有良好的操纵性能.

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控制理论与应用

Control

v01．32 N。．11

Nov．2015

第32卷第11期

2015年1 1月

Theory＆Applications

DOI：10．7641／CTA．2015．50361

基于多目标控制的变体飞行器切换线性变参数控制器

颖1

何

墉1，甜，章卫国1，王敏文3，杨立本1，张

(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7 10072)

摘要：变体飞行器在不同的机体构型有不同的控制目标，针对变体飞行器的多目标控制问题，提出了一种切换线

性变参数(1inearparameter varying，LPV)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求出系统满足控制性能指标的有解条件及相应

的LPV控制器，并用参数依赖多Lyapunov函数和公共Lyapunovl函数两种方法保证变体过程的稳定性及快速性．仿真

结果表明：在飞行器参数大范围快速变化的情况下，运用本文设计的控制器具有良好的操纵性能．

关键词：飞行器；多目标控制；LPV控制器；参数依赖多Lyapunovi函数；参数依赖公共Lyapunov区l数

中图分类号：TP273

文献标识码：A

controller for

Switching linear-parameter· varying

basedon

morphing ^aircraft

multi—objective

Min—wen3，YANGLi—benl，ZHANG

Yon91,2十，ZHANG W西．gu01，WANG

Yin91

Shaanxi

710029，China；

(1．School

Automation，Northwestern

Polytechnical University，Xi’all

of Science and

Henan

Technology，Luoyang

2．Department

Automation，Luoyang ^Institute

471023，China；

of Science

and

on Aircraft Control，Xi’an Shaanxi

in different

3．Key Laboratory

aircraft has

Technology

710072，China)

Abstract：A

different control

the

morphing

objectives

configurations．For

multi—objective—

control

ofthe

propose switching

linear

method in which

morphing aircraft，we

is divided into

problem

parametervarying(LPV)control

range ^thesweep angle

sub· regions according ^{to the}^flight^{modes and}design objectives．The solvability

the

condition ofthe

with

control

indicesis

ofLPVcontrollers is

family designed

^agiven

performance

established，and

problem

is based oneither the

functions or the common

in the

phase rapid morphing process

accordingly．The design

multipleparameter—dependent Lyapunov

parameter-

ensures the

function，which

of the transition

under the

dependent

restrictions of

control

Lyapunov

stability

the

mechanism．Simulation results show that the

controller can

guarantee

the excellent

morphing

designed

values．

^themorphing

range

aircraft in

its wide

parameter

performance

func—

Key words：morphing aircraft；multi—objective—control；LPV

controller；multiple parameter· dependentLyapunov

function

tions；common

parameter-dependent Lyapunov

引言(Introduction)

传统飞行器飞行模式单一，只能完成特定的飞行

产生的气动力和动量矩(积)随之发生变化【11，这将使

飞行稳定性受到很大的影响．因此，为了满足飞行品

质要求，所设计的飞行控制系统必须确保变体过程中

的飞行稳定性【¨ ]．线性变参数(LPV)控制通过实时可

测或可估计的系统参数变化体现系统的时变特性，可

在整个参数轨迹上保证鲁棒稳定性和系统的鲁棒

任务．而变体飞行器可根据任务模式主动改变自身机

体构型，始终以最优的飞行状态完成飞行任务．常见

的变形形式包括机翼折叠【11、变后掠翼【2】和机翼伸

缩【3】等．作为一种新概念的飞行器，变体飞行器有望

成为现代高性能飞行器实现突破发展的源泉，具有重

要的研究价值和广阔的应用前景【21．

性[6-71，因此被广泛地应用于航空、航天系统的控制

器设计与研究qbt8-10l，且已经有学者将这种控制方法

用于处理变体飞行器变体过程中的稳定性问

题【2，10-111．

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

变体飞行器相对于常规飞行器的最大优点在于能

收稿日期：2015—05-05；录用日期：2015-10-16．

t通信作者．E-mail：．nwpu．edu．cn．

国家自然科学基金项目(61374032)，航空科学基金项目(20140753012)资助．

National Natural Science Foundation

Aeronautical Science Foundation

ofChina(61374032)and ofChina(20140753012)

Supposedby

万方数据

够根据飞行任务的变化而改变机体构型，从而在不同

L=QSw(cto+cYL。Q+CL6。疋)，

“

一

”。

’

。+％。a+％。。+％。坠2V)

墓蠢7警掌黑蔫篙黧案磐爸翥鬟篓黧某篙1地=QSwcA(Cml2]

能[．由于不同的任务需求及飞行性能要求对应不同

(2)

的控制目标，因此很难用单一的控制器来满足变体飞

行器在不同构型下的控制要求．文[13]根据变体飞行

器的多种任务需求，基于最小泛函技术分别得到不同

任务模式所对应的最优机翼构型，从而保证不同的飞

行状态都具有期望的飞行性能，但没有考虑飞行器在

不同任务模式之间转换的稳定性问题．同时对于变体

飞行器在不同构型下的多目标控制问题，国内外却鲜

见报道．Lu等将LPV控制方法和切换控制理论相结

合，提出了一种基于参数依赖Lyapunov函数的切换

其中：动压Q=元．V2，p为空气密度，Sw为机翼参考

面积，cA为机翼的平均几何弦长，Cto为零迎角升力系

数，既。和瓯6。分别为升力系数对＆和晚的导数，疋为

升降舵偏角，C『mo为零迎角俯仰力矩系数，CYm。为俯仰

力矩系数对迎角的导数，瓯6。为升降舵的操纵导数，

Cm。为俯仰力矩系数对俯仰角速度的导数．毋：

和帆，分别为变体过程中引起的惯性力和惯性力矩，

其表达式分别为

LPV控制方法[14-1

61，并将其应用于F_16战斗机以解

sinQ)+

I乃。=Sx(香COSQ一口2

决在不同的迎角区域有不同的性能指标问题【15]．本文

受其启发拟解决变体飞行器在不同的机体构型有不

同的控制目标问题．

2S。qCOSQ+Sxsina，

(3)

《

sinQ+yacosQ—yqcosQ)．

M／y=Sx(y

以飞行器的纵向短周期模态为研究对象，因此可认为

式(3)中y为常数且V=0．Sx为飞机的静矩在机体坐

标系X轴上的分量，设飞机左右对称，单侧机翼质量为

文[10]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．变体飞行器变体时总希望在变

形机构允许范围内尽可能快的完成变体过程，但子控

制器相互切换时，不论采用平均驻留时间的方法[怍15]

或模型依赖平均驻留时间方法【17．18]，必须考虑时I'Bqj}b

偿，这使得系统的切换速度受到了限制，对变体飞行

器而言势必影响变体速度．针对变体飞行器控制中存

m。，其质心在机体坐标轴系中的坐标为(r1。，r1，，0)，

机身、机尾的质量及其质心坐标分别为m。和(r。。，0，

0)，则有

Sx=2mlrl。+'F／22r2。．

(4)

把式(2)一(4)代入式(1)后对其用Jacobian线性化方

法可以得到变体飞行器纵向短周期在平衡点处的线

性小扰动方程为

在的上述问题，分别采用参数依赖Lyapunov函数方法

和公共Lyapunov函数方法保证变体飞行器在不同控

制器间切换时的稳定性和快速性．采用本文方法设计

的控制器不但能够满足变体飞行器多样化的控制目

标要求，还可保证变体飞行器在变形机构允许的范围

内快速完成变体过程．

阱雠川讣烨屯

式中△Q，AqSHA(f。分别为状态向量和控制向量相对

于平衡点处的偏差量，且

Qo，％瓯。+To COSQo一文COS

2变体飞行器LPV建模(LPV_modeling

吼1。—————而■—一

aircraft)

morphing

毗=，+篙产，

QoSwCACm。

基于如图1所示的某型变后掠翼无人机进行研究，

机翼后掠角x的变化范围为15。一60。．这里给出该变

体飞行器的纵向短周期非线性动力学模型【41：

(6)

021。—丁’

，

‘+&K

。

cosQo．po％Sw氓Cmq

022

Q+mg

a=— (一L—Tsin

cos7+R。)，

2一——i一+—_产

{

7 p

】

l香=一孚q+÷ (一Sxgcosp+A么+T勿+A红)．

61_一篙净，62=1QoSwCA_Cmtie

f1)

Poyg为基准动压，Po，Vo为相应平衡点

其中：Qo=-s1

其中：Ol为迎角，7为航迹角，q为俯仰角速度，口为俯仰

角，m为飞机质量，y为飞行速度，g为重力加速度，

处的空气密度和速度．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计算每种构型下的气动参数．为便于分析气

动参数和Y的关系，把变体过程中重心位置的变化对

飞机的影响换算为相应构型气动参数的变化．

L为机体绕可轴的转动惯量，T为推力，其方向与机体

轴X轴方向平行，勿为动力位置，L和地分别为升力

和由空气动力产生的俯仰力矩，其表达式为：

万方数据

1520

控制理论与应用

第32卷

把计算得到的气动数据对x进行插值与拟合得到

其中zk

R”。为控制器的状态．当参数变化到某个区

如下函数关系式：

间，激活相应的控制器，因此，在每个参数子区域Pt内

闭环系统描述为

f既o=o．0042X3--0．1374X2-0．0516X+0．2291，

I魄。=-1．1264Xa-0．4351X2+o．3816X+4．5920，

pi,i

ZN，

(7)

阱Acl,a(p,t5唆圳：1I,p

(12)

Cm0_o．4239X2一o．4462X一0．0365，

式中：zdT=陋T zTk]E碾”+“，切换信号仃为右连续

的分段常值信号，假设在有限的时间间隔内切换发生

I％。=9．6542X3-6．5395X2-6．1887X一1．5909，

{％6。=-0．1624X2-0．9376X一0．7889，

l％q=41．4537X3-50．4868X2-

的次数有限．

本文要做的工作是为开环切换LPV系统(10)的每

个子系统设计变参数控制器(11)，使得相应的闭环系

统在参数区域内满足性能指标，同时在允许的切换规

则盯下保证闭环切换LPV系统的稳定性．

9．7741X-10．6730，

【

f8)

因此，以后掠角作为调度参数，定义P=)(，可得变体

飞行器的LPV模型：

3．1参数依赖多Lyapunov函l数方法(Multiple para—

function

(9)

圣=A(p)x+B(p)u，

meter-dependent Lyapunov

approach)

对变体飞行器后掠角变化范围进行区域划分，假

式中：状态变量x=(Aa

Aq)T，控$1J里u为平衡点

定存在一组参数相关正定对称矩阵函数

处升降舵相对于配平值的偏差量△以．

{五(p)]．t z。，Rxt(p)在其所对应的参数区j如t内光

滑连续．则系统(12)对应于该子区域的Lyapunov函数

为K(z。l，P)=xSX,(p)x。1，而整个切换LPV系统的

参数依赖多Lyapunov函数可定义为

(13)

K(z。l，P)=xdTX。(p)x。1．

图1变后掠翼飞行器

用多Lyapunov函数方法设计切换LPV系统的控制

器时，如果切换信号选择适当，只需满足当前被激活

Variable

Fig．1

sweep wing morphing ^aircraft

的子系统所对应的Lyapunovi函数单调递减即能保证

整个系统的稳定性．这大大降低了控制器设计过程中

3基于参数依赖Lyapunov函数方法的切换

of_switchingLPV

LPV控制器设计(Design

based

的保守性，因此多Lyapunov函数方法在切换系统的分

controller

parameter-dependent

81．

析与综合中应用广泛【14_15，1

function)

Lyapunov

对于上述参数子区域，如果相邻两个子区域相互

重叠，如图2所示，则易知在相邻两个子区域之间存在

考虑如下形式的切换LPV系统模型：

．Z

两个切换面Sij和岛t，用切换面&f和St分别表示从

p p

参数子区域枷t向功和帅J向鼽切换．当参数轨迹碰

到切换面时切换事件即发生，被激活的控制器发生变

Z可

_{—．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．．L}Q“．一．一

日仇玩

既肋砌

力

妇咖

咖咖

1●●●●●●●●●J

化．相应的切换信号盯的生成过程如图2(幻．

．0，L

由图2(a)可知，若P(to) Pt，则盯(to)=i．对于所

有的t>0，有

其中：x Rn是系统状态，z

Rnz是被控输出，

R”V是量测输出，

R“u是外部干扰输入，Y

u R“u是控制输入，p是可实时测量的可微时变参数

(14)

一

盯(t)：』i，P(t-)=i且P(。) Pt，

“

且在紧集P

R8内，其变化率的上下限为vk p％

【J，P(t一)=iJtP(t)E Si弘

可k，七=1，2，，s．假设P可由一族切换面分割为一

组子区域集胁舀，对于任意i 瓦，级={1，2，

同理，若P(to) Pj，则盯(to)=J．对于所有的t>0，

有

，Ⅳ)，有Pt P且UPi=P，各子区域可以互相

P(t-)=jKP(。) Pj，

(15)

盯(t)：p

“

重叠或互联，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(10)，在不同的子区域设计具有

如下形式的变参数控制器：

【J，P(t一)=jRP(t) 岛t，

对于迟滞切换规则下的闭环系统(12)，用K(z。f，p)和

Vj(x。1，p)分别表示相邻子系统的参数依赖Lyapunov

函数．若在切换面&j上，参数依赖Lyapunov函数满足

条件K(z。1，P)>vj x。1，p)，则从区域i向区域J切换

p一州¨ ～’

似p)

似p)l

计忪Ck搿D玩k獬恻Y肛‰ 川· ，

万方数据

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