一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法与流程

本发明涉及飞行器自动控制研究领域。更具体地说，本发明涉及一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法。

背景技术：

1、机械结构或液压系统故障，甚至外力破坏（如炸弹爆炸或导弹袭击）导致飞行器机体结构受损，特别是确保飞行器可控飞行的操纵舵面受损，将对于飞行安全带来严重影响，直接威胁机上人员生命安全。如何在机体机构受损情况下（如立尾损毁）对飞行器进行稳定控制，一直以来是飞行控制领域研究的热点与难点。

技术实现思路

1、本发明的一个目的是解决至少上述问题和/或缺陷，并提供至少后面将说明的优点。

2、为了实现本发明的这些目的和其它优点，提供了一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法，其特征在于，包括：

3、s100、在立尾受损飞行器横航向失稳失控情况下，基于发动机差动推力建立得到飞行器动力学模型，基于发动机推力迟滞建立得到发动机动力学模型；

4、s200、对飞行器动力学模型和发动机动力学模型进行联立设计，得到飞控系统设计模型，确定在立尾受损情况下能实现恢复横航向稳定的控制输入。

5、优选的是，在s100中，在立尾受损情况下，如下的飞行器动力学模型是基于小扰动假定，在给定特征点线性化飞行器横航向动力学方程而得到：

6、

7、上式中，表示滚转角， p表示滚转角速度， β表示侧滑角， r表示侧滑角速度， δ a表示副翼舵偏；

8、 l p、 l β、 l r、分别表示滚转力矩对于滚转角速度 p、侧滑角 β、侧滑角速度 r和副翼舵偏 δ a的气动导数；

9、 y p、 y β、 y r、分别表示侧力对于滚转角速度 p、侧滑角 β、侧滑角速度 r和副翼舵偏 δ a的气动导数，且；

10、 n p、 n β、 n r、分别表示偏航力矩对于滚转角速度 p、侧滑角 β、侧滑角速度 r和副翼舵偏 δ a的气动导数；

11、 t l、 t r分别表示左右发动机推力， δ t表示左右发动机的差动推力，且 δ t =t l- t r；

12、 i xx、 i zz分别表示飞行器沿其体轴 x轴和 z轴的转动惯量， i xz表示飞行器对 x轴和 z轴的惯性积， y e表示发动机至飞行器质心距离， g表示重力加速度， v表示特征点飞行速度， γ表表示特征点航迹偏角；

13、符号上一点表示对应符号的一阶导数。

14、优选的是，在s100中，在立尾受损情况下，如下的发动机动力学模型是基于发动机推力迟滞，将发动机动力学特性近似建模为时延二阶线性模型得到：

15、

16、上式中， t表示发动机产生推力， t c表示发动机推力指令， ξ、 ω分别表示发动机二阶线性模型阻尼和带宽频率， t d表示时延参数， t表示时间，符号上的两点表示对应符号的二阶导数。

17、优选的是，在s200中，所述飞控系统设计模型为：

18、

19、上式中， x表示飞控系统设计模型的系统状态，且， u表示控制输入，且， y表示控制输出，且，飞控系统设计模型的系统矩阵 a、 b、 c满足如下条件：

20、。

21、优选的是，在s200中，飞控系统设计模型中控制输入 u的获取公式为：

22、 u=- kx

23、上式中， k表示控制增益矩阵，且 k通过如下方式确定：

24、对飞控系统设计模型设计如下的性能指标函数 j：

25、

26、上式中， q为正定对称的状态权重矩阵， r为控制成本矩阵，通过最小化性能指标函数 j计算确定控制增益矩阵 k。

27、本发明至少包括以下有益效果：本发明公开了一种基于推力控制飞行的飞行器横航向增稳控制方法，可在飞行器立尾损毁情况下，利用发动机反推动力进行差动控制，改善飞行器横航向不稳定特性，确保飞行器横航向稳定。

28、本发明的其它优点、目标和特征将部分通过下面的说明体现，部分还将通过对本发明的研究和实践而为本领域的技术人员所理解。