具有三個控制環設計的飛行控制系統的製作方法

2023-05-18 09:03:06

專利名稱：具有三個控制環設計的飛行控制系統的製作方法
技術領域：
本發明總體涉及用於有人(manned)和無人(unmanned)飛行器的飛行控制系統領域，具體地說，涉及配置用於魯棒地(robustly)提高飛行性能的系統。

背景技術：
已經證明使用經典反饋控制規則對諸如直升飛機之類的不穩定飛行器飛行系統進行控制是非常具有挑戰性的。用於控制直升飛機的一種方法採用純粹經典反饋控制規則，而且這種方法要求非常大量的飛行測試以調節各種增益從而確保系統的穩定性。此外，飛行質量依賴於這些增益的調節和直升飛機的固有設計(natural design)。系統性能和操縱(maneuver)的提高受到限制，並且在這種方法中能不考慮飛行控制系統的魯棒性(robustness)。
另一種方法是帶有最優增益搜索的經典反饋。對於這種方法，需要人工計算獨立的最優搜索算法以將其添加到系統中。當飛行性能不令人滿意時，改變這些增益需要時間，這可能延遲飛行測試並且增加工程小時。這種方法的改進性能也受到限制，而且在這種方法中不保證系統的魯棒性。
應該注意，通過穩定整個系統，設計者需要引入許多誤差校正和增益調度技術。然而，雖然試圖穩定系統並且在所有操縱中都制導飛行器，但是經典反饋控制規則可能需要精細調節所有增益，使得該控制規則能夠完成它們的目標。這種方法不引起足夠魯棒的控制規則的開發。


發明內容
需要提供具有三個控制環設計的改進的飛行控制系統的飛行控制系統。
因此，本發明的目的是提供具有三個控制環設計的改進的飛行控制系統的飛行控制系統。
將飛行控制系統進行配置以利用三個控制環設計來控制飛行器的飛行，從而魯棒地增加系統性能。內環包括改進的線性二次調整器(linear quadraticregulator，LQR)搜索方法，外環包括經典反饋匯總(summary)增益設計。第三環包括穩態修整搜索方法。
本發明包括顯著的益處和優點，包括(1)增加有人駕駛的(piloted)飛行器的操控質量和性能；(2)增加無人飛行器的魯棒性；(3)減少飛行測試時間；(4)減少飛行控制規則開發時間；(5)提供用於無人控制的易於應用的智能部分；(6)提供工程師易於理解和實施的系統；和(7)使用來自經典反饋和現代控制方法的所有優點並且消除它們的缺點。



為了更加完整地理解本發明，包括其特點和優點，現在參照結合附圖所進行的對本發明的詳細描述，在附圖中相同的附圖標記表示相同的部件，其中 圖1是根據本發明的飛行控制系統的示意圖； 圖2是示出圖1的系統的部分的方塊圖的示意圖； 圖3是示出使用LQR方法的系統的針對空速(airspeed)所繪製的飛行器狀態的圖； 圖4是示出根據本發明的系統的針對空速所繪製的飛行器狀態的圖； 圖5是示出根據本發明的LQR方法的流程圖； 圖6是示出不同空速的縱向運動的閉環特徵值(eigenvalue)的位置的圖； 圖7是根據本發明的俯仰(pitching)角穩態修整控制規則的示意圖； 圖8是示出根據本發明的系統的針對空速所繪製的飛行器狀態的圖，該圖示出從使用修整搜索方法中得到的放大的穩定性； 圖9是圖1的系統的部分的示意圖； 圖10是圖1的系統的部分的示意圖； 圖11是圖1的系統的部分的示意圖； 圖12是示出在使用根據本發明的系統的仿真中所使用的方形飛行航路的例子的圖；和 圖13到圖16是示出使用根據本發明的系統並且跟隨圖12的飛行航路的飛行器的仿真飛行的圖。

具體實施例方式 本發明涉及被配置來自動控制飛行器的飛行的三個控制環飛行控制系統。本發明的一個目的是通過下列措施來使得開環的不穩定飛行器系統變得穩定(1)首先使得系統穩定；(2)允許飛行器能夠以任何需要的空速被制導到任何途中點(waypoint)；和(3)允許飛行器為可能的操縱節省控制工作量(controleffort)。
本發明的三個控制環設計將魯棒地增大飛行器控制規則的穩定性。替代於使用經典反饋控制規則，本發明通過下列措施增強系統(1)不管經典反饋控制系統的最強的部分；和(2)引入兩種其他控制規則以處理經典反饋控制規則的固有弱點。本發明節省飛行測試周期，並且縮短設計控制規則所需要的時間。使用該三個控制環已經能夠不僅使得不穩定的飛行器變得穩定而且使得不穩定的飛行器被制導和導航，而純粹經典反饋控制規則甚至不能穩定系統。
本發明應用三種控制技術來同時穩定、制導和導航飛行器。預先編程所有的控制技術。以這種方式，本發明減少從開發到飛行測試的增益搜索和調整工作量。此外，本發明通過滿足特徵值和阻尼(damping)比標準，以及根據快速和慢速頻率的特徵值和特徵向量的限制，來確保飛行器具有最佳性能和操控質量。極大地提高了橫向、縱向和控制功率之間的可操縱關係。通過使用穩態修整搜索控制環，從根本上減少了用於標準簡單操縱的控制工作量。
通過從空氣動力學分析中計算出來的一組線性模型來實施飛行器控制、制導和導航。從帶有計算流體力學信息的風洞數據中產生空氣動力學輸入。已經證明了所產生的線性模型提供飛行測試和實時仿真之間的最接近的一致。因此，因為在仿真中已經證明該設計原理是可用非常好的操縱完全控制的，所以可以使用其來在任何速度和任何高度的情況下，將直升飛機制導到任何地方。為了根據技術經驗提高飛行操縱和性能並且增加系統的魯棒性，將經典飛行控制規則重新設計和分割為三個部分。
參照附圖，圖1是根據本發明的飛行控制系統的一種實施方式的示意圖。系統11包括三個環內環13；外環15；和穩態修整環17。
從帶有最佳相位裕度和增益裕度概念的最優現代控制概念中引入內環13以實現系統的穩定。為了完成最佳相位裕度和增益裕度設計，採用基於根據時域方法的特徵值、特徵向量和阻尼比的算法。
從經典反饋控制規則中繼承外環15。通過匯總增益設計來提高這部分，其中替代於調節單獨的增益，使用匯總增益設計來縮短增益選擇。該外環的主要目的是將直升飛機制導到所期望的偏航角(yaw angle)、滾轉角(滾轉角，rollangle)、空速和高度。
使用穩態修整環17在任何飛行條件中自動搜索最佳修整條件，以節省用於其他飛行操縱的控制工作量。在穩態修整環17中，使用穩態修整搜索控制規則設計以在下列任何一個目標之下求解最佳飛行條件(1)高度速率h，對於平飛(level flight)來說接近零，或者對於穩態爬升來說為恆定值；(2)滾轉角速度(roll rate)p，對於平飛來來說接近零，或者對於較高空速的平轉彎(level turn)來說為恆定值；和(3)偏航角r，對於平飛來說接近零，或者對於較低空速的平轉彎來說為恆定值。因此，飛行控制規則將自動抓住諸如下列之類的修整飛行穩態平飛；穩態坐標轉彎(coordinate turn)；當空速固定時的穩態爬升；和當高度固定時的穩態增加空速。通過利用本發明，系統將總是靠近其修整條件來飛行。當將穩態修整所需要的控制工作量最小化時，剩餘的控制項目(controlauthority)允許飛行器飛行更難的操縱方式。
仿真方塊圖的定義 將在本發明的系統的仿真中所使用的獨立方塊圖的名稱和解釋在圖2中示出並且在下面表I中列出。每個方塊圖可以包含一個以上的控制、制導或者導航邏輯元素。
表I方塊圖定義 方塊圖(1)-(7)模擬現有技術中公知的基本飛行器系統。
方塊圖(8)-(13)、(15)-(20)和(22)-(24)基於經典反饋規則設計。這些圖用於作為直升飛機制導系統工作。
根據線性二次調整器開發方塊圖(14)和(21)。在開發用於內環系統的LQR控制規則時，應用縱向和橫向功能的解耦。此外，還實施了根據用於對動作器的LQR的真實空速的控制規則與增益調度控制的分離。
方塊圖(6)和(25)-(27)是帶有用於途中點選擇和導航的航空控制系統(avionics)飛行管理系統(FMS)的系統的智能部分。
方塊圖(28)作為遠端飛行控制臺工作。其將允許遠端飛行員輸入飛行信息，而且該圖與顯示圖(6)的組合將形成遠端地面站顯示系統。
方塊圖(29)-(35)用於穩態修整搜索環17(圖1)。基於LQR模型匹配技術產生這些圖以在任何飛行條件下搜索最佳穩態修整值。
內環穩定性分析和控制 飛行器的開環特徵值通常不穩定。為了避免重複地調節用於使得所有開環系統穩定的所有增益，使用LQR技術以快速地實現該目標。然而，還存在幾個用於簡化求解用於系統的良好控制增益的過程、使得模型能夠在更大的非線性穩定域中穩定的技術。如圖3所示，LQR將允許非線性直升飛機系統在緊接其開環不穩定系統的、例如小區域19、21、23中穩定。
為了將飛行器穩定性從小區域擴大到帶狀面，應用完整模型解耦、控制規則分離和增益調度技術，以便擴展系統的穩定性。例如，圖4示出經擴展的穩定性區域25。
由圖5中所示的流程圖表示用於擴展穩定性區域的順序過程和計算方法。方塊27表示從空氣動力學分析和風洞數據中得出的線性模型，而方塊29示出控制規則到用於縱向和橫向分量的流動路徑的分離。由方塊31所表示的縱向運動輸入傳入到縱向LQR方塊33，然後到增益調度方塊35。類似地，由方塊37表示的橫向運動輸入傳入到橫向LQR方塊39，然後到增益調度方塊41。然後將來自這些路徑的每一個的輸出在方塊43中重組(regroup)。
解耦完整模型 可以從空氣動力學數據中獲得飛行器的線性模型，可以基於其空速開發一組線性模型。可以將這些模型表示如下 其中k＝0，1，2…，or j(1) Y＝CkX 其中X是狀態變量(u，v，w，θ，ψ，p，q，r)T，U是控制矢量(δped，δlong，δlat，δcoll)T，Y是性能輸出矢量

A0，A1，A2是分別帶有針對盤旋k＝0、針對10節k＝1和針對20節k＝2的狀態矩陣。針對計算選擇的總模型j依賴於飛行器的最大空速。B0，B1，B2是控制矩陣，而C0，C1，C2是性能輸出矩陣。請注意，A0，A1，A2的維是8×8，B0，B1，B2的維是8×4，而C0，C1，C2的維是17×8。由於這些矩陣較大，並且在這些矩陣內包含橫向和縱向運動的耦合項，所以難於同時確定用於所有的最佳性能LQR模型。為了克服這些問題，首先解耦方程(1)中的完整模型。在解耦橫向和縱向運動方程之後，可以將方程(1)轉換為 橫向運動方程 其中k＝0，1，2…，or j (2) 縱向運動方程 其中k＝0，1，2…，or j (3) 其中，Xlat是(v，

，p，r)T，Xlong是(u，w，θ，q)T，Ulat是(δped，δlat)T，而Ulong是(δlong，δcoll)T。Aklat和Aklong是4×4矩陣，Bklat和Bklong是4×2矩陣，而將Cklat和Cklong分別簡化為4×4和4×4矩陣。這暗示著只使用狀態變量來提供LQR完整狀態反饋控制規則。
在將完整飛行器模型(1)解耦為橫向(2)和縱向(3)運動之後，可以將耦合橫向和縱向運動之間的項的作用減小到最小，同時應用LQR來穩定系統。
改進的線性二次調整器(LQR) 由於已知作為最優控制規則的線性二次調整器(LQR)被用在通用動力(General Dynamics)/洛克西德馬丁(Lockheed Martin)F-16上作為其主要的反饋控制系統，所以其已經在飛行器產業中引起注意。LQR狀態調整的目的是使得任何初始條件誤差變為零，因此其保證系統的穩定性。為了實現該目標，從(2)和(3)中產生的橫向和縱向控制輸入Ulat和Ulong，應用狀態反饋控制規則如下 Ulat＝-KlatXlat(4) Ulong＝-KlongXlong(5) 以最小化該類型的橫向和縱向成本函數或者性能指數(index) 其中狀態加權矩陣(Qlat和Qlong)是對稱半正定(positive semi-definite)的，而控制加權矩陣(Rlat和Rlong)是帶有用於狀態變量和控制輸入的匹配維數的正定矩陣。
選擇將同時提供用於所有控制增益的良好穩定性和時間響應的良好性能標準是非常重要的。經歷和總結了下面的步驟以求解用於飛行器內環最優狀態反饋控制規則的這些最佳性能指數 a)初始地將(Qlat和Qlong)設置為非常小的正對角值 b)將(Rlat和Rlong)設置為單位矩陣 c)只調節(Qlat和Qlong)而保留(Rlat和Rlong)為單位矩陣 d)將與其角速率或者速度狀態相關的加權係數設置為其角或者距離狀態10倍的倍數；例如，qw＝10·qz和qr＝10·qψ，其中q是局部加權係數。
e)在設置(d)的規則以後，乘以用於加權矩陣的正恆定值以一次調節所有係數 f)檢查閉合和開環系統的特徵值並且確保獨立的特徵值移動不太大 g)在所有特徵值接近所期望的值之後，精細調節獨立的加權係數以獲得改進性能 使用上面加權選擇規則，從這些加權矩陣中產生的最優控制增益將使得系統對於獨立的空速穩定，如圖3所示。因此，可以將來自加權矩陣(Qlat和Qlong)和(Rlat和Rlong)的最優狀態反饋控制增益確定為 其中(Plat和Plong)是對稱正定的並且滿足下面代數Riccati方程(ARE) 帶有下面約束 i)(Alat，Blat)和(Along，Blong)是可以穩定的 ii)(Alat，Qlat1/2)和(Along，Qlong1/2)是可以檢測的 iii)(Qlat和Qlong)是對稱半正定的，而(Rlat和Rlong)是對稱正定的注意，可以將來自上面過程的線性系統的獨立特徵值移動到特定的具體區域。例如，圖6示出了針對縱向運動的、關於在盤旋、40節、80節和120節上的空速的所有特徵值位置。該圖清楚地示出了所有四個不同線性模型的特徵值都被移動到非常接近的區域45、47。因此，用於將飛行器指引到任何高度、空速和方向的制導系統將不需要進行增益調度。
反饋控制的分離 為了節省控制工作量同時穩定系統，應用控制規則的分離。第一控制規則被稱為「內環控制」，其應用LQR來穩定如上所述的開環系統。在開發了用於橫向和縱向運動的LOR狀態反饋控制輸入之後，通過Actuator圖(4)反饋這些控制輸入。替代通過LQR方法添加整個矢量，根據它們的反饋目標來分離控制。例如，(U1lat，U2lat)分別用於偏航和橫向控制器，而(U1long，U2long)分別用於縱向和收斂控制器。這些控制器(U1lat，U2lat)和(U1long，U2long)是其總控制的一部分。在Actuator圖(4)中所示的總動作器不僅允許來自LQR的系統控制而且允許經典反饋制導控制和穩態搜索方法。可以將總獨立控制的分離分割為四個或者五個部分，如表II所示。
表II控制的分離

使用控制輸入的這種分離，每個控制器具有其自身的目標。簡化了飛行器控制並且特殊操縱現在是可能的。
LQR增益調度值的算法 只使用一個反饋的固定翼飛行器或者直升飛機的穩定和制導最多是困難的，並且可能需要大量時間來求解能夠在小區域中控制系統的適當反饋增益。為了避免從經典反饋控制規則中搜索根據相位裕度和增益裕度的正確增益，應用從LQR中所計算的增益調度方法來節省這種工作量。已經證明，從LQR中所產生的反饋增益總提供最佳的性能，這是因為其將能量成本函數最小化。此外，將所有特徵值移動到所期望的區域，並且可以避免制導規則增益調度。關於它們的各種空速繪製各種特徵值、特徵向量和阻尼比將允許設計者為系統在全局區域中求解穩定的帶狀區域。
為了完成這種工作，系統需要被分割為幾個分段。在本申請中，根據在盤旋、10節和20節等的空速，將開環系統分離為幾個分段。可以根據來自上面的改進的LQR討論的公式指定從這些空速中產生的LQR控制增益。為了確保從這些LQR方法中所產生的閉環特徵值的所有增益調度值都在最穩定和最佳性能區域內，使用所有三種LQR閉環系統的特徵值、特徵向量和阻尼比來完成這種評估和調查。使用下面算法來完成這種搜索 a)獲得用於空速＝0、10和20節等的LQR反饋。
b)針對所有情況，從步驟a)中計算閉環系統的特徵值、特徵向量和阻尼比。
c)檢查特徵值，並且確保它們都穩定。
d)檢查開環特徵值和封閉環特徵值，並且確保閉環特徵值不移動到離開它們的開環特徵值太遠。
e)檢查特徵向量，並且確保所有三個的方向相同並且在限差Δ內。將在下面的方程(10)中討論這種限差的公式。
f)檢查所有阻尼比，並且確保它們都是大於0.5的阻尼比。
g)如果滿足步驟a)到f)，則停止並且將這些反饋設置為增益調度值，其提供給系統的將不僅是穩定而且是非常好的性能。
h)如果滿足步驟a)到f)，則調整LQR加權矩陣直到滿足步驟a)到f)為止。
步驟e)中所示的特徵向量限差Δ如下面公式 Δ0→1＝||ν0-ν1||≤κ||λ1-λ2||(10) 其中ν0和ν1是來自盤旋和10節的空速的相關獨立特徵向量，λ0和λ1是其特徵值，而恆定值κ依賴於系統的快速模式或者慢速模式。針對快速特徵值，由於快速模式的絕對特徵值遠大於慢速模式的絕對特徵值，所以將κ設置為0.2||λf||，並且針對慢速模式將κ設置為0.5||λs||。使用這些設置，將特徵向量和特徵值組的變化限制在所期望的路徑和值內。因此，可以將這些特徵向量和特徵值用於增益調度以將飛行器飛行保持在所期望的性能內。
穩態修整搜索和控制規則 為了節省針對該系統的控制工作量，應用第二環，即穩態修整搜索控制規則。
假設在狀態空間非線性區域中，存在一組穩態值，其將使得系統具有 (1)高度速率

對於平飛來說接近零，或者對於穩態爬升來說為恆定值。
(2)滾轉角速度p，對於平飛來來說接近零，或者對於較高空速的平轉彎來說為恆定值。
(3)偏航角r，對於平飛來說接近零或者對於較低空速的平轉彎來說為恆定值。
穩態修整搜索控制的目標是求解一組反饋控制器，使得飛行器遵循穩態修整值以自動地抓住修整飛行。例如 ·穩態平飛 ·穩態坐標轉彎 ·穩態爬升同時空速固定 ·穩態增加空速同時保持高度 如果飛行器滿足這種修整飛行，則在每個制導功能之後或者在制導功能期間的控制將總遵循穩態修整值飛行。這暗示著系統將在上述飛行期間節省其控制工作量，這是因為系統不需要浪費任何控制工作量來保持額外的力或者用於高度、空速、或者攻擊角、或者滾轉角、或者側滑角等的力矩。
為了實現上述目標，應用帶有命令產生器方法的LQR模型技術。然而，替代於使用差分方程作為命令產生器，在本發明中使用帶有其初始修整條件的穩態修整值作為命令產生器。將當前飛行狀態、穩態修整值和初始修整條件之間的差設置為跟蹤誤差，其在處於穩態條件時被最小化並且減小到零。
圖7示出了俯仰角穩態修整控制規則。原始初始修整條件是θ0，，來自空氣動力學分析的所期望的穩態修整值是θss，而在系統中根據時間步驟的總俯仰角誤差將是θerr。注意，在該圖中還包括系統擾動(disturbance)抑制設計，表示為dθ。將反饋命令產生器用於提供必要的控制工作量以將初始修整移動到穩態修整。
表示針對修整搜索控制技術評估初始修整值。將這些穩態修整值傳送給基於各種空速的增益調度表，並且將示例表在表III中示出。
表III示例直升飛機修整表

為了使得系統性能遵循穩態基準，跟蹤誤差將滿足 εθ＝(θss+θ-θ0)+dθ(10) 當(11)的傳遞函數應用於命令產生器時，改進的跟蹤誤差方程將被轉變為 εθ＝ξθ-μθ(11) 其中εθ是關於俯仰角θ的改進的跟蹤誤差。假設命令產生器是閉環飛行器系統的形式如下 Zμ＝HμXμ (12) 其中Xμ和Zμ是穩態搜索狀態和輸出變量。注意，θ只是性能輸出的一個例子。知道與飛行器的閉環系統非常接近地選擇命令產生器模型是非常重要的，其中Ac是重組的形式 and 從內環方程全部穩定(13)的閉環特徵值。
狀態方程和命令產生器的組合得出 將命令產生器與LQR一起用於實現穩態環設計。假設命令產生器控制輸入滿足下面差分方程 因此，其特徵多項式是 fμ(s)＝s3+a1s2+a2s+a3 (16) 注意，將上面特徵多項式的特徵值預先選擇為非常穩定。
將(14)乘以fμ(s)(16)並且假設 得出 因此，可以將關於(11)的改進的跟蹤誤差變換為 fμ(s)·ε＝[-C C]·ξ＝Cξ (20) 其中，C是從狀態以及其修整變量中表示的矩陣，而ε是所有改進的跟蹤誤差。
因此，可以以下面規範的形式表示該誤差運動 e＝[100]·ε 為了實現小誤差制導而不使用太多的控制能量，將狀態和命令產生器方程(19-29)用上面誤差表示(21)增大為 為了將上述問題變換為LQR設計，將上面系統的成本函數設計為 其中 和Rε-ξ＝I (24) 因此，控制系統的解將具有最優跟蹤誤差控制器如下 其中Kε-ξ是下面Riccati方程的解 上面Riccati方程提供正定對稱解，這是因為首先使得系統針對所有模型穩定。
此外，該模型來自誤差跟蹤多項式的規範形式。因此，第二LQR不僅在穩態修整中而且在環中的控制項目和擾動抑制中增加了系統的穩定性。將這種情況在圖8中示出作為楔形穩定性區域49。
注意，只要從內環中的搜索例程中確定了原始閉環系統，就可以將上面計算簡單編程到軟體中。因此，關於內環中的搜索例程將用於設計穩態搜索環的程序進行互連以同時執行全部，從而在計算這些的時候減少所需要的工程時間。
外環經典制導設計 本發明使用系統的外環上的經典反饋環改進飛行制導系統(FGS)的設計。考慮軍用和商業需要，以及管理機關(regulatory agency)，並且假設預先要求用戶輸入和聯邦航空管理局(FAA)管理數據，並且在飛行制導控制系統的設計中應該考慮該數據。
獨立控制增益的調節依賴於其相對空氣動力學係數和相關聯的控制增益。調整這些增益的規則不是固定的。為了正確地調節這些增益，需要幾種規則，使得在經典反饋制導設計中每次不重複相同的錯誤。由於內環LQR增益調度設計已經穩定了閉環系統，所以經典反饋控制規則主要用於制導目的。當然，如果經典反饋規則將增加系統的穩定性同時執行非常好的制導功能，將考慮這種經典反饋控制規則。然而，已經觀察到在高速飛行條件下，存在非常少的、將使得系統穩定而不使用LQR增益的控制增益。
由於閉環是穩定的，所以可以簡化經典反饋增益的調節以強調增加的制導功率。已經確定了將所有它們相關的增益加在一起並且乘以匯總增益可以增加制導性能。這種實施方式通過純粹的經典反饋控制規則可能不工作，但是這種方法是在帶有當前LQR設計的制導系統中的一個很有作用的啟發(powerfulinitiation)。
下面根據基於軍用或者FAA要求的獨立方塊的重要性來分析和討論如何調節這些增益的方法。
方向和橫向制導控制 可以僅僅通過滾轉姿態命令在任何傳統直升飛機或者飛機的完整飛行包線(envelope)上完成橫向航路控制。依賴於前進速度和偏航軸的性質，所命令的滾轉高度會產生用於巡航飛行的前進方向速率或者用於盤旋或者低速飛行的側滑(sideslip)。對於帶有直接橫向推力(thrust)控制能力的飛行器，通過所提出的方法將較大地增強低速制導性能。
前進方向控制 為了巡航飛行，可以通過與前進方向誤差成比例的滾轉姿態命令來捕獲和跟蹤所期望的前進方向。通常從FGS控制臺上的選擇器旋鈕提供前進方向基準。作為來自上面LQR方法的空速或者地面速度的函數，可以避免前進方向誤差調度增益。因此，將所命令的轉彎速率的大致恆定的比率維持到前進方向誤差的程度將變得非常容易。使用所提出的方法將不需要附加的阻尼項。前進方向選擇控制系統的重要特點包括用於一致最大轉彎速率(標準速率是典型的)姿態命令限制和用於最優駕乘(ride)質量的經簡化的命令速率限制和過濾。
圖9是YawSCAC[表i中的(22)]的圖，並且示出在低速飛行期間的偏航前進方向制導控制的潛力。通過所謂Y_Attsw 51的開關來確定該圖中的用於高速和低速的偏航制導。當Y_Attsw 51邏輯為真時，假設飛行器處於低空速。因此，關閉轉彎協調功能。用於使得飛行器轉彎的制導系統將主要從替代於滾轉的偏航控制中進行貢獻。換句話說，滾轉命令將起作用(pick up)。
由用於RollHdgHold[表I中的(10)]的圖上的、在圖10中所示出的所謂Turn_Coord_On 53的信號確定該開關是打開的還是關閉的。確定Turn_Coord_On53的打開/關閉依賴於RollHdgHold(10)圖上所示的空速(TAS)邏輯。當TAS在35和40節之間時，依賴於空速是增加還是下降，該系統處在滯後(hysteresis)環上。假設低速的偏航前進方向控制，即TAS小於40節，這是指Turn_Coord_on＝0並且Y_Attsw＝1。
由於改進的LQR方法已經將所有特徵值移動到了所期望的位置，所以固定在該圖中所使用的控制增益，並且避免增益調度。此外，所有所使用的增益值具有1/10和1/4之間的比率。而且，這幫助設計者在飛行域中調節這些增益時節省時間。
當Y_Attsw＝1時，Yaw_Actr_Cmnd 55(圖9)從Psi_plus_r 57獲得其值，該值是由YawOuter[表I中的(23)]確定的值。在圖11中示出YawOuter(23)的圖。在YawOuter(23)圖上的所有增益需要被指到正確的方向，以便在低速區域中的偏航將被制導。
這裡所討論的第一個增益值是Yaw_Ay_Gain 59。在沒有Yaw_Ay_Gain 59反饋的情況下，當不使用LQR偏航反饋控制時系統將偏離(diverge)(在穩態轉彎或者環繞模式期間)。很難將Ped_control的和保持在不變值(零)。通常，將該增益值設置到Psi_plus_r 57值的正1/10到1/4。
橫嚮導航控制 通過將橫向偏差(軌跡間(cross-track)誤差)反饋到前進方向穩定的滾轉控制環中來完成到VOR或者定位器(localizer)導航源的橫向制導。這裡，前進方向基準是要遵循的所期望的航線。應該通過DME或者到發射機的距離的其他適當估計的使用將角VOR偏差信號轉換為擬線性軌跡間距離。在最大可用靈敏度依賴於傳感器噪聲內容的情況下，可以通過使用在滑行斜度(glideslope)是並發的任何時候的雷達高度來將定位器偏差線性化。利用本設計，使用可用的補充傳感器(慣性、空氣數據等)而沒有補充或者最優狀態過濾是非常能夠被接受的。當期望導航系統飛躍(overfly)VOR站時，系統設計應該包括用於在遇到覆蓋的不確定區域(「困惑區域」)時進行接管的死區估算(dead-reckoning)模式。在橫向航路制導實施中特別重要的是捕獲順序。與純粹經典反饋系統不同，可以在前進方向選擇模式中自動地保持所提出的設計。
FMS導航控制 現成的飛行管理系統(FMS)通常提供預先處理的「複合」滾轉姿態駕駛(steering)輸出，其代替對FGS中詳細控制規則實施的需要。然而，可以針對所期望的應用避免這種命令的充分性(adequacy)，特別在已經將駕駛輸出定製到飛行器或者速度包線的不同類別(class)的情況中更是如此。應該針對應用的適合性檢查複合命令的限制和過濾特徵，並且根據需要將其補充在FGS中。
橫向Go-Around功能 用於橫軸的橫向Go-Around(某些時候也稱為錯過的接近(missed approach)或者外出(egress))包括建立適當的橫向航路或者用於離開著陸區域的前進方向。通常，認為維持參加(engagement)時現存的前進方向是可以接受的。通常通過飛行員選擇的前進方向選擇模式的參加來完成隨後轉到預設的錯過的接近前進方向。用本發明，當錯過了任務時最好自動地使得橫向前進方向參入進來。
垂直制導控制 依賴於飛行制度(regime)，通過俯仰姿態或者功率命令來完成諸如傾斜轉子(tiltrotor)之類的直升飛機或者VTOL飛行器的垂直飛行航路的制導。在巡航速度上，最好通過俯仰姿態的變化來實現爬升和下降，而在低速時(在Vy以下)，只能通過功率(垂直推力)變化來影響控制。依賴於應用和成本目標，可以自動實施推力軸，使得可以將來自橫向和縱向運動的耦合效應以及擾動減小到最小。
設計垂直FGS以提供適當空速上的控制策略(或者如果可以應用的話，諸如推力角之類的其他參數)之間的平滑過渡。最好被用慣性垂直速度或者加速度補充的大氣壓力垂直速度通常形成所有垂直航路控制模式的基礎。航路誤差(高度、滑行斜度等)在該內環附近，因此提供垂直速度基準或者命令。在本發明中，垂直飛行航路捕獲的準確度的百分比可以達到99.9。在幫助制導準確度時，這歸結於控制規則設計的分離。
垂直速度控制 垂直速度選擇/保持模式的實施需要包括基準和用於爬升和下降命令的垂直速度之間的差的垂直速度誤差反饋的產生。該基準最好由位於FGS控制臺上的選擇器旋鈕(或者旋輪)提供，或者通過位於將FGS內的基準積分器迴轉(slew)的控制杆把手(最好是功率杆)上的「蜂鳴」開關來提供。在與所期望的操縱限制一致的基準上設計速率和大小量限制。現存垂直速度的基準的同步將自動參加進來。通過使用本發明的方法，垂直速度同步的準確度高於99％。
高度控制 實施高度控制模式包括產生基準高度、從現有高度中減去該基準、和將作為基準(命令)的誤差提供給垂直速率控制環。高度保持模式將在參加時存在的高度值存儲為基準。高度預先選擇模式使用要被外部提供的基準，通常來自FGS控制臺上的旋鈕或者高度儀器來顯示。用於實施預先選擇控制的方法是裝備(arm)該模式，並且在爬升/下降模式中繼續(例如垂直速度)，直到接近所選擇的高度為止。自動編程漸進捕獲作為高度閉合誤差(altitude closure error)的函數，之後自動切換到高度保持。除了最大可允許垂直速率上的嚴格限制可以是適當的以外，還針對高度控制應用垂直速度模式的操縱限制規定。
垂直滑行斜度捕獲 雖然最好有某種較高的跟蹤增益，但是滑行斜度控制規則的實施在結構上與高度保持類似。對於提供角偏差信號的傳統ILS系統，需要誤差到線性位移的轉換，通常使用雷達高度來估計到發射器的距離。由於呆在滑行斜度上需要維持下降速率，所以垂直速度命令包括基於水平速度的下命令偏移，從而將不需要穩態滑行斜度誤差來實現下降。如橫嚮導航一樣，將捕獲順序設計為產生波束(beam)的漸進獲取而不會過衝(overshoot)或者下衝(undershoot)。
垂直的過渡到盤旋 在垂直軸中接近到盤旋包括設置到所期望的雷達高度的受控下降。下降角依賴於操縱要求，對於直升飛機或者傾斜轉子(tiltrotor)飛行器來說接近六自由度是典型的。基於水平地面速度來計算高度速率基準以實現恆定角滑行航路，產生到地面或者水面上的所建立的高度的閉環閃耀(flare)。最終高度的捕獲和跟蹤與用於高度選擇/保持的類似。可以用慣性垂直加速度或者速度來補充雷達高度以消除噪聲信號和/或地表變化的影響。
垂直Go-Around 垂直go-around模式包括建立足以用安全方式退出著陸區域的爬升速率。固定的垂直速度基準通常就足夠了，750英尺/分鐘是典型的。如果在Vy之下的速度上使得該模式參加進來，則將需要延遲命令。然而，已經確保了可以實現並且維持所期望的爬升角而不超過將水平速度編程到系統中的功率限制。
縱向制導控制 縱向制導控制包括沿著運載工具的x軸控制空速或者地面速度。與垂直軸類似，依賴於飛行條件，控制通常通過俯仰姿態或者功率命令。在Vy以下的速速度上，通常通過命令俯仰姿態改變來完成速度控制。推力矢量角或者直接縱向推力調製(如果可以獲得的話)對於低速控制也有效。在巡航時，對於維持所期望的速度來說功率調整是有效的。用垂直軸連結控制策略之間的過渡，同時針對縱向和垂直模式兩者在俯仰和功率控制之間交換。
空速/地面速度控制 速度選擇/保持模式的實施需要包括基準和當前速度之間的差的速度誤差反饋的產生，以提供加速度或者減速度命令。對於空速控制，用慣性縱向加速度來補充飛行員得出的空速。依賴於運載工具特徵，使用適度等級的加速度反饋來獲得所期望的穩定性等級。該基準由位於FGS控制臺上的選擇器旋鈕提供，或者通過位於將FGS內的基準積分器迴轉的控制杆把手(最好是輪轉杆)上的蜂鳴開關來提供。該基準是與操縱所期望的限制一致的進行限制的速率和大小。使用這種設計，空速控制的準確度高於99％。
縱向到盤旋的過渡 通過以預定方式控制地面速度來實施以縱軸方向自動接近到盤旋。如果該接近的終止要處於特定(地理)位置，則把到盤旋點的距離用於控制減速度啟動和大小，使得以零距離同時到達零速度。在與所期望的最大減速度速率(通常1到2節/秒)一致的速率上命令速度基準。如果盤旋點不是特定的，則飛行員可以在任何時候啟動該接近，因此以恆定速率將速度基準命令到零，再次與所期望的最大減速度速率一致。
縱向Go-Around 通過將受控的減速度命令到最優爬升速度來實施縱軸中的Go-Around。只要適合於所採用的具體接近模式，受控參數可以是地面速度或者是空速。用於速度控制和到盤旋的過渡所建立的所有控制規則參數也可以應用於go-around。
討論和結果 在舊的經典反饋控制規則中，不僅將比例積分導數(proportional-integral-derivative，PID)方法應用於來控制飛行器而且將其應用來穩定系統。可以針對其他性能重複使用到獨立性能的反饋以實現穩定、制導和導航。由於使用積分增益，所以需要使用衝刷(washout out)函數和限制器釋放邏輯以避免控制表面快速地命中(hit)它們的用於保護的制動器(detent)值。因此，在軍用規範中，只要慢模式特徵值的頻率非常低，負阻尼比在特定值以下，系統就能夠還存在於舊的經典反饋控制規則設計中。當要求精確控制時，依賴於飛行器的結構和空氣動力學設計，這種控制方法的能力可能能夠或者不能夠實現該目標。
即使開環系統不在軍用範疇之內，所提出的方法也使用來自LQR的其他兩種幫助來允許飛行器系統實現精確控制。因此，可以將修整條件、擾動抑制和操控質量標度比率都考慮作為在該三個環控制規則設計中的要求。因此，顯著改進了制導、導航和穩定性的性能。
改進的LQR方法 改進的LQR中的所提出的方法的優點 1.針對從k＝0，1，2....或者j的所有模式將所有閉環特徵值和特徵向量都移動到所期望的位置和方向。因此，獨立狀態的所有特徵將類似地執行。
2.使用搜索算法預先編程所有增益值。將減少搜索所有增益的工程時間。還縮短了用於切換到另外一組增益值的時間。
3.將確保閉環特徵值和特徵向量都位於操控質量等級標度1。
4.由於穩定了來自改進LQR的所有增益，所以經簡化的經典制導規則將不再需要進行更度的增益調節或者增益調度。
5.可以將經簡化的經典反饋增益用於制導模式中的所有模型。
穩態搜索方法 穩態搜索方法中的所提出的方法的優點 1.允許飛行器在所有時間都飛行固有修整的條件。因此，可以保留會被用於平滑修整值的附加重要控制項目。
2.由於在擾動抑制模式的極點(pole)上沒有零，所以可以實現特定程度的擾動抑制。
3.在擾動抑制的最優性能下同時實現飛行器的制導、導航和控制。因此，顯著改進位導功能的準確性。
經典制導系統 在經典反饋方法中，本發明的方法的優點 1.可以估計制導環中用於特定功能的反饋狀態。由於LQR已經穩定了閉環系統，所以可以消除用於使得系統穩定的舊的經典反饋狀態。這將把制導環簡化得更加精確。
2.該環將確保飛行器允許在所有必要操縱上的最佳修整條件。
3.該環將增加用於所有其他環的重要控制項目。
4.該環將增加穩態平飛中的飛行器穩定性。
5.該環將幫助穩態糾錯。
仿真結果 使用UAV仿真結果來示出本發明所提出的系統的潛力。圖12示出了在該仿真中所使用的方形飛行航路61。可以將這種類型的飛行航路用於營救(rescue)搜索功能或者類似任務。飛行器從位於原點63[位於(0，0)]的途中點#1開始飛行，然後在返回到也位於原點63的途中點#6之前，順序飛到在飛行航路的周長上的途中點#2、#3、#4和#5。在該仿真中，當飛行器飛到每個途中點時，其將把其在該途中點上的飛行轉變為圓周(circle)模式，直到地面站確保在該途中點附近沒有需要被營救者(victim)為止。
在圖13、14、15和16上針對不同搜索速度和搜索方形大小示出了UAV仿真結果。圖13示出在每側邊4英裡的飛行航路周圍的80節的飛行的結果。圖14示出在每個邊10英裡的飛行航路周圍的65節的飛行的結果，圖15是針對4英裡方形的周圍的45節的，而圖16是針對2英裡方形的周圍的25節的。注意，對於高於40節的空速，將自動打開轉彎坐標(coordinate)功能。因此，在每個途中點上，將執行圓周模式，直到觸發了下一個途中點為止。其表明，在空速高於40節的全部三種情況上的全部六個突出點上，UAV以高於99％的途中點捕獲準確度實現了其任務。而且，在每個途中點上非常好地執行圓周功能。注意，當飛行圓周模式時，飛行器高度還上升和下降以允許版本系統在搜索區域周圍探索任何角度。即使控制表面在垂直部分中改變，UAV還示出非常正面的飛行。用於完成上述飛行的所有制導增益不是增益調度，這意味著它們不改變。因此，可以看出在制導環上避免了增益調度功能。
注意，還將擾動模型添加在仿真系統中。當在x和y方向上將風擾動移動達到10節時，飛行器還非常強健地運行。即使將風擾動增加到高至25節時，飛行器還能夠完成其任務，而不需要來自其他控制算法的任何幫助。
在這種模式中，還調查純粹的經典反饋控制規則。可以認識到，經典反饋控制規則要求用於途中點捕獲的即時(immediate)注意，並且其可能非常易於丟失其飛行航路。因為所選擇的飛行器模型的開環非常不穩定，所以飛行控制表面能夠非常輕易地達到它們的限制。當經典反饋控制規則將 (1)穩定系統， (2)進行飛行器的制導和導航，以及 (3)維持固有飛行修整條件， 將而沒有增益調度時，這些功能變得不可能。此外，求解這些增益值變得耗時並且可能不成功。
所提出的方法輕易地完成該任務的原因是 1)使用三個控制環來實現其任務 2)每個環執行其自己的最佳能力 3)每個環將不影響其他的性能 4)來自改進的LQR方法的所有閉環特徵值都彼此靠近 5)所有閉環特徵向量都具有相同的方向 6)用於搜索環的所有修整值都來自其固有性能 7)不存在穩態誤差累積 8)經典反饋用於制導目的 圖16示出當直升飛機飛行慢於35節並且關閉轉彎協調功能時的效果。在這種條件下不存在圓周功能。當要求直升飛機在每個途中點上進行搜索功能時，飛行器將把其模式轉變到圓周模式或者8模式。然而，在飛行的任何一種模式中，飛行器維持其途中點捕獲和方形搜索任務。
在本發明的替代實施方式中，替代一個LQR加經典反饋，利用兩個LQR、或者一個LQR和一個H無窮控制、或者兩個H無窮控制。然而，這種替代實施方式可能具有下面缺點(1)增加方法的複雜度；(2)可能丟失整個系統的仿真的可視性；和(3)可能丟失獨立制導控制規則。但是，保留在任何其他控制系統中沒有的穩態修整控制規則。
在旋翼飛機產業內，可以將本發明用在所有無人或者有人直升飛機上，以魯棒地增加飛行穩定性並且改進飛行質量。在旋翼飛機產業之外，也可以將本發明應用固定翼飛行器、無人航空運載工具、水下自動駕駛系統和其他控制系統。
本發明包括顯著的益處和優點，包括(1)增加用於有人駕駛的飛行器的操控質量和性能；(2)增加無人飛行器的魯棒性；(3)減少飛行測試時間；(4)減少飛行控制規則開發時間；(5)為無人控制提供易於應用的智能部分；(6)將易於理解和實施的系統提供給工程師；和(7)使用來自經典反饋和現代控制方法的所有優點並且消除它們的缺點。
雖然已經參照示例性實施方式描述了本發明，但是不應該限制性地理解本說明書。當參照本說明書時，示例性實施方式的各種改進和組合以及本發明的其他實施方式將對於本領域的技術人員顯而易見。
權利要求
1.一種用於控制飛行器的飛行的飛行控制系統，該系統包括
使用線性二次調整器搜索方法的第一反饋環；
使用經典反饋匯總增益設計的第二反饋環；和
包括穩態修整搜索方法的第三反饋環。
全文摘要
飛行控制系統，被配置為使用三個控制環設計來控制飛行器的飛行以魯棒地增加系統性能。內環包括改進的線性二次調整器(LQR)搜索方法，而外環包括經典反饋匯總增益設計。第三環包括穩態修整搜索方法。
文檔編號F02C3/10GK101175909SQ200580037797
公開日2008年5月7日 申請日期2005年11月8日 優先權日2004年11月8日
發明者世平·J·薛, 約翰·J·希林斯 申請人:貝爾直升機泰克斯特龍公司