一種基于gofir的飛行器陣風(fēng)減緩自適應(yīng)前饋控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種飛行器陣風(fēng)減緩自適應(yīng)前饋控制器設(shè)計(jì)方法，特別是一種基于 GOFIR(廣義正交有限脈沖響應(yīng)模型）的飛行器陣風(fēng)減緩自適應(yīng)前饋控制器設(shè)計(jì)方法，屬于 飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 為了降低運(yùn)輸機(jī)對(duì)環(huán)境的影響及提高飛行器的效率，未來的解決方案為大展弦比 輕重量飛行器。對(duì)于高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)來說，由于高空低密度W及其低翼載特性決定其必 須采用大展弦比低重量構(gòu)型。運(yùn)兩類飛行器的剛體運(yùn)動(dòng)頻率與結(jié)構(gòu)彈性振動(dòng)頻率接近，當(dāng) 遇到陣風(fēng)時(shí)將嚴(yán)重激發(fā)其結(jié)構(gòu)的振動(dòng)，運(yùn)將大大降低乘坐品質(zhì)（對(duì)于運(yùn)輸機(jī)來說）和影響 操縱性，甚至導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞。
[0003] 當(dāng)陣風(fēng)信息和系統(tǒng)的部分信息已知時(shí)，對(duì)于擾動(dòng)補(bǔ)償來說前饋控制優(yōu)于反饋控 審IJ。理想情況下，前饋控制可完全消除可測(cè)擾動(dòng)的影響。采用前饋控制時(shí)擾動(dòng)響應(yīng)與控制 補(bǔ)償之間無時(shí)間延遲。
[0004] 機(jī)載激光探測(cè)傳感器(Xi曲tdetectionandranging,LIDAR)的發(fā)明與使用為應(yīng) 用前饋控制器進(jìn)行陣風(fēng)載荷減緩提供了前提。還有些其它的儀器，如霍尼韋爾的In化化e =維天氣雷達(dá)，也可用于進(jìn)行陣風(fēng)信息的采集。 陽〇化]目前前饋控制器的設(shè)計(jì)主要基于FIR(有限脈沖模型），該模型如圖1所示，采用該 模型設(shè)計(jì)的前饋控制器未考慮被控對(duì)象的動(dòng)力學(xué)特性，需要的模型階數(shù)高，控制效率低。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的技術(shù)解決問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種基于GOFIR的飛行 器陣風(fēng)減緩自適應(yīng)前饋控制方法，將被控對(duì)象的動(dòng)力學(xué)特性通過辨識(shí)出來的傳遞函數(shù)的極 點(diǎn)注入到GOFIR控制器中，首先通過辨識(shí)方法來獲得控制系統(tǒng)的特性，該特性由傳遞函數(shù) 的極點(diǎn)來代表，然后采用該極點(diǎn)設(shè)計(jì)GOFIR控制器，GOFIR控制器的系數(shù)通過自適應(yīng)算法獲 得，通過本發(fā)明方法可W降低所設(shè)計(jì)的控制器的模型階數(shù)，提高控制器的控制效率。
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種基于GOFIR的飛行器陣風(fēng)減緩自適應(yīng)前饋控制方 法，步驟如下：
[0008] (1)建立飛行器陣風(fēng)減緩控制系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括擾動(dòng)通道和控制通道，擾動(dòng)通道 的輸入陣風(fēng)Wg(t)，控制通道的輸入為陣風(fēng)測(cè)試信號(hào)，擾動(dòng)通道的輸出信號(hào)為X(t)，控 制通道的輸出為y(t)，響應(yīng)誤差信號(hào)e(t)為控制通道的反饋輸入信號(hào)；所述控制通道中包 括前饋控制器G。；
[0009] (2)在飛行器配平狀態(tài)下，向飛行器的控制作動(dòng)器輸入測(cè)試信號(hào)U(t)來操縱控制 艙面，記錄飛行器控制通道的響應(yīng)信號(hào)y(t);
[0010] (3)WU(t)為輸入，y(t)為輸出，辨識(shí)飛行器控制作動(dòng)器輸入與飛行器控制通道 響應(yīng)之間精確傳遞函數(shù)G的近似函數(shù)…運(yùn); W11] (4)飛行器處于開環(huán)配平狀態(tài)下，采用模擬陣風(fēng)測(cè)試信號(hào)Wg(t)激勵(lì)飛行器，記錄 飛行器擾動(dòng)通道的響應(yīng)信號(hào)x(t)，并利用步驟（3)中求得的函數(shù)食計(jì)算自適應(yīng)濾波器的 輸入信號(hào)Ug(t); 陽01引妨利用步驟（4)中的Ug(t)和x(t)求得前饋控制器的離散傳遞函數(shù)-服1，并求 得離散傳遞函數(shù)-HGi的極點(diǎn)；
[0013] 所述前饋控制器離散傳遞函數(shù)-HGi通過Wug(t)為輸入，x(t)為輸出辨識(shí)求得， X(t)與Ua(t)的關(guān)系為：
[0014]
[001引（6)給出前饋控制器離散傳遞函數(shù)Ge(Z)的表達(dá)式，具體由公式：
[0016]
[0017]給出，其中Bk(Z)為基函數(shù)，Lk為系數(shù)來自于自適應(yīng)濾波器，n為控制器的階數(shù)，Z為離散傳遞函數(shù)變量； 陽〇1引基函數(shù)Bk(Z)由公式：
[0019]
k=1,2,...,/7
[0020] 給出，其中Ci是通過步驟（4)求得的離散傳遞函數(shù)-HG1的極點(diǎn)，畜是Ci的共 輛；n為極點(diǎn)的個(gè)數(shù)，與控制器的階數(shù)相同；
[0021] (7)利用自適應(yīng)算法求得時(shí)間步N對(duì)應(yīng)的每個(gè)基函數(shù)輸出的系數(shù)向量L(N)=
[Li(N), (N),...,L" (N)]；
[0022] (8)利用步驟（6)和步驟（7)中的計(jì)算結(jié)果，構(gòu)建飛行器陣風(fēng)減緩自適應(yīng)前饋控制 器，求得在時(shí)間步N時(shí)離散傳遞函數(shù)G。(Z)，利用飛行器陣風(fēng)減緩控制系統(tǒng)進(jìn)行前饋控制。
[0023] 所述測(cè)試信號(hào)U(t)采用頻率隨時(shí)間增加的正弦信號(hào)；具體由公式：
[0024]U(t) =u〇+Ua(2JTft)
[0025] 給出，其中u。是常值，Ua為輸入信號(hào)的幅值，f為t時(shí)刻的瞬間頻率，由公式：
[0026]f=f〇t
[0027] 給出，其中f。是常值。
[0028] 所述步驟（3)和步驟巧）中的辨識(shí)通過MTLAB軟件里的tfest函數(shù)完成。
[0029] 所述步驟（3)中辨識(shí)飛行器控制作動(dòng)器輸入與飛行器響應(yīng)之間精確傳遞函數(shù)G的 近似函數(shù)-掙，具體由公式：
[0030] >.'(/) ^~G{q)ii{t), W31] 給出，其中Gs-G。 陽0巧所述步驟（4)中利用步驟（3)中求得的函數(shù)-致計(jì)算自適應(yīng)濾波器的輸入信號(hào) Ua(t);具體由公式： 陽03；3] =(并7 i)、;',:(〇
[0034] 給出，式中馬的在實(shí)際陣風(fēng)減緩控制中為激光探測(cè)傳感器探測(cè)到的陣風(fēng)信號(hào)，令 ，'1'3(^等于陣風(fēng)測(cè)試信號(hào)*,似，〇1為延遲算子，〇^,似=*,(*-1)。
[003引所述步驟（7)中利用自適應(yīng)算法求得時(shí)間步N對(duì)應(yīng)的每個(gè)基函數(shù)輸出的系數(shù)向量L(腳=[Li(腳，Lz(腳，...，L。(腳]，具體步驟為：
[0036] (7-1)初始化向量L(O) = [0,0，...，0]，P(0) = 5 4,其中 5 為常數(shù)，5 大于 0， I為單位矩陣；
[0037] (7-2)在時(shí)間步N時(shí)，計(jì)算每個(gè)基函數(shù)輸出的系數(shù)L(N),具體由公式：
[00測(cè) im二耀-啦卿嚴(yán)㈱:
[0039] 給出，其中k(N)為增益向量，由公式：
[0040]
[0041] 給出，JI(N)由公式：
[0042] JI㈱=P(N-I)巫㈱ 陽〇創(chuàng)給出，P(N)為反相關(guān)矩陣，由公式：
[0044]P㈱=AIp(N-I) -A七㈱巫T(腳P(N-I) W45]給出，A是遺忘因子，〇<A《1 = (A〇]是時(shí)間步N時(shí) GOFIR模型中各個(gè)基函數(shù)的輸出向量；
[0046] e(N)由公式：
[0047] e(N)=eW-LT(N-l)&(N) W4引給出，e㈱為在時(shí)間步N時(shí)飛行器的響應(yīng)。
[0049] 所述控制通道包括激光探測(cè)傳感器、濾波器G，自適應(yīng)濾波器、前饋控制器和控 制作動(dòng)器；
[0050] 所述激光傳感器可測(cè)出飛行器飛行時(shí)遭遇的陣風(fēng)Wg(t)，并將探測(cè)到的陣風(fēng)信號(hào) 唯的發(fā)送給前饋控制器和濾波器沒，所述濾波器接W測(cè)得的陣風(fēng)信號(hào)為輸入，輸出 信號(hào)Ug(t)給自適應(yīng)濾波器，自適應(yīng)濾波器根據(jù)接收到的輸出信號(hào)Ug(t)和反饋的響應(yīng)誤差 信號(hào)e(t)，產(chǎn)生前饋控制器的系數(shù)并輸出給前饋控制器，前饋控制器根據(jù)接收到的系數(shù)和 陣風(fēng)信號(hào)吃術(shù)），產(chǎn)生前饋控制信號(hào)U(t)輸出給控制作動(dòng)器，控制作動(dòng)器根據(jù)接收到的前 饋控制信號(hào)U(t)進(jìn)行前饋控制。
[0051] 所述響應(yīng)誤差信號(hào)e(t)為擾動(dòng)通道的輸出響應(yīng)x(t)和控制通道的輸出響應(yīng)y(t) 之和。
[0052] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0053] (1)本發(fā)明將被控對(duì)象的動(dòng)力學(xué)特性通過辨識(shí)出來的傳遞函數(shù)極點(diǎn)注入到GOFIR 控制器中，從而可W降低的模型階數(shù)，提高了控制器控制效率；
[0054] (2)給出了一種新的基函數(shù)表達(dá)式，該基函數(shù)形式簡(jiǎn)單，可包含傳遞所有極點(diǎn)，即 控制系統(tǒng)的特性在控制器中可充分得到考慮； 陽化5] (3)自適應(yīng)算法可根據(jù)飛行遭遇陣風(fēng)時(shí)響應(yīng)大小相應(yīng)實(shí)時(shí)調(diào)整控制艙面幅度，來 減緩陣風(fēng)響應(yīng)。
【附圖說明】
[0056] 圖1為基于FIR的前饋控制器模型示意圖；
[0057] 圖2為本發(fā)明中的陣風(fēng)減緩控制系統(tǒng)框圖；
[0058] 圖3為本發(fā)明中GOFIR的前饋控制器模型示意圖；
[0059] 圖4為二維翼型示意圖； W60] 圖5為本發(fā)明實(shí)施例中正弦輸入信號(hào)的示意圖；
[0061] 圖6為本發(fā)明實(shí)施例中翼型的俯仰響應(yīng)示意圖；
[0062] 圖7為本發(fā)明實(shí)施例中頻率隨著模擬時(shí)間的增加而均勻增大的正弦陣風(fēng)信號(hào)示 意圖；
[0063] 圖8為本發(fā)明實(shí)施例中翼型陣風(fēng)響應(yīng)示意圖； W64] 圖9為本發(fā)明實(shí)施例中"I-COS"陣風(fēng)示意圖； 陽0化]圖10為多周期"I-COS"陣風(fēng)下控制器響應(yīng)示意圖；
[0066] 圖11為多周期"1-COS"陣風(fēng)下控制艙面的偏轉(zhuǎn)示意圖；
[0067] 圖12為本發(fā)明實(shí)施例中VonKcSrmcSn陣風(fēng)示意圖；
[0068] 圖13為VonK<5rm<5n陣風(fēng)下翼型俯仰開環(huán)響應(yīng)和采用FIR模型設(shè)計(jì)的控制器控制 下的響應(yīng)示意圖； W例 圖14為VonKcSrmcSn陣風(fēng)下采用FIR模型設(shè)計(jì)的控制器和GOFIR模型設(shè)計(jì)的控制 器的翼型響應(yīng)的對(duì)比示意圖；
[0070] 圖15為VonKcSrmcSn陣風(fēng)下，基于GOFIR模型的自適應(yīng)前饋控制器的控制艙面偏 轉(zhuǎn)不意圖； 陽071] 圖16為本發(fā)明的流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0072] 下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】進(jìn)行進(jìn)一步的詳細(xì)描述。
[0073] 本發(fā)明采用的陣風(fēng)減緩控制系統(tǒng)框圖如圖2所示，圖中可知，系統(tǒng)包括擾動(dòng)通道 和控制通道，擾動(dòng)通道的輸入陣風(fēng)Wg(t)，控制通道的輸入為陣風(fēng)測(cè)試信號(hào)兩，擾動(dòng)通道 的輸出信號(hào)為X(t)，控制通道的輸出為y(t)，響應(yīng)誤差e(t)為控制通道的反饋輸入信號(hào)； 所述控制通道中包括前饋控制