JP3620907B2

JP3620907B2 - Servo control system for aircraft control surface

Info

Publication number: JP3620907B2
Application number: JP29845895A
Authority: JP
Inventors: 浩介佐藤; 毅三上
Original assignee: KYB Corp
Current assignee: KYB Corp
Priority date: 1995-11-16
Filing date: 1995-11-16
Publication date: 2005-02-16
Anticipated expiration: 2015-11-16
Also published as: JPH09136698A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は航空機の舵面のサーボ制御システムの改良に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の航空機の舵面操作の制御システムとして、例えば特開平３−１２７０７号公報によって、図８に示すようなものが提案されている。
【０００３】
これは、制御対象の固有振動数が変動しても安定した制御特性が得られるように、適応機構（適応制御）により制御対象の固有振動数を同定し、この固有振動数と合致するように補償器の係数を変更し、常に制御対象の固有振動数域でのゲイン余裕を確保するもので、固有振動数を同定するアルゴリズムにはＦＦＴ、ＰＳＤを利用している。
【０００４】
一般に制御におけるゲインを大きくすると応答性が良好となる反面、ゲインが大きくなる周波数域では共振が発生しやすいなど、制御システムは不安定になりやすい。制御対象の固有振動数域での共振を回避するため、例えばノッチフィルタにより特定の周波数域でのゲインを低め、安定性を確保することが考えられるが、航空機の舵面操作のように、制御対象の固有振動数が変動する場合には、この変動に伴ってノッチフィルタよる補償が無効となり、固有振動数が変動しても常に制御の安定性を維持できるというわけにはいかない。
【０００５】
そこで、上記した制御システムでは、制御対象の入出力データのパワースペクトル密度から、制御対象の周波数応答を推定することにより、制御対象の固有振動数を同定し、この固有振動数と合致するようにデジタルフィルタの係数列を設定して、常に最適なフィルタ効果を確保し、この結果、固有振動数が変動しても、その固有振動数域においてのゲイン余裕を確保し、常に安定した制御特性を維持することを可能にした。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、この制御システムでは適応機構を利用して、制御対象の変動する固有振動数を同定するため、コントローラへの実装が必ずしも容易ではないという問題があった。
【０００７】
つまり、コントローラには固有振動数同定のための適応機構として非線形特性が要求され、また、適応機構では制御対象のモデルを変動要素に応じて絶えず修正する必要があり、また変動があまり速いと追従できない。
【０００８】
そこで本発明は、制御対象の固有振動数がある範囲で変動しても常に安定した制御特性が得られると共に、実装が容易なコントローラを実現することの可能な航空機舵面のサーボ制御システムを提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】
第１の発明は、機体に取り付けた油圧アクチュエータにより操作される航空機の舵面操作を、目標値と舵面の制御量とが一致するように操作量を出力する補償器を備えたコントローラにより制御するサーボ制御システムにおいて、油圧アクチュエータ及び舵面を以下の式で与えられる固有振動数の変動を生じるモデルとして規定した制御対象と、制御対象の固有振動数のある定めた範囲の変動を、舵面等価質量と、舵面剛性、油圧等価剛性、機体取付剛性のうち油圧等価剛性及び機体取付剛性を無視して舵面剛性のみのパラメータ変動として扱う手段と、制御対象が前記範囲内で変動してもロバスト安定であるようにロバスト制御手法により設計された線形補償器とを備えることを特徴とする航空機舵面のサーボ制御システム。
【数７】

ただし、ωｎは固有振動数、Ｍは舵面等価質量、Ｋ１は舵面剛性、Ｋｏは油圧等価剛性、Ｋｃは機体取付剛性である。
【００１０】
第２の発明は、第１の発明において、線形補償器はＨ２制御、Ｈ∞制御、μ制御手法により設計される。
【００１１】
【作用】
本発明においては、例えば制御対象であるノミナルモデルが、ある範囲で変動してもロバスト安定であるように、固有振動数の変動を舵面等価質量、舵面剛性のパラメータ変動として扱い、ロバスト制御手法により設計された線形補償器を備えるため、実際の制御対象の固有振動数が所定の範囲内で変動しても、常に安定した制御特性が維持される。
【００１２】
【発明の実施の形態】
本発明の実施の態様を図面にしたがって説明する。
【００１３】
図１は制御系のブロック図、図２は制御対象の構成図であり、まず、図２において、１は後述するコントローラからの信号で作動するサーボ弁、２はサーボ弁１により制御される作動油に応じて作動する油圧アクチュエータである。油圧アクチュエータ２は機体８に取付けられると共に、その伸縮作動により舵面５の舵角を操作する。これら油圧アクチュエータ２及び舵面５は、後述するように固有振動数の変動を生じるモデル化された制御対象を構成する。３はアクチュエータ２の変位量を検出する検出器３である。
【００１４】
なお、図中のＫ_１は舵面５の概略の剛性、Ｍは同じく舵面５の概略等価質量、Ｋ_０はアクチュエータ２の概略の油圧等価剛性、Ｋ_ｃはアクチュエータ２の機体８への取付剛性をそれぞれ表す。
【００１５】
本発明では、ロバスト制御の手法としてＨ２制御を利用し、上記した舵面等価質量と舵面剛性の２つのパラメータが制御対象の固有振動数の変動に大きく関与することに着目し、実際の制御対象の固有振動数の変動を、これら舵面等価質量と舵面剛性のパラメータ変動として扱うことに特徴がある。
【００１６】
図１の制御系において、コントローラ１０は、制御対象Ｐ’を制御するための目標値ｒが入力すると共に制御対象Ｐ’の出力（制御量）ｙがフィードバックされる加算器１３と、これらの偏差ｅを解消するように操作量ｕを出力する補償器１４とから構成される。また、Ｐは制御対象Ｐ’の数学モデルとしてのノミナルモデル、また、Δａは制御対象Ｐ’がノミナルモデルＰから変動するとしたときの加法変動であり、このΔａに上記した舵面等価質量と舵面剛性のパラメータ変動を含ませる。
【００１７】
図３は、図１をもとに、これを一般化プラントとして表したもので、ここで、ＷｓとＷｔは設計重みで、ｚ_１とｚ_２は、それぞれ偏差ｅと操作量ｕに設計重みをつけた量を表す。
【００１８】
Ｗｔを大きくするとロバスト安定性が高くなり、Ｗｓを大きくすると制御系の応答性が高くなる。しかし、これらＷｔとＷｓはトレードオフの関係にあり、ロバスト安定性と応答性を同時に高くすることはできない。したがって、これらの設計重みを不必要に大きくしないようにすることが重要となる。
【００１９】
図４は舵面等価質量と舵面剛性のパラメータ変動をある一定の範囲に定めたときの加法変動Δａの一例であるが、Ｗｔの具体的な設定方法として、ＷｔがΔａを覆い、かつモデル変動の影響の少ない部分ではなるべく小さくなるように、図の点線で示すような特性に設定する。
【００２０】
そこで、公知のＨ２制御の設計手法に基づいて、次の評価関数
【００２１】
【数１】

【００２２】
を最小とする補償器Ｋを求める。なお、このＨ２制御に関しては、次の参考文献１，２に詳細に記載されているので、ここでは説明しない。
【００２３】
＊参考文献１：美多勉「Ｈ∞制御」昭晃堂６〜１２頁、１４１〜１４７頁
＊参考文献２：ＴｈｅＭａｔｈＷｏｒｋｓＩｎｃ「ロバストコントロールツールボックスユーザーズガイド」サイバネットシステム株式会社３５〜３７頁
以上の制御により、次のような作用を生じる。
【００２４】
図２において、制御対象の固有振動数ω_ｎとすると、
【００２５】
【数２】

【００２６】
として表すことができる。このことから、制御対象の固有振動数ω_ｎの変動は、舵面等価質量Ｍ、舵面剛性Ｋ_１、油圧等価剛性Ｋ_０、機体取付剛性Ｋ_ｃの４つのパラメータ変動で表すことができる。
【００２７】
Ｋ_ｃは剛性が高く、ω_ｎの変動への影響は少なく、また、制御系はフィードバック制御をとることにより、Ｋ_０が変動する影響はある程度抑えることができるので、Ｋ_０の変動はＭ，Ｋ_１に比較すると、ω_ｎの変動に及ぼす影響が小さい。これらのことから、制御対象の固有振動数ω_ｎの変動を、舵面等価質量Ｍと舵面剛性Ｋ_１のパラメータ変動に限って扱っても、信頼性は確保できる。
【００２８】
そこで、ＭとＫ_１のパラメータ変動を表す加法変動Δａによって固有振動数の変動を表すことができる。
【００２９】
図５はロバスト安定性についての説明のために、図１を変形したもので、この図５において、ａからｂの伝達関数が、次式、つまり
【００３０】
【数３】

【００３１】
を満たすとき、スモールゲイン定理によりロバスト安定である。また、図４において、
【００３２】
【数４】

【００３３】
となる関数Ｗｔを用いた次式、すなわち
【００３４】
【数５】

【００３５】
を満たすことができれば、第３式が成立するので、ロバスト安定の条件となる。したがって、この第５式を満足させる補償器Ｋは、Δａの変動に対してロバスト安定である。
【００３６】
以上のことから、ノミナルモデルＰがΔａの範囲で変動してもロバスト安定であるように設計重みＷｔを設定し、Ｈ２制御の設計手法により線形の補償器Ｋとして、実際の制御対象の固有振動数がΔａで制約される範囲内で変動しても安定した制御特性が得られる。
【００３７】
さらに、設計重みＷｓを調整することでロバスト安定性を保ちながら、制御系を高応答化することができる。なお、ロバスト安定性については、前記した参考文献１に詳細に記載されているので、説明は省略する。
【００３８】
次に図６の実施の態様を説明すると、これはモデルの変動の表現方法として、加法変動Δａの代わりに、乗法変動Δｍを採用したものであり、この場合にも加法変動Δａのときと同じような作用、効果を生じる。
【００３９】
同じく図７は、フィードバック型変動Δｆを用いた実施の態様であり、この場合も同様である。
【００４０】
なお、補償器Ｋの設計手法としては、Ｈ２制御の他にＨ∞制御、μ制御などのロバスト制御の手法が利用できる。
【００４１】
【発明の効果】
以上のように本発明によれば、制御対象の固有振動数の変動要素として、舵面等価質量と舵面剛性を用い、固有振動数のある定めた範囲の変動に対して常に安定となるロバスト制御設計された線形補償器を備えるので、非線形な適応機構（適応制御）が必要なく、コントローラへの実装が容易となる一方、線形補償器は逐次演算で実現できるので、コントローラのリアルタイム処理が容易となるという効果もある。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の態様を示す制御系のブロック図である。
【図２】制御対象の構成図である。
【図３】図１の内容を一般化プラントにより表したブロック図である。
【図４】加法変動Δａと設計重みＷｔとの関係を示す説明図である。
【図５】加法変動Δａのロバスト安定性を示すために図１の内容を変形して表したブロック図である。
【図６】他の実施の態様の要部を示すブロック図である。
【図７】さらに他の実施の態様の要部を示すブロック図である。
【図８】従来の制御系を示すブロック図である。
【符号の説明】
２サーボ弁
３油圧アクチュエータ
４舵面
１０コントローラ
１３加算器
１４補償器
Δａ加法変動
Ｐノミナルモデル[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to an improvement in a servo control system for an aircraft control surface.
[0002]
[Prior art]
As a conventional control system for controlling the control surface of an aircraft, for example, Japanese Patent Laid-Open No. 3-12707 proposes a control system as shown in FIG.
[0003]
This is because the natural frequency of the controlled object is identified by an adaptive mechanism (adaptive control) so that a stable control characteristic can be obtained even if the natural frequency of the controlled object fluctuates, so that it matches this natural frequency. The coefficient of the compensator is changed to always ensure a gain margin in the natural frequency range to be controlled. The algorithm for identifying the natural frequency uses FFT and PSD.
[0004]
In general, when the gain in the control is increased, the responsiveness is improved. On the other hand, the control system is likely to be unstable, for example, resonance easily occurs in the frequency range where the gain is increased. In order to avoid resonance in the natural frequency range of the controlled object, it may be possible to reduce the gain in a specific frequency range by using a notch filter, for example, to ensure stability. When the target natural frequency fluctuates, the compensation by the notch filter becomes invalid along with this fluctuation, and the stability of control cannot always be maintained even if the natural frequency fluctuates.
[0005]
Therefore, in the control system described above, the natural frequency of the controlled object is identified by estimating the frequency response of the controlled object from the power spectral density of the input / output data of the controlled object, so that it matches this natural frequency. By setting the coefficient sequence of the digital filter, the optimal filter effect is always ensured. As a result, even if the natural frequency fluctuates, the gain margin in the natural frequency range is ensured, and stable control characteristics are always obtained. Made it possible to maintain.
[0006]
[Problems to be solved by the invention]
However, since this control system uses an adaptive mechanism to identify the natural frequency of the control target that fluctuates, there is a problem in that it is not always easy to mount on the controller.
[0007]
In other words, the controller is required to have non-linear characteristics as an adaptive mechanism for identifying the natural frequency, and the adaptive mechanism must continually correct the model to be controlled according to the fluctuation factors, and if the fluctuation is too fast, it will follow. Can not.
[0008]
Accordingly, the present invention provides an aircraft control surface servo control system capable of achieving a stable control characteristic even when the natural frequency of a controlled object fluctuates within a certain range and realizing a controller that can be easily mounted. The purpose is to do.
[0009]
[Means for Solving the Problems]
1st invention controls the control surface operation of the aircraft operated by the hydraulic actuator attached to the fuselage by the controller provided with the compensator which outputs the operation amount so that the target value and the control amount of the control surface coincide with each other to the servo control system, a control object which defines the hydraulic actuator and the control surface as a model resulting in variation of the natural frequency is given by the following equation, the variation range which defines that a natural frequency of the controlled object, control surface Of the equivalent mass, control surface rigidity, hydraulic equivalent rigidity, and airframe mounting rigidity, the hydraulic equivalent rigidity and the airframe mounting rigidity are ignored, and the control object varies within the above range. An aircraft control surface servo control system comprising: a linear compensator designed by a robust control method so as to be robust and stable.
[Expression 7]

However, ωn is the natural frequency, M is the control surface equivalent mass, K1 is the control surface rigidity, Ko is the hydraulic equivalent rigidity, and Kc is the fuselage mounting rigidity.
[0010]
In a second aspect based on the first aspect, the linear compensator is designed by H2 control, H∞ control, and μ control methods.
[0011]
[Action]
In the present invention, for example, the fluctuation of the natural frequency is treated as a parameter variation of the control surface equivalent mass and the control surface rigidity so that the nominal model to be controlled is stable even if it fluctuates within a certain range. Since the linear compensator designed by the method is provided, stable control characteristics are always maintained even if the natural frequency of the actual controlled object fluctuates within a predetermined range.
[0012]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
[0013]
FIG. 1 is a block diagram of a control system, and FIG. 2 is a configuration diagram of a control target. First, in FIG. It is a hydraulic actuator that operates according to oil. The hydraulic actuator 2 is attached to the airframe 8 and operates the rudder angle of the rudder surface 5 by its telescopic operation. The hydraulic actuator 2 and the control surface 5 constitute a modeled control target that causes fluctuations in the natural frequency, as will be described later. Reference numeral 3 denotes a detector 3 that detects the amount of displacement of the actuator 2.
[0014]
Incidentally, the rigidity of the outline of K ₁ is the control surface 5 in the figure, M is also schematic equivalent mass of the control surface 5, the mounting of the K ₀ is a hydraulic equivalent stiffness Summary of the actuator 2, K _c is the body 8 of the actuator 2 Represents each stiffness.
[0015]
In the present invention, H2 control is used as a robust control method, and it is noted that the above two parameters of the control surface equivalent mass and the control surface rigidity are greatly involved in the fluctuation of the natural frequency of the control target. It is characterized in that the fluctuations of the natural frequency of the object are treated as parameter fluctuations of the control surface equivalent mass and control surface rigidity.
[0016]
In the control system of FIG. 1, the controller 10 includes an adder 13 to which a target value r for controlling the control target P ′ is input and an output (control amount) y of the control target P ′ is fed back, and a deviation between them. and a compensator 14 that outputs an operation amount u so as to eliminate e. Further, P is a nominal model as a mathematical model of the controlled object P ′, and Δa is an additive variation when the controlled object P ′ varies from the nominal model P. Include parameter variation of surface stiffness.
[0017]
FIG. 3 shows this as a generalized plant based on FIG. 1, where Ws and Wt are design weights, and z ₁ and z ₂ are design weights for the deviation e and the manipulated variable u, respectively. It represents the amount with.
[0018]
Increasing Wt increases robust stability, and increasing Ws increases responsiveness of the control system. However, these Wt and Ws are in a trade-off relationship, and robust stability and responsiveness cannot be increased at the same time. Therefore, it is important not to increase these design weights unnecessarily.
[0019]
FIG. 4 shows an example of the additive variation Δa when the parameter variation of the control surface equivalent mass and the control surface rigidity is set within a certain range. As a specific setting method of Wt, Wt covers Δa, and the model The characteristic is set as shown by the dotted line in the figure so as to be as small as possible in the portion where the influence of fluctuation is small.
[0020]
Therefore, based on a known H2 control design method, the following evaluation function:
[Expression 1]

[0022]
Find the compensator K that minimizes. The H2 control is described in detail in the following

references

1 and 2, and will not be described here.
[0023]
* Reference 1: Tsutomu Mita "H∞ Control" Shosendo 6-12, 141-147 * Reference 2: TheMathWorks Inc. "Robust Control Toolbox User's Guide" Cybernet System Co., Ltd. The following effects are produced.
[0024]
In FIG. 2, when the natural frequency ω _n of the controlled object is
[0025]
[Expression 2]

[0026]
Can be expressed as From this, the fluctuation of the natural frequency ω _n of the controlled object can be expressed by four parameter fluctuations of the control surface equivalent mass M, the control surface rigidity K ₁ , the hydraulic equivalent rigidity K ₀ , and the body attachment rigidity K _c .
[0027]
K _c is high rigidity, little effect on the variation of omega _n, also the control system by taking the feedback control, the effect of K ₀ varies can be suppressed to a certain extent, variations in K ₀ is M, When compared to K _1, a small impact on the change of ω _n. From these facts, reliability can be ensured even _if the fluctuation of the natural frequency ω _n of the controlled object is limited to the parameter fluctuation of the control surface equivalent mass M and the control surface rigidity K ₁ .
[0028]
Therefore, the fluctuation of the natural frequency can be expressed by an additive fluctuation Δa representing the parameter fluctuation of M and K ₁ .
[0029]
FIG. 5 is a modification of FIG. 1 for explaining the robust stability. In FIG. 5, the transfer function from a to b is expressed by the following equation:
[Equation 3]

[0031]
When satisfying, it is robust by the small gain theorem. In FIG.
[0032]
[Expression 4]

[0033]
The following equation using the function Wt becomes:
[Equation 5]

[0035]
If the above condition can be satisfied, the third expression is satisfied, which is a condition for robust stability. Therefore, the compensator K that satisfies this fifth equation is robust to variations in Δa.
[0036]
From the above, the design weight Wt is set so that it is stable even if the nominal model P fluctuates in the range of Δa, and the natural vibration of the actual controlled object is obtained as a linear compensator K by the design method of H2 control. Stable control characteristics can be obtained even if the number fluctuates within a range restricted by Δa.
[0037]
Furthermore, by adjusting the design weight Ws, the control system can be made highly responsive while maintaining robust stability. Note that the robust stability is described in detail in Reference Document 1 described above, and thus the description thereof is omitted.
[0038]
Next, the embodiment of FIG. 6 will be described. In this case, the variation of the model is expressed by adopting the multiplicative variation Δm instead of the additive variation Δa. Such an effect is produced.
[0039]
Similarly, FIG. 7 shows an embodiment using the feedback type fluctuation Δf, and this is also the case.
[0040]
As a design method for the compensator K, robust control methods such as H∞ control and μ control can be used in addition to H2 control.
[0041]
【The invention's effect】
As described above, according to the present invention, the control surface equivalent mass and the control surface rigidity are used as the fluctuation factors of the natural frequency of the control target, and the robustness that is always stable with respect to the fluctuation within a predetermined range of the natural frequency is achieved. Since the control-designed linear compensator is provided, a non-linear adaptive mechanism (adaptive control) is not required and it can be easily implemented in the controller. On the other hand, the linear compensator can be realized by sequential calculation, so the real-time processing of the controller is easy There is also an effect of becoming.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a block diagram of a control system showing an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a configuration diagram of a control target.
FIG. 3 is a block diagram showing the contents of FIG. 1 by a generalized plant.
FIG. 4 is an explanatory diagram showing a relationship between an additive variation Δa and a design weight Wt.
FIG. 5 is a block diagram showing a modification of the contents of FIG. 1 to show the robust stability of the additive variation Δa.
FIG. 6 is a block diagram showing a main part of another embodiment.
FIG. 7 is a block diagram showing a main part of still another embodiment.
FIG. 8 is a block diagram showing a conventional control system.
[Explanation of symbols]
2 Servo valve 3 Hydraulic actuator 4 Control surface 10 Controller 13 Adder 14 Compensator Δa Additive fluctuation P Nominal model

Claims

In a servo control system that controls a control surface of an aircraft operated by a hydraulic actuator attached to the airframe by a controller having a compensator that outputs an operation amount so that the target value and the control amount of the control surface coincide with each other,
A control object that defines the hydraulic actuator and the control surface as a model that causes fluctuations in the natural frequency given by the following equation :
The fluctuation of a certain range of the natural frequency of the control target is calculated by changing the control surface equivalent mass, control surface stiffness, hydraulic equivalent stiffness, and fuselage mounting stiffness while ignoring the hydraulic equivalent stiffness and fuselage mounting stiffness. Means to treat it as a parameter variation;
An aircraft control surface servo control system comprising: a linear compensator designed by a robust control method so that the object to be controlled is robust even if it varies within the range.

However, ωn is the natural frequency, M is the control surface equivalent mass, K1 is the control surface rigidity, Ko is the hydraulic equivalent rigidity, and Kc is the fuselage mounting rigidity.