一种计算无人机飞行控制系统相位稳定裕度的方法与流程

1.本发明涉及航空飞行控制技术领域，具体是指一种计算无人机飞行控制系统相位稳定裕度的方法。


背景技术：

2.目前，随着无人机技术的发展，无人机的控制系统得到了越来越多的关注。为了提高无人机的安全性和可靠性，无人机控制系统需要对时延具有一定的容忍能力。
3.在设计无人机控制器时往往会忽视如传感器，作动器等带来的时延。对于无人机而言，如果时延超过无人机可容忍范围，原本稳定的无人机控制系统会变得不稳定。工程上要求控制系统剩余相位稳定裕度应当不小于45度，若小于45度，则认为系统不稳定，因此，需要提出一种考虑时间延迟影响的飞行控制系统剩余相位稳定裕度的计算方法。


技术实现要素：

4.本发明的目的在于提供一种相对简单，且易实施，具有较强的工程实用性的计算无人机飞行控制系统相位稳定裕度的方法。
5.本发明通过下述技术方案实现：一种计算无人机飞行控制系统相位稳定裕度的方法，包括以下步骤：
6.(1)获取飞行控制系统的开环相角稳定裕度；
7.(2)根据飞行控制系统的环节构成，分析确定控制系统每个环节存在的时间延迟，并累加控制系统中所有环节的时间延迟，获得飞行控制系统总的时间延迟；
8.(3)根据获得飞行控制系统的开环相角稳定裕度和总的时间延迟，通过相位稳定裕度的计算公式求取飞行控制系统的剩余相位稳定裕度。
9.为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述步骤(1)中，所述飞行控制系统的开环相角稳定裕度是通过频域分析方法获得。
10.为了更好地实现本发明的方法，进一步地，使用频域分析方法获得飞行控制系统的开环相角稳定裕度的具体过程为：绘制飞行控制系统的开环伯德图，从伯德图中获取飞行控制系统的开环相位稳定裕度。
11.为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述步骤(2)中，所述飞行控制系统的环节构成包括传感器环节、飞行控制计算机环节、以及伺服作动机构环节。
12.为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述传感器环节的时间延迟通过产品性能说明书中获得，所述飞行控制计算机环节的时间延迟通过飞控计算机解算周期获得，所述伺服作动机构环节的时间延迟通过产品性能说明书中获得。
13.为了更好地实现本发明的方法，进一步地，所述步骤(3)中，求取飞行控制系统的剩余相位稳定裕度的具体过程为：
14.(3.1)利用伯德图确定飞行控制系统的截止频率后，就可确定飞行控制系统因时间延迟降低的相位稳定裕度，具体计算公式如下：
15.p
delay
＝ωc·
t
delay
16.其中，ωc为飞行控制系统的截止频率，p
delay
为飞行控制系统因时间延迟降低的相位稳定裕度，t
delay
为飞行控制系统总的时间延迟；
17.(3.2)利用获取的飞行控制系统的开环相角稳定裕度减去飞行控制系统因时间延迟降低的相位稳定裕度，即得飞行控制系统剩余的相位稳定裕度，具体计算公式如下：
18.p
rest
＝p
m-p
delay
19.其中，p
rest
为飞行控制系统剩余的相位稳定裕度，p
delay
为飞行控制系统因时间延迟降低的相位稳定裕度，pm为飞行控制系统的开环相角稳定裕度。
20.本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：
21.本发明利用截止频率、时间延迟以及相位稳定裕度之间的关系，实现了对飞行控制系统剩余相位稳定裕度的计算，为分析飞行控制系统的安全性和可靠性提供重要依据，其过程简单且易实施，具有很高的工程应用价值。
附图说明
22.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其他特征、目的和优点将会变得更为明显：
23.图1为本发明中计算无人机飞行控制系统剩余相位稳定裕度的流程图；
24.图2为本发明中无人机飞行控制系统开环伯德图示例。
具体实施方式
25.为使本发明的目的、工艺条件及优点作用更加清楚明白，结合以下实施实例，对本发明作进一步详细说明，但本发明的实施方式不限于此，在不脱离本发明上述技术思想情况下，根据本领域普通技术知识和惯用手段，做出各种替换和变更，均应包括在本发明的范围内，此处所描述的具体实施实例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
26.实施例1：
27.本实施例提供一种计算无人机飞行控制系统相位稳定裕度的方法，如图1所示，具体步骤如下：
28.步骤1：通过频域分析方法绘制飞行控制系统的开环伯德图，从伯德图中获取飞行控制系统的开环相位稳定裕度pm；
29.步骤2：根据飞行控制系统的构成，确定飞行控制系统各构成环节存在的时间延迟，通过累加方式计算确定飞行控制系统时间延迟t
delay
；
30.步骤3：通过时间延迟对相位稳定裕度影响的计算公式求取飞行控制系统的剩余相位稳定裕度。
31.飞行控制系统构成环节有：传感器、飞控计算机和伺服作动机构，传感器环节和伺服作动机构环节的时间延迟可从产品性能说明书中获得，飞控计算机环节的时间延迟为飞控计算机解算周期。
32.累加系统中所有环节的时间延迟(包括传感器环节时间延迟t1、伺服作动机构环节时间延迟t2、飞控计算机环节时间延迟t3)即得到飞行控制系统时间延迟，其数学表达式为：
33.t
delay
＝t1 t2 t334.进一步的，利用伯德图确定系统的截止频率ωc后，就可确定飞行控制系统因时间延迟降低的相位稳定裕度为：
35.p
delay
＝ωc·
t
delay
36.进而确定飞行控制系统剩余相位稳定裕度为：
37.p
rest
＝p
m-p
delay
38.其中，p
rest
为飞行控制系统剩余的相位稳定裕度，p
delay
为因时间延迟降低的相位稳定裕度，pm开环系统的相位稳定裕度。
39.实施例2：
40.本实施例在实施例1的基础上，提供了具体实例，如图2所示是飞行控制系统伯德图示例，飞行控制系统截止频率定义为系统开环伯德图在幅值为-3db处的频率，开环系统的相位稳定裕度定义为幅值特性曲线穿越0db时对应的相位特性曲线的相位值。对于图2所示的系统，截止频率为ωc＝1.03rad/s，即6.472度/s，相位稳定裕度为pm＝70.3度。假设传感器环节的时间延迟为t1＝40ms，伺服作动机构环节的时间延迟为t2＝40ms，飞控计算机环节的时间延迟为t3＝20ms，累加各环节即得到系统延迟时间为t
delay
＝t1 t2 t3＝100ms，即t
delay
＝0.1s。于是，飞行控制系统因时间延迟降低的相位稳定裕度为：p
delay
＝ωc·
t
delay
＝6.472
×
0.1＝0.65度，进而得到飞行控制系统剩余相位稳定裕度为：p
rest
＝p
m-p
delay
＝70.3度-0.65度＝69.7度。
41.尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。