層疊結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)逆在無人戰(zhàn)斗機(jī)控制中的應(yīng)用

魯可, 袁鎖中

(南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

層疊結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)逆在無人戰(zhàn)斗機(jī)控制中的應(yīng)用

魯可, 袁鎖中

(南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院, 江蘇 南京 210016)

無人戰(zhàn)斗機(jī)采用翼身融合的一體化設(shè)計(jì)。這種非傳統(tǒng)構(gòu)型的布局,帶來很多優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)也造成了飛機(jī)的靜不穩(wěn)定,采用線性的控制方法很難滿足無人戰(zhàn)斗機(jī)的性能要求。通過對傳統(tǒng)的動(dòng)態(tài)逆控制方法進(jìn)行改進(jìn),從內(nèi)回路開始保證系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能和跟蹤性能,設(shè)計(jì)了層疊結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)逆控制器。仿真結(jié)果表明,所設(shè)計(jì)的控制器實(shí)現(xiàn)了系統(tǒng)的解耦控制,并具有較強(qiáng)的魯棒性。

無人戰(zhàn)斗機(jī); 動(dòng)態(tài)逆; 內(nèi)回路; 魯棒性

引言

無人戰(zhàn)斗機(jī)采用翼身融合的一體化設(shè)計(jì)、飛翼式布局,取消了平尾和垂尾。這種非傳統(tǒng)構(gòu)型的布局,能夠減輕重量,減小雷達(dá)反射面積,但同時(shí)造成了飛機(jī)的靜不穩(wěn)定,采用線性的控制方法很難滿足無人戰(zhàn)斗機(jī)的性能。當(dāng)無人戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行時(shí),氣動(dòng)力和力矩均進(jìn)入了非線性范圍,3個(gè)軸的慣性動(dòng)力學(xué)耦合嚴(yán)重,這時(shí)無人戰(zhàn)斗機(jī)的運(yùn)動(dòng)只能用9個(gè)非線性微分方程描述,無法再用傳統(tǒng)的小擾動(dòng)方法進(jìn)行線性化處理、縱側(cè)向分開及解耦處理,必須采用非線性控制[1]。動(dòng)態(tài)逆的控制算法已經(jīng)比較完善[2-4],但是動(dòng)態(tài)逆控制律的成功應(yīng)用要求控制方程必須已知并且被精確建模,這在很大程度上限制了非線性動(dòng)態(tài)逆的應(yīng)用。后來很多學(xué)者研究魯棒動(dòng)態(tài)逆的控制,以增強(qiáng)動(dòng)態(tài)逆的實(shí)用性[1-2]。其中文獻(xiàn)[1]用在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補(bǔ)償了模型的不確定性,但神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的引入大大地增加了控制系統(tǒng)的復(fù)雜性[5],并且以前大部分研究都集中在慢回路也就是姿態(tài)回路方面,往往忽略了內(nèi)回路的性能對整個(gè)控制系統(tǒng)的影響。本文以成熟的動(dòng)態(tài)逆方法為基礎(chǔ),分析了氣動(dòng)力、氣動(dòng)力矩與舵面的關(guān)系,從內(nèi)回路開始保證系統(tǒng)的性能,從而保證整個(gè)控制器的性能。

1 無人戰(zhàn)斗機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

本文研究的控制對象為某型無人戰(zhàn)斗機(jī),該機(jī)采用飛翼布局、阻力方向舵。直接應(yīng)用動(dòng)態(tài)逆控制方法需要求全逆必須滿足控制變量與狀態(tài)變量數(shù)目相等的條件[6-7],因此,非線性動(dòng)態(tài)逆方法在實(shí)際的飛行控制系統(tǒng)中應(yīng)用時(shí),多采用奇異攝動(dòng)原理,以時(shí)間為尺度將系統(tǒng)劃分成多個(gè)回路,然后對各個(gè)回路分別進(jìn)行設(shè)計(jì)。通過劃分快、慢子系統(tǒng),可實(shí)現(xiàn)將全系統(tǒng)的控制器設(shè)計(jì)問題轉(zhuǎn)換為子系統(tǒng)的控制器設(shè)計(jì)問題。根據(jù)奇異攝動(dòng)理論,要求系統(tǒng)狀態(tài)變量的動(dòng)力學(xué)特性具有明顯不同的時(shí)間尺度差異。在飛行控制系統(tǒng)中,狀態(tài)變量的動(dòng)力學(xué)特性就具有這種時(shí)間尺度差異,滿足時(shí)標(biāo)分離的條件,這樣控制律的結(jié)構(gòu)就變成了層疊結(jié)構(gòu)。

1.1 內(nèi)回路控制律設(shè)計(jì)

由于舵面的動(dòng)作主要引起的是氣動(dòng)力矩的變化,所以考慮含有氣動(dòng)力矩的無人戰(zhàn)斗機(jī)動(dòng)力學(xué)方程為[7]:

式中,L,M,N分別為滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩、偏航力矩。

上面的動(dòng)力學(xué)方程可以寫成下面的形式:

其中:

取

根據(jù)上式由期望角加速度可以求得期望的力矩。

無人戰(zhàn)斗機(jī)力矩表達(dá)式可以寫成如下形式[7-8]:

其中:

取內(nèi)回路的控制律為:

這樣,理想的舵面偏轉(zhuǎn)就可以通過解一個(gè)三元一次方程組實(shí)時(shí)地計(jì)算出來。

1.2 外回路控制律設(shè)計(jì)

這里的外回路指的是姿態(tài)回路,在飛控系統(tǒng)中姿態(tài)回路是很重要的,因?yàn)闊o人戰(zhàn)斗機(jī)的軌跡控制是通過對姿態(tài)角進(jìn)行控制得到的。本文選擇俯仰角、滾轉(zhuǎn)角及側(cè)滑角為控制對象,選擇這些控制量會(huì)使飛控系統(tǒng)的應(yīng)用范圍增加很多,比如加上動(dòng)力補(bǔ)償系統(tǒng)可以用在無人戰(zhàn)斗機(jī)自動(dòng)著艦上面;加上協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制可以用在無人戰(zhàn)斗機(jī)的航跡控制上;甚至在空中格斗時(shí)使側(cè)滑角不為零以延長交火時(shí)間。

系統(tǒng)的外回路對應(yīng)于飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程。該運(yùn)動(dòng)學(xué)方程可以寫成如下形式:

其中:

Gya=mg(cosαsinβsinθ+cosβsinφcosθ-

sinαsinβcosφcosθ)

取外回路的控制律為:

1.3 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制

空速向量與縱軸不能重合協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)動(dòng)是產(chǎn)生側(cè)滑角的根本原因,側(cè)滑角使阻力增大,飛行品質(zhì)變差,不利于機(jī)動(dòng)飛行,因此必須實(shí)現(xiàn)協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎。

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎應(yīng)滿足的條件為:(1)穩(wěn)態(tài)的滾轉(zhuǎn)角為常值;(2)穩(wěn)態(tài)的偏航角速率為常值;(3)穩(wěn)態(tài)的升降速度為零;(4)穩(wěn)態(tài)的側(cè)滑角為零。

假設(shè)俯仰角θ=0°,這樣,飛機(jī)進(jìn)行協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時(shí)水平和垂直方向的力平衡方程為:

由上式可以得到協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的公式為:

協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎的控制結(jié)構(gòu)如圖1所示,選擇偏航通道的帶寬為0.25。

圖1 協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎結(jié)構(gòu)圖

2 內(nèi)回路設(shè)計(jì)對系統(tǒng)的影響

動(dòng)態(tài)逆控制律要求控制方程已知并且精確建模,當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行時(shí)飛機(jī)的狀態(tài)已經(jīng)完全進(jìn)入非線性區(qū),這時(shí)的氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng)比較大,造成建模有較大誤差。如何提高動(dòng)態(tài)逆控制系統(tǒng)的魯棒性一直是一個(gè)熱點(diǎn)問題。目前主要方法有:采用在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對建模誤差進(jìn)行補(bǔ)償;采用經(jīng)典魯棒控制設(shè)計(jì)方法進(jìn)行魯棒控制器設(shè)計(jì)。這些方法大部分都集中在外回路也就是姿態(tài)回路進(jìn)行設(shè)計(jì),而對內(nèi)回路不夠重視。當(dāng)氣動(dòng)參數(shù)變化時(shí)首先引起的是氣動(dòng)力矩的變化,氣動(dòng)力矩變化又引起角加速度的變化,而外回路和內(nèi)回路近似為一個(gè)積分的關(guān)系。所以內(nèi)回路控制器要有足夠的帶寬和跟蹤性能。為此,內(nèi)回路采用PID進(jìn)行校正,最終選取PID的參數(shù)Ki=0.8,Kd=0.5,Kp=2。選擇仿真的條件為某無人戰(zhàn)斗機(jī)在1 000 m高度,以100 m/s的速度進(jìn)行直線平飛。當(dāng)輸入指令p=1 (°)/s,q=1 (°)/s,r=1 (°)/s時(shí)系統(tǒng)的響應(yīng)如圖2所示。由圖2可以看出，內(nèi)回路能夠迅速跟蹤參考輸入，控制性能良好。

圖2 角速度響應(yīng)圖

3 仿真驗(yàn)證

為了驗(yàn)證控制系統(tǒng)的性能,選取某無人戰(zhàn)斗機(jī)作為研究對象,初始條件為該機(jī)在1 000 m的高度以100 m/s的速度進(jìn)行平飛。當(dāng)給定指令俯仰角θ=5°,偏航角ψ=5° 時(shí),無參數(shù)攝動(dòng)情況下系統(tǒng)的響應(yīng)如圖3和圖4所示。

圖3 無參數(shù)攝動(dòng)時(shí)姿態(tài)角響應(yīng)圖

圖4 無參數(shù)攝動(dòng)時(shí)舵面響應(yīng)圖

當(dāng)氣動(dòng)參數(shù)有±30%的攝動(dòng)時(shí)，仿真結(jié)果如圖5和圖6所示。

圖5 參數(shù)攝動(dòng)30%時(shí)姿態(tài)角響應(yīng)圖

圖6 參數(shù)攝動(dòng)30%時(shí)舵面響應(yīng)圖

由仿真結(jié)果可以看出,當(dāng)氣動(dòng)參數(shù)存在攝動(dòng)時(shí)控制系統(tǒng)也可以很好地跟蹤指令。

4 結(jié)束語

本文對無人戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行了層疊結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)逆控制律的設(shè)計(jì),通過保證內(nèi)回路的動(dòng)態(tài)性能和跟蹤性能對控制器進(jìn)行設(shè)計(jì),并且通過解一個(gè)三元一次方程組對舵面偏角進(jìn)行實(shí)時(shí)解算。由仿真可以得出,當(dāng)氣動(dòng)參數(shù)有30%的攝動(dòng)時(shí),該控制器表現(xiàn)出了良好的性能。

[1] 朱家強(qiáng),郭鎖鳳.一種在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在補(bǔ)償飛機(jī)模型不確定性誤差中的應(yīng)用[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2003,35(1):86-90.

[2] Snell S A,Perry W Stout.Robust longitudinal control design using dynamic inversion and quantitative feedback theory [J].Journal of Guidance,Control,and Dynamics,1997,20(5):933-940.

[3] 朱恩.大迎角超機(jī)動(dòng)飛行控制技術(shù)研究[D].南京:南京航空航天大學(xué),1995.

[4] Snell S A,Enns D F,Willian L G.Nonlinear inversion flight control for a supermaneuverable aircraft[R].AIAA-1990-3406,1990.

[5] Shin Yoong-hyun.Neural network based adaptive control for nonlinear dynamic regimes [D].Georgia:Georgia Institute of Technology,2005.

[6] Jacob Reiner.Flight control design using robust dynamic inversion and time-scale separation[J].Automatica,1996,32(11):1493-1504.

[7] 郭鎖鳳.先進(jìn)飛行控制系統(tǒng)[M].北京:國防工業(yè)出版社,2003.

[8] 吳森堂.飛行控制系統(tǒng)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2006.

(編輯：姚妙慧)

Hierarchy-structureddynamicinversionintheUCAVcontrol

LU Ke, YUAN Suo-zhong

(College of Automation Engineering, NUAA, Nanjing 210016, China)

UCAV used wing-body integration design. This non-traditional configuration could bring many advantages; however, this has resulted in the aircraft static instability. Linear control method is difficult to meet the performance of UCAV. Through the improvement of traditional dynamic inversion ontrol method, the layered structure dynamic inversion controller is designed to ensure the dynamic performance and tracking performance starting from the inner loop. The controller realizes the decoupling control and has a relatively strong robustness.

UCAV; dynamic inversion; inner loop; robustness

V249.1; V279

A

1002-0853(2012)05-0463-03

2012-01-09;

2012-04-19

南京航空航天大學(xué)基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)基金資助(V1083-031)

魯可(1987-),男,山東曹縣人,碩士研究生,主要從事飛行控制研究工作。