飞机偏航阻尼器的设计.docx
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飞机偏航阻尼器的设计
飞机偏航阻尼器的设计
一问题描述
飞机在飞行的过程中,必须具备一定的静稳定性和动稳定性。
许多飞机的荷兰滚模态的阻尼特性差,要求增加偏航阻尼来改善。
当飞机的荷兰滚模态的阻尼不足时,一般引入偏航速率(yawrate)信号作为反馈来增加阻尼,同时这样做也可以使驾驶员在驾驶飞机时减少很多困难。
飞机横向飞行时可用以下状态空间矢量表示
输入变量u:
副翼角aileronangle()
舵偏角rudderangle()
输出变量y:
侧滑角sideslipangle(pb)
偏航率bodyyawrate()
稳态偏航率stabilityaxisyawrate()
侧滑角估计值estimateofbeta()
其中状态变量x由以下四个分量组成:
侧滑角sideslipangle()
侧滚率bodyaxisrollrate(r)
偏航率bodyyawrate(p)
侧滚角bodyrollrate()
如图所示:
这里以H=35,000英尺,M=0.6马赫的情况为例,其状态空间描述为:
系统开环的特征值多项式
系统的零极点图
二设计要求:
在实际的飞行过程中,通常要求飞机的振荡时间能够较小,同时振荡幅度也不能过大,否则会使飞机在飞行过程中不稳,引起飞机上的乘客不适。
因此,偏行阻尼器的设计应该遵循以下几点:
1.良好的动态性能
2.较小的超调量
3.较短的调节时间
偏航阻尼器工程设计最关心的两个系统指标:
1.衰减速度:
系统离虚轴最近的闭环极点与虚轴间的距离记为,越大,系统的非零初态响应的衰减速度越快。
2.灵敏度:
一种表征控制系统性能受参数变化影响程度的量。
通常我们总是希望控制系统性能少受参数变化的影响,也即要求对参数变化有较低的灵敏度。
三选择方案:
可以选择的方案:
经典控制
采用H∞最优控制
1.经典控制设计方案
采用双环控制
其中
系统的传函
经典控制的系统零极点图
2.H∞最优控制设计方案
(1)H∞定义:
当用D表示复平面的一个开单位圆,D’表示闭单位圆,有这样一个复变函数f(z)在开单位圆内解析,若有
且满足
则称这类函数组成的空间为H∞空间。
对于多变量系统来说,因为在每一个频率点处都将得出一个矩阵,因此引入主导增益的概念来描述这类问题,就是在每一个频率点ω处传递函数阵中提取其最大奇异值,记作δ(ω),这样由δ(ω)随ω变化构成的曲线来描述系统的性能,这一曲线称为主导增益曲线。
设计H∞鲁棒控制器就是设计K(S)满足最优控制目标
反馈的选择
控制框图
(2)H∞控制的实现
选择
其中W1(S)和W3(S)按下述规则:
W1(jω)>1,0≤ω≤ωb,且W1(jω)<1,ω>ωb,W3(jω)<1,0≤ω≤ωb
H∞控制的实现:
构造中间矩阵
因此问题可以转化为实现
(3)问题的中心:
求出k阵使J最小
对于此问题J有规定的大小,易求得k
求出k阵
H∞控制的系统零极点图(单环)
(4)双环H∞控制:
单环的缺点:
对消零极点太靠近虚轴,可能导致系统不稳
解决方法:
为了避免上述情况,可以增加内环,移动零极点,而不影响系统的鲁棒性能
内环
整个系统仍旧可以表达为
H∞控制的系统零极点图(双环)
四仿真结果
单位阶跃响应(经典控制)
单位阶跃响应(H∞控制)
单位阶跃响应(对比)
五结论
H∞控制动态性能较好
H∞控制超调量小
H∞控制调节时间短
六参考资料
解学书,最优控制——理论与应用[M],清华大学出版社
吴受章,应用最优控制[M],西安交通大学出版社
梅生伟,现代鲁棒控制理论与应用,清华大学出版社
PeterM.Thompson,H∞robustcontrolsynthesisforafighterperformingacoordinatedbankturn
NACA,Atheoreticalmethodofanalyzingtheeffectsofyaw-damperdynamicsonthestabilityofanaircraftequippedwithasecond-orderyawdamper