基于PWPF調(diào)制技術(shù)的飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

陳宣文，孟 強(qiáng)，田 浩

(航空工業(yè)西安航空計(jì)算技術(shù)研究所，西安 710068)

0 引言

隨著現(xiàn)代航空事業(yè)的高速發(fā)展和技術(shù)的不斷革新，飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)也在不斷地改進(jìn)和提高，飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)是航空事業(yè)中最為核心、最為關(guān)鍵的組成部分之一，它對(duì)飛行安全、穩(wěn)定性和舒適度有著重要的影響[1-3]。飛行姿態(tài)就是指飛行器設(shè)備的三軸坐標(biāo)在空間環(huán)境中相對(duì)于某一條參考軸線、某個(gè)特定參考平面、某固定坐標(biāo)系統(tǒng)的節(jié)點(diǎn)狀態(tài)[4]。對(duì)于飛行器設(shè)備而言，飛行姿態(tài)既決定飛機(jī)的行進(jìn)動(dòng)向，也影響飛行高度與方向[5]。對(duì)于飛機(jī)飛行姿態(tài)的控制就是為使其行進(jìn)軌跡在多波段范圍內(nèi)都能得到按需調(diào)制，且這種控制指令的實(shí)現(xiàn)完全借助軟件執(zhí)行程序[6-8]。飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件必須具備高效、準(zhǔn)確、穩(wěn)定的控制能力，同時(shí)適應(yīng)不同的環(huán)境變化，保證飛機(jī)飛行過程中的安全、穩(wěn)定和舒適性。為此，相關(guān)領(lǐng)域研究學(xué)者紛紛對(duì)飛機(jī)飛行姿態(tài)控制做出了研究。

文獻(xiàn)[9]設(shè)計(jì)基于STM32的多傳感器控制系統(tǒng)按照四元數(shù)互補(bǔ)濾波算法，對(duì)飛機(jī)飛行姿態(tài)進(jìn)行解算，再聯(lián)合采集到的姿態(tài)數(shù)據(jù)樣本，實(shí)現(xiàn)對(duì)軌跡節(jié)點(diǎn)的精準(zhǔn)計(jì)算。文獻(xiàn)[10]設(shè)計(jì)面向半實(shí)物仿真飛行平臺(tái)的測(cè)試系統(tǒng)，根據(jù)飛行測(cè)試參數(shù)，模擬控制指令運(yùn)行程序，再通過量化分析的方式，確定程序指令執(zhí)行原則。文獻(xiàn)[11]提出基于Port Hamiltonian系統(tǒng)的固定翼飛機(jī)飛行控制方法。利用Port Hamiltonian系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)建模，設(shè)計(jì)了靜態(tài)反饋控制律，利用開環(huán)系統(tǒng)的Port Hamiltonian系統(tǒng)設(shè)計(jì)控制李亞普諾夫函數(shù)。所需飛行條件的漸近穩(wěn)定性在大的吸引力區(qū)域內(nèi)得到保證。然而上述3種方法并不能在X波、C波、S波、L波的全域波頻范圍內(nèi)，實(shí)現(xiàn)對(duì)行進(jìn)軌跡的有效控制，故而并不完全符合實(shí)際應(yīng)用訴求。

為解決上述問題，設(shè)計(jì)基于脈寬脈頻(PWPF，pulse-width pulse-frequency)調(diào)制技術(shù)的飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件。PWPF是基于脈寬脈頻的波信號(hào)調(diào)制方法，可以自由協(xié)調(diào)脈沖波的寬度與頻率水平，從而按照既定波頻原則將連續(xù)控制量等效成為與之對(duì)應(yīng)的離散控制量。飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件根據(jù)時(shí)鐘配置情況，設(shè)置CAN通信接口，并檢測(cè)導(dǎo)航儀與舵機(jī)狀態(tài)，結(jié)合偏航距離校正結(jié)果，優(yōu)化核心控制程序。建立自抗擾閉環(huán)，使用PWPF調(diào)制技術(shù)進(jìn)行控制機(jī)制定義和二次規(guī)劃函數(shù)求解，在對(duì)反步控制器進(jìn)行非線性建模的基礎(chǔ)上，基于PWPF調(diào)制技術(shù)設(shè)計(jì)飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)。

1 各軟件模塊功能的設(shè)計(jì)

飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件功能的實(shí)現(xiàn)需要時(shí)鐘模塊、CAN通信接口、核心程序指令等多個(gè)部分的共同配合，各軟件模塊的總體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件模塊總體結(jié)構(gòu)

如圖1所示，偏航距離校正模塊、時(shí)鐘模塊及導(dǎo)航儀、舵機(jī)狀態(tài)檢測(cè)模塊均由CAN通信接口實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)樣本的輸入與輸出，并傳輸至核心控制程序，實(shí)現(xiàn)各模塊數(shù)據(jù)的傳輸與控制。本章節(jié)將針對(duì)其具體設(shè)計(jì)方法展開研究。

1.1 時(shí)鐘配置

時(shí)鐘是飛機(jī)飛行姿態(tài)控制指令的循環(huán)回路，負(fù)責(zé)精準(zhǔn)協(xié)調(diào)時(shí)間，并可以根據(jù)信號(hào)樣本的單位輸出總量，判斷當(dāng)前情況下時(shí)鐘回路的配置情況是否與控制指令的執(zhí)行需求相匹配[12]。從宏觀角度來(lái)看，時(shí)鐘回路內(nèi)必須安排多個(gè)CAN通信接口，且在程序指令傳輸過程中，這些接口組織必須對(duì)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行同向傳輸處理，如果在軟件系統(tǒng)執(zhí)行周期內(nèi)，存在通信接口與數(shù)據(jù)樣本不匹配的情況，那么就有可能出現(xiàn)控制指令不及時(shí)運(yùn)行的問題。對(duì)于時(shí)鐘回路的配置，要求飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)樣本的單位累積量必須小于軟件控制系統(tǒng)對(duì)程序指令文本的最大存儲(chǔ)量[13]。飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)樣本單位累積量的求解滿足如下表達(dá)式：

(1)

(2)

1.2 CAN通信接口

CAN通信接口負(fù)責(zé)飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)樣本的輸入與輸出，在指令程序符合差分信號(hào)查詢?cè)瓌t、時(shí)鐘回路支持CAN2.0協(xié)議文本的情況下，軟件控制系統(tǒng)通信接口對(duì)于數(shù)據(jù)樣本的傳輸速率可以達(dá)到1 Mbit/s。CAN2.0協(xié)議文本、差分信號(hào)查詢?cè)瓌t同時(shí)作用于CAN通信接口的主要作用機(jī)制，可以在接收時(shí)鐘回路輸出的飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)樣本的同時(shí)，經(jīng)過多次轉(zhuǎn)換處理，制定控制指令文本，從而使得系統(tǒng)主機(jī)能夠在多波段范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)姿態(tài)節(jié)點(diǎn)的按需調(diào)度與控制[14]。具體的CAN通信接口運(yùn)行原則如圖2所示。

圖2 CAN通信接口運(yùn)行原則

(3)

如果對(duì)飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)樣本進(jìn)行重復(fù)取值，則有可能導(dǎo)致控制程序出現(xiàn)重復(fù)執(zhí)行的情況，因此為解決上述問題，v1≠v2≠…≠vn的不等式取值條件必須成立。

1.3 導(dǎo)航儀與舵機(jī)狀態(tài)的檢測(cè)

導(dǎo)航儀與舵機(jī)狀態(tài)的檢測(cè)可以驗(yàn)證CAN通信接口對(duì)于飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)的傳輸能力，因此在設(shè)計(jì)軟件控制系統(tǒng)的過程中，還應(yīng)對(duì)公式(2)所求得結(jié)果進(jìn)行重新賦值。

1.3.1 導(dǎo)航儀狀態(tài)檢測(cè)

導(dǎo)航儀狀態(tài)檢測(cè)就是對(duì)飛機(jī)導(dǎo)航儀設(shè)備運(yùn)行能力的檢測(cè)，對(duì)于軟件控制系統(tǒng)而言，在協(xié)調(diào)飛行軌跡時(shí)，各個(gè)姿態(tài)節(jié)點(diǎn)所處位置都會(huì)對(duì)導(dǎo)航儀設(shè)備運(yùn)行能力造成影響。導(dǎo)航儀狀態(tài)檢測(cè)表達(dá)式如下：

(4)

其中：τ1表示飛機(jī)行進(jìn)軌跡內(nèi)符合導(dǎo)航儀檢測(cè)規(guī)則的姿態(tài)節(jié)點(diǎn)定義參數(shù)，υ1表示符合導(dǎo)航儀檢測(cè)規(guī)則的數(shù)據(jù)樣本傳輸參數(shù)。

1.3.2 舵機(jī)狀態(tài)檢測(cè)

舵機(jī)狀態(tài)檢測(cè)可以理解為對(duì)飛機(jī)舵機(jī)元件運(yùn)行速率的檢測(cè)，為使軟件系統(tǒng)能夠?qū)︼w行姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行有效控制，要求舵機(jī)設(shè)備運(yùn)行速率必須處于穩(wěn)定狀態(tài)。舵機(jī)狀態(tài)檢測(cè)表達(dá)式如下：

(5)

式中，τ2表示飛機(jī)行進(jìn)軌跡符合舵機(jī)檢測(cè)規(guī)則的姿態(tài)節(jié)點(diǎn)定義參數(shù)，υ2表示符合舵機(jī)檢測(cè)規(guī)則的數(shù)據(jù)樣本傳輸參數(shù)。由于軟件控制系統(tǒng)無(wú)法協(xié)調(diào)非正常情況下的飛機(jī)飛行姿態(tài)，所以默認(rèn)在檢測(cè)導(dǎo)航儀與舵機(jī)狀態(tài)時(shí)，不存在設(shè)備元件非正常運(yùn)行的情況。

1.4 偏航距離校正

進(jìn)行飛行狀態(tài)后，導(dǎo)航儀與舵機(jī)設(shè)備會(huì)不停地向軟件控制系統(tǒng)主機(jī)發(fā)送飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)。那么在正式完成軟件設(shè)計(jì)之前，就需要對(duì)飛機(jī)偏航距離進(jìn)行校正[16]。因?yàn)樵趩为?dú)控制一個(gè)飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)樣本時(shí)，導(dǎo)航儀與舵機(jī)設(shè)備的運(yùn)行狀態(tài)都只能對(duì)應(yīng)單一的控制程序指令，故而只要發(fā)生多樣本共同傳輸?shù)那闆r，就有可能導(dǎo)致飛行軌跡出現(xiàn)錯(cuò)誤分布的情況，而在完成偏航距離校正后，就可以打破飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)樣本與控制程序指令之間的單一對(duì)應(yīng)關(guān)系，從而使得軟件系統(tǒng)主機(jī)能夠?qū)ψ藨B(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行有效控制。完整的飛機(jī)飛行姿態(tài)偏航距離校正處理原理如圖3所示。

圖3 偏航距離校正原理

設(shè)O1(x1，y1)為實(shí)際飛行姿態(tài)節(jié)點(diǎn)，O2(x2，y2)為偏航距離校正后的飛行姿態(tài)節(jié)點(diǎn)，α1為實(shí)際姿態(tài)節(jié)點(diǎn)與坐標(biāo)原點(diǎn)O(x0，y0)之間的夾角，α2為校正后節(jié)點(diǎn)與坐標(biāo)原點(diǎn)的夾角，α為α1與α2的合角。聯(lián)立上述物理量，可將偏航距離校正表達(dá)式定義為：

(6)

理想狀態(tài)下，點(diǎn)O1應(yīng)與點(diǎn)O2完全重合，因此數(shù)值方面，角α既可以等于α1+α2，也可以等于α1或者α2，只不過后兩者的實(shí)現(xiàn)條件更加苛刻。

1.5 核心控制程序

核心控制程序是軟件控制系統(tǒng)運(yùn)行所遵循的基礎(chǔ)程序文本，影響軟件執(zhí)行設(shè)備對(duì)導(dǎo)航儀與舵機(jī)狀態(tài)的檢測(cè)結(jié)果，作為偏航距離校正表達(dá)式的補(bǔ)充說明條件，其執(zhí)行需要CAN通信接口的配合，因此相較于其他類型的程序文本，在飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件中，運(yùn)行核心控制程序所受到的限制作用更加明顯。由于飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件的設(shè)計(jì)遵循PWPF調(diào)制技術(shù)，而后者的執(zhí)行包括順序、亂序兩種方向性措施，所以軟件控制系統(tǒng)核心程序的執(zhí)行也包括順序執(zhí)行、亂序執(zhí)行兩種方式。

1)順序執(zhí)行原則(如圖4)：指的是編碼數(shù)據(jù)與程序文本保持一一對(duì)應(yīng)關(guān)系、且指向性序列不發(fā)生交叉的程序運(yùn)行方式，對(duì)于飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件而言，大多數(shù)程序指令的執(zhí)行都滿足順序原則。

圖4 順序執(zhí)行原則

2)亂序執(zhí)行原則(如圖5)：指的是編碼數(shù)據(jù)與程序文本保持一一對(duì)應(yīng)關(guān)系、但指向性序列發(fā)生明顯交叉的程序運(yùn)行方式，相較于順序執(zhí)行原則，符合該類型執(zhí)行原則的程序指令相對(duì)較少。

圖5 亂序執(zhí)行原則

如果程序文本同時(shí)符合順序與亂序原則，那么前者的執(zhí)行等級(jí)更高。

2 基于PWPF調(diào)制技術(shù)的控制機(jī)制

PWPF調(diào)制技術(shù)作為飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件的執(zhí)行基礎(chǔ)，可以在自抗擾閉環(huán)結(jié)構(gòu)中進(jìn)行靜態(tài)調(diào)制，并根據(jù)飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)的當(dāng)前傳輸狀態(tài)，求解二次規(guī)劃函數(shù)表達(dá)式。

2.1 自抗擾閉環(huán)結(jié)構(gòu)

自抗擾閉環(huán)結(jié)構(gòu)是PWPF調(diào)制技術(shù)的基礎(chǔ)執(zhí)行單位，由外環(huán)門控制機(jī)制、內(nèi)環(huán)門控制機(jī)制、PWPF調(diào)相等多個(gè)環(huán)節(jié)共同組成。外環(huán)門控制機(jī)制負(fù)責(zé)處理飛機(jī)飛行姿態(tài)角指令，是自抗擾閉環(huán)結(jié)構(gòu)中的首個(gè)判別環(huán)節(jié)，接受軟件控制系統(tǒng)核心程序的直接調(diào)度，其所輸出程序文本影響偏航距離的校正處理結(jié)果[17]。內(nèi)環(huán)門控制機(jī)制是外環(huán)門控制機(jī)制的下級(jí)判別環(huán)節(jié)，具有一定的辨別能力，能夠根據(jù)飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)的傳輸狀態(tài)，判斷CAN通信接口對(duì)于軟件程序指令的剩余承載能力。PWPF調(diào)相是自抗擾閉環(huán)結(jié)構(gòu)中的核心環(huán)節(jié)，向下控制軟件系統(tǒng)的時(shí)鐘回路，能夠?qū)波、C波等多種波段信息進(jìn)行聚合處理，并按照自抗擾積分算法，再次制定姿態(tài)角指令文本，從而實(shí)現(xiàn)程序指令在軟件控制系統(tǒng)內(nèi)的循環(huán)運(yùn)行。完整的自抗擾閉環(huán)結(jié)構(gòu)布局形式如圖6所示。

時(shí)鐘回路可以同時(shí)辨別多種不同的波段信息，且軟件控制系統(tǒng)的最主要執(zhí)行目的就是在多波段對(duì)飛機(jī)行進(jìn)軌跡進(jìn)行同時(shí)調(diào)節(jié)，所以自抗擾閉環(huán)結(jié)構(gòu)按照積分算法編寫姿態(tài)角指令時(shí)，不需對(duì)波段信息進(jìn)行細(xì)致區(qū)分。

2.2 PWPF調(diào)制的靜態(tài)作用

(7)

飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)出現(xiàn)取值方向不一致時(shí)，表示飛機(jī)正在進(jìn)行往復(fù)行進(jìn)任務(wù)，此時(shí)可對(duì)正、負(fù)方向上映射投影向量的最大與最小取值結(jié)果進(jìn)行求取平均值處理。

2.3 二次規(guī)劃函數(shù)

二次規(guī)劃函數(shù)從函數(shù)建模的角度對(duì)PWPF調(diào)制技術(shù)的作用表達(dá)式進(jìn)行定義，在靜態(tài)作用條件下，可以通過飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)二次取值的方式，確定軟件系統(tǒng)對(duì)數(shù)據(jù)樣本的處理能力，在偏航距離校正參量達(dá)標(biāo)的情況下，函數(shù)表達(dá)式所帶來(lái)的約束作用與軟件系統(tǒng)的執(zhí)行能力完全相同[19]。

基于PWPF調(diào)制技術(shù)的二次規(guī)劃函數(shù)表達(dá)式為：

(8)

其中：?表示既定飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)的二次取值結(jié)果，h表示基于PWPF調(diào)制技術(shù)所選取的數(shù)據(jù)樣本規(guī)劃參量。特定情況下(如持續(xù)加速或持續(xù)減速運(yùn)動(dòng))，飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)的取樣結(jié)果必然出現(xiàn)不規(guī)律的情況，此時(shí)所求得二次規(guī)劃函數(shù)只有部分表達(dá)式與軟件系統(tǒng)的執(zhí)行能力保持一致，對(duì)于非規(guī)律性樣本的計(jì)算，則可以采用連續(xù)取樣的方式，使其能夠在更小的數(shù)值區(qū)域內(nèi)呈現(xiàn)出規(guī)律分布的狀態(tài)[20]。

3 飛機(jī)飛行姿態(tài)控制行為建模

飛機(jī)飛行姿態(tài)控制行為建模就是按照PWPF調(diào)制技術(shù)作用原則，所求解的控制作用約束表達(dá)式，包括反步控制器定義與非線性建模表達(dá)式求解。

3.1 反步控制器

在飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件中，反步控制器是執(zhí)行PWPF調(diào)制指令的核心機(jī)制，能夠按照期望行進(jìn)軌跡，采集飛行姿態(tài)信息，并按照二次規(guī)劃函數(shù)表達(dá)式，實(shí)現(xiàn)對(duì)節(jié)點(diǎn)信息參量的按需調(diào)節(jié)[21-22]。選擇反步控制器閉環(huán)中的一個(gè)關(guān)鍵軌跡對(duì)象，并求解與該軌跡節(jié)點(diǎn)相關(guān)的姿態(tài)信息定義條件，具體定義式如下：

(9)

在式(9)的基礎(chǔ)上，設(shè)μ、ν表示兩個(gè)不相等的反步調(diào)試參數(shù)，且μ≠0、ν≠0的不等式取值條件同時(shí)成立，聯(lián)立公式(8)，可將反步控制器機(jī)制的運(yùn)行表達(dá)式定義為：

(10)

由于反步控制器機(jī)制的設(shè)置遵循PWPF調(diào)制技術(shù)，所以閉環(huán)機(jī)制所提取到的飛機(jī)飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)可供控制系統(tǒng)軟件的直接調(diào)取與利用。

3.2 非線性建模表達(dá)式

(11)

至此，實(shí)現(xiàn)對(duì)相關(guān)參數(shù)指標(biāo)的計(jì)算與處理，在PWPF調(diào)制技術(shù)的支持下，完成對(duì)飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件的設(shè)計(jì)。

4 實(shí)例分析

4.1 實(shí)驗(yàn)原理與流程

本次實(shí)驗(yàn)的主要目的是驗(yàn)證所選用系統(tǒng)軟件能否對(duì)飛機(jī)飛行姿態(tài)進(jìn)行有效控制。在實(shí)際應(yīng)用過程中，飛機(jī)行進(jìn)軌跡必須適應(yīng)多種不同的波頻信號(hào)，對(duì)于控制系統(tǒng)軟件而言，若在波頻信號(hào)的全部波頻范圍內(nèi)都存在飛機(jī)行進(jìn)位移，則表示系統(tǒng)軟件能夠?qū)︼w行姿態(tài)進(jìn)行有效控制；如果波頻范圍內(nèi)不存在飛機(jī)行進(jìn)位移或行進(jìn)位移只能存在于部分波頻范圍內(nèi)，則表示系統(tǒng)軟件對(duì)于飛機(jī)飛行姿態(tài)的控制能力相對(duì)有限。

本次實(shí)驗(yàn)選用X波、C波、S波、L波四類波頻信號(hào)，其波頻范圍及具體波長(zhǎng)如表1所示。

表1 波頻范圍與波長(zhǎng)

在四類波頻信號(hào)作用下，分別記錄飛機(jī)行進(jìn)位移。

本次實(shí)驗(yàn)具體實(shí)施流程如下：

1)選擇基于PWPF調(diào)制技術(shù)的飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件作為實(shí)驗(yàn)組方法，基于STM32的多傳感器控制系統(tǒng)作為對(duì)照(1)組實(shí)驗(yàn)方法，面向半實(shí)物仿真飛行平臺(tái)的測(cè)試系統(tǒng)作為對(duì)照(2)組實(shí)驗(yàn)方法；

2)改變信號(hào)波長(zhǎng)，使信號(hào)波頻分別與X波、C波、S波、L波的波頻范圍相符合；

3)記錄4種不同波頻信號(hào)作用下，飛機(jī)行進(jìn)位移的數(shù)值變化情況；

4)根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，總結(jié)實(shí)驗(yàn)規(guī)律。

4.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

圖7～10反映了飛機(jī)行進(jìn)位移的具體數(shù)值變化情況。

圖7 飛機(jī)飛行姿態(tài)曲線(X波)

圖8 飛機(jī)飛行姿態(tài)曲線(C波)

圖9 飛機(jī)飛行姿態(tài)曲線(S波)

圖10 飛機(jī)飛行姿態(tài)曲線(L波)

X波的波頻范圍內(nèi)：實(shí)驗(yàn)組、對(duì)照組系統(tǒng)軟件作用下，主機(jī)元件都可以捕捉到完整的飛機(jī)飛行姿態(tài)曲線，且對(duì)照(1)組、對(duì)照(2)組飛機(jī)的飛行位移明顯大于實(shí)驗(yàn)組。

C波的波頻范圍內(nèi)：實(shí)驗(yàn)組、對(duì)照組系統(tǒng)軟件作用下，主機(jī)元件依然可以捕捉到完整的飛機(jī)飛行姿態(tài)曲線，然而對(duì)照(1)組、對(duì)照(2)組飛機(jī)飛行位移卻出現(xiàn)了明顯下降的變化態(tài)勢(shì)，實(shí)驗(yàn)組飛行位移卻依然保持持續(xù)升高的數(shù)值變化狀態(tài)。

S波的波頻范圍內(nèi)：實(shí)驗(yàn)組、對(duì)照(2)組系統(tǒng)軟件作用下，主機(jī)元件可以捕捉到完整的飛機(jī)飛行姿態(tài)曲線，但明顯前者的數(shù)值水平更高；對(duì)照(1)組系統(tǒng)軟件作用下，當(dāng)波頻達(dá)到8.0 GHz時(shí)，飛機(jī)飛行位移已經(jīng)為零，表示當(dāng)前時(shí)刻，主機(jī)元件無(wú)法捕捉到飛機(jī)的飛行姿態(tài)曲線。

L波的波頻范圍內(nèi)：實(shí)驗(yàn)組系統(tǒng)軟件作用下，主機(jī)元件可以捕捉到完整的飛機(jī)飛行姿態(tài)曲線，但其數(shù)值水平存在明顯變化狀態(tài)；對(duì)照(1)組系統(tǒng)軟件作用下，主機(jī)元件始終無(wú)法捕捉到飛機(jī)飛行姿態(tài)曲線；對(duì)照(2)組系統(tǒng)軟件作用下，當(dāng)波頻達(dá)到9.6 GHz時(shí)，主機(jī)元件無(wú)法捕捉到飛機(jī)的飛行姿態(tài)曲線。

綜上可知，基于STM32的多傳感器控制系統(tǒng)、面向半實(shí)物仿真飛行平臺(tái)的測(cè)試系統(tǒng)作用下，系統(tǒng)軟件對(duì)于飛機(jī)飛行姿態(tài)的控制能力均會(huì)受到一定的限制性影響，不滿足多波段同時(shí)調(diào)節(jié)飛機(jī)行進(jìn)軌跡的應(yīng)用需求，而在基于PWPF調(diào)制技術(shù)的飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件的作用下，系統(tǒng)軟件始終可以對(duì)飛機(jī)飛行姿態(tài)進(jìn)行有效控制，與其他系統(tǒng)軟件相比，更符合多波段同時(shí)調(diào)節(jié)飛機(jī)行進(jìn)軌跡的實(shí)際應(yīng)用需求。

5 結(jié)束語(yǔ)

飛機(jī)飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)軟件在PWPF調(diào)制技術(shù)的基礎(chǔ)上，重新配置了時(shí)鐘回路，又聯(lián)合導(dǎo)航儀與舵機(jī)狀態(tài)的檢測(cè)結(jié)果，建立自抗擾閉環(huán)結(jié)構(gòu)，從而在推導(dǎo)二次規(guī)劃函數(shù)的同時(shí)，求解非線性建模表達(dá)式。相較于基于STM32的多傳感器控制系統(tǒng)、面向半實(shí)物仿真飛行平臺(tái)的測(cè)試系統(tǒng)，這種新型系統(tǒng)軟件的應(yīng)用，可以在多波段同時(shí)調(diào)節(jié)飛機(jī)行進(jìn)軌跡，使其飛行姿態(tài)能夠受到軟件程序的有效控制。