飞行器控制律设计方法发展综述

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特征结构配置控制（2）
缺点： 更适于用在低阶系统,当系统阶次较高时,越来越 难以作出有根据的零、 极点配置选择,尤其是作为直 接性能尺度的阶跃响应对小的零、极点移动相对不太 敏感。此外,随意选择零、 极点会造成很高的控制增 益,从而使调节活动超出工程上实际允许的程度。
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非线性反馈线性化控制
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先进飞行控制系统
常用的先进飞行控制系统有：
(1)最优二次型控制 (2)特征结构配置控制 (3)非线性反馈线性化控制 (4)非线性 H 优化与μ综合鲁棒控制 (5)滑模变结构控制 (6)反步控制 (7)神经网络自适应控制
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最优二次型控制
原理：采用一个数学上准确的性能指标来描述系统的 性能规范，从这个性能指标出发,便可求得系统的控 制增益,相当于同时闭合了多个控制回路并使各控制 回路的性能自动地协调。 优点：基于系统的状态变量模型,状态变量模型比传 递函数的描述包括更多的系统信息,从而容易得到完 善的控制系统性能。 缺点：将飞行控制系统的性能要求转换为设计用的性 能指标、加权系数的选择原则、 鲁棒性等问题,到目 前为止还没有得到很好的解决。
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特征结构配置控制（1）
优点：极点配置的一种扩展,能够在考虑系统零、 极 点要求的同时,满足在多变量之间解耦、 系统鲁棒性 等方面的要求。 设计：特征值决定了系统的响应快慢,反映了模态的 阻尼比、 自然频率等特征。特征向量则表明了各个 模态之间是如何按照回路状态分布,反映了模态之间 的耦合,且飞行品质要求中正好包含了这些耦合指标, 如有关滚转运动中荷兰滚振动的幅度,或者滚转角和 侧滑角之间的相对相位等,这些指标可以直接转化成 对特征向量的要求。通过特征结构配置,能够使闭环 系统的动态响应既满足一定的阻尼特性,又使各模态 之间保持期望的关联 /解耦合特性。
原理：它利用变换技术和微分几何学,首先,将状态和控制 变量转换为线性表示形式;然后,利用常规线性设计方法进 行设计;最后,将设计的结果通过反变换,转换回原先的状 态和控制形式。 优点：系统模型可以不受仿射非线性这个形式的限制。该 方法直观、 简便和易于理解,且动态逆方法不像微分几何 方法那样要把问题转换到几何域。因此,从工程应用角度 讲,动态逆方法更适合用在飞行控制系统的设计上。 缺点： 反馈线性化要求高度准确地建立飞机非线性力和力矩模型 ,这在实际应用中十分困难。还有一个难题就是气动力参 数随高度和马赫数变化,系统的结构也存在着各种不确定 性,这就需要考虑动态逆设计的鲁棒性问题。
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非线性 H 优化与μ综合鲁棒控制
原理：H∞优化理论设计的控制器虽然将鲁棒性直接 反映在系统的设计指标中,不确定性反映在相应的加 权函数上,但它“最坏情况 ” 下的控制却导致了不必 要的较大的保守性。 μ综合理论则考虑到了结构化的不确定性问题,它 不但能有效地、无保守性地判断“最坏情况 ”下摄 动影响,而且当存在不同表达形式的结构化不确定性 情况下,能分析控制系统的鲁棒稳定性和鲁棒性能问 题。 缺点： 用非线性 H∞优化与μ综合鲁棒控制设计的控制 器都存在控制器阶数太高的缺点,一般纵向 16阶,横航 向 28阶,这对于实际的飞行控制系统来说过于复杂,但 是若对其进行降阶处理,又使系统的鲁棒性得不到很 11
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滑模变结构控制（2）
缺点： 控制律设计中需要已知系统不确定性的上界,它 一般按系统运行中可能遇到的“ 最坏情况 ” 选取, 一旦上界确定后,其值就不再变化,所以保守性很大, 容易引起控制量的饱和问题。
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综述（2）
存在的问题： 随着控制系统的性能要求越来越复杂,用经典设 计方法设计控制律就变得非常困难,设计进度缓慢,甚 至变得不可实现。 主要原因： 经典方法难以处理、协调系统的多变量输入输出 特性;现代战斗机都要求具有大机动飞行性能,但是此 时的飞机非线性特性就无法用经典线性化方法处理。 因此： 就必须寻找能够满足越来越复杂的飞行控制系统 要求的现代线性或非线性设计方法。
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现代飞行控制系统设计方法的发展（2）
(2) 20世纪 80年代后半期,美国与德国联合研制了大 迎角超机动验证机 X2 31,其飞控系统控制律的基本设 计方法也是最优控制方法。 但是,基于线性系统模型设计控制系统不能保证飞机 的大迎角飞行性能,因为这时飞机的气动力表现出强 烈的非线性和非定常性,飞机运动强烈耦合,传统的小 扰动线性化处理技术已无法适用,因而发展出了多种 非线性控制律设计方法。
滑模变结构控制（1）
原理：首先将从任一点出发的状态轨线通过控制作用 拉到某一指定的直线,然后沿着直线滑动到原点。 特点： （1）滑动模相轨迹限制在维数低于原系统的子空间 内,描述其运动的微分方程阶数亦相应降低,这在解决 复杂的高阶系统控制问题时,对离线分析和算法的在 线实现都是非常有利的； （2）滑动模的原点与控制量的大小无关,仅由对象特 性及切换流形决定,这样可把系统设计问题精确地分 解为两个互不相关且比较简单的低维问题; （3）在一定条件下,滑动模对于干扰与参数的变化具 有不变性。
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现代飞行控制系统设计方法的发展（1）
由于经典控制设计方法的缺陷,使得基于状态变量模 型设计的现代控制理论方法在飞控系统的设计上得到 长足的发展。其中,最优控制技术是现代控制理论线 性化设计控制器最为成功的技术之一。 应用实例： (1)最优控制设计方法在军机上的应用最早是在F2 8C 主动控制技术验证机上,该机的全部纵向及横侧向控 制律设计均采用了显模型跟踪最优二次型方法。经过 实际试飞验证表明,飞机具有优良的飞行品质。
飞行器控制律设计方法发展综述 方舟
08.10.12
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综述（1）
经典方法： 在我国航空工程界,到目前为止,大多数战斗机的 控制系统都是采用经典频域或根轨迹法设计的。这种 方法简单实用,设计过程透明,工程设计人员可清晰地 看到系统的动态和性能是如何被修改的。而且现行的 飞行品质要求大多数是根据经典控制理论提出的,设 计依据充分,设计人员凭借自身丰富的设计经验,通过 使用多模态控制律以及调参技术等,最终可以设计出 性能较为完善的飞行控制系统。