無人機飛控系統穩定性分析研究

王婷　張喆　王博

摘 要：該文以X-48無人機穩定性飛行試驗為例，介紹無人機飛控系統穩定性分析試驗方法。提出在舵機控制器前加入激勵信號，通過激勵的飛機響應計算出傳遞函數，進而進行穩定性分析的方法。并利用我院獨有的無人機驗證平臺系統對該方法進行仿真驗證。仿真驗證結果表明，無人機飛控系統穩定性分析試驗具有工程可實施性，可作為未來我國進行該項試驗的參考依據。

關鍵詞：無人機；飛行穩定性；穩定裕度；激勵信號

中圖分類號：V249 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）02（a）-0094-02

先進的高性能無人機與以往最大的不同是采用了高自主導航系統。以往的經驗顯示駕駛員操縱錯誤是無人機事故的重要原因，另外由于存在數據鏈路延遲影響，無人機指揮控制系統通常存在嚴重的指令延遲，導致閉環駕駛幾乎不可能實現。因此，現代的大多數無人機均配備高度自主的飛行控制系統，能實現無需操作員干預的滑跑、起飛、巡航、著陸，甚至緊急操作。飛控系統和飛行安全密切相關，飛控系統與飛行品質試驗需要在無人機研制試驗初期就與其它試驗同步開展。由于自主飛行控制系統沒有直接的“桿力、桿位移”輸入，常規的飛行品質試驗方法不適用，而且其控制系統始終處于閉環運行狀態，開環穩定性和控制試驗也不可行。因此，無人機飛控系統飛行試驗被迫回到最基本的試飛方法，即開展任務相關的操作、觀察飛機的反應、判斷飛機的飛行品質是否能完成該任務。同時，試驗中加入俯仰、橫滾、偏航指令激勵信號對飛行控制系統形成激勵，用以測試無人機飛控系統的閉環穩定性。

該文以X-48無人機穩定性飛行試驗為例，介紹無人機飛控系統穩定性分析試驗方法，進而利用現有的無人機驗證平臺仿真系統進行驗證。通過仿真驗證可知無人機飛控系統穩定性分析試驗是可行的，具有工程可實施性，可作為未來我國進行該項試驗的參考依據。

1 穩定性分析方法

通常來說對于飛行期間的穩定性分析是一個循序漸進的過程。早期NASA DFRC就在Grumman X-29A1，2飛機上進行了飛行穩定性分析技術研發[1-2]，包括飛行手動掃頻技術和穩定性分析等。而X-36飛機飛行試驗也在自動系統中加入了掃頻激勵[3]。在X-43A驗證機和NF-15B智能飛行控制系統飛機，飛行試驗中均自動加入混合激勵信號，同時在飛行后進行多軸穩定性分析[4-5]。

X-48無人機是最新研發的大展弦比飛翼式無人機驗證平臺。穩定性分析試驗方法為：機載激勵裝置在特定飛行狀態點產生特定的激勵信號同時對三軸進行激勵，根據激勵得到的飛機響應計算飛機開環頻率響應，進一步估算傳遞函數，使用估算的傳遞函數進行穩定裕度分析，將該穩定裕度與仿真數據和飛行試驗數據進行對比，從而進行快速包線擴展。

2 激勵信號

激勵信號信息嵌入在機載飛控計算機中運行的飛機管理系統（VMS）中，包括激勵信號特征信息和注入點位置信息。

等式（1）為激勵信號的簡單表達式。

通常可以自由選擇激勵信號各頻率成分以及每個頻率成分的相關權量值。為保證信號互不相關，需要選擇的頻率成分能夠構成諧波序列。激勵信號的互不相關性可以使激勵同時作用于各個通道，減少激勵必需的時間。為了保持飛行在初始平衡位置附近或者配平點，激勵信號的峰值應該最小化，見等式（2）。

X-48無人機選用了以下兩種激勵信號，激勵信號特征參數見表1。

激勵信號注入位置見圖1。

在舵機控制器C2前加入激勵信號能夠使控制器的維度減小到最小的三通道。激勵涉及滾轉、俯仰和偏航三軸角速度命令。在該位置加入激勵信號也能夠減小由飛機P額外帶來的潛在影響，從而減小對開環傳遞函數的影響。飛機開環傳遞函數，C1、P、C2均能夠通閉環時間歷程曲線進行估算。式（3）為傳遞函數的時域形式。

外環輸入命令r中包含了駕駛員命令，通常情況下在激勵動作期間要求駕駛員盡量不進行輸入操縱，故在分析時可以忽略不計。

開環傳遞函數可以通過多種方法估算。式（4）為使用控制器命令信號和建立的一個簡單的傳遞函數。

以該形式估算的傳遞函數可避免和信號間的噪聲影響[6]。

3 仿真試驗及結果

該文利用我院特有的無人機驗證平臺仿真系統對無人機飛控系統穩定性分析方法進行驗證。無人機驗證平臺是將某型有人駕駛飛機加裝了數據鏈傳輸系統、電視前視系統等相關系統，配以地面控制站進行飛行控制，從而構建成完整的無人機演示驗證系統。該無人機演示驗證系統已完成遙控狀態下的飛行試驗及飛行品質評定，即將開展程控控制律穩定性分析及飛行品質評定。

該文在程控模態下進行仿真研究。程控控制律包括：高度保持、傾斜保持、速度保持等模態。

無人機驗證系統上述各模態的控制律基本都建立在內環角速度穩定，外環角度跟蹤的原理上，實現方法和調參較為簡便。面向各種飛行階段的控制律基本結構是一致的，但面向各種飛行任務進行針對性的增益調參。以精確著陸任務和巡航偵查任務為例，試驗任務特征見表2。

利用掃頻試驗方法對設計的控制律穩定裕度進行計算，在縱向、橫向、航向的舵機指令綜合口處加入激勵信號。試驗條件如表3所示。最小頻率0.1 Hz，最大頻率10 Hz，持續時間30 s。

試驗結果見表4。

結果分析：

（1）利用掃頻信號激勵容易獲得非參數模型的頻域特性信息，并提供有用的飛行品質數據。

（2）完整、詳細的動力學模型的仿真計算結果逼真度較高，在真實掃頻試飛前應盡量利用6自由度全量模型進行計算。

（3）在計算的2種構型的穩定裕度結果中，均滿足6 dB的幅值裕度和45°的相位裕度，滿足有人駕駛飛機飛行品質的要求，對于無人機，該指標要求是否適用，應通過飛行試驗進一步確認。endprint

4 結語

利用在舵機控制器前加入激勵信號的方法可用于無人機穩定性分析，該方法具有工程可實施性，可作為未來我國進行該項試驗的參考依據。

參考文獻

[1] Bosworth，J.T.West，J.C.Real-Time Open-Loop Frequency Response Analysis of Flight Test Data.AIAA 86-9738，1986.

[2] Gera，J.Bosworth，J.T.，“Dynamic Stability and Handling Qualities Tests on a Highly Augmented，Statically Unstable Airplane.NASA TM-88297，1987.

[3] Balough，D.L.“Determination of X-36 Stability Margins Using Real-Time Frequency Response Techniques.AIAA-984154，1998.

[4] Baumann，E.“Tailored Excitation for Frequency Response Measurement Applied to the X-43A Flight Vehicle. AIAA2006-638， 2006.

[5] Morelli，E.A.Multiple Input Design for Real-Time Parameter Estimation in the Frequency Domain.Paper REG-360，13th IFAC Symposium on System Identification，Rotterdam，The Netherlands，2003.

[6] Tischler，M.B.，Remple，R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification： Engineering Methods with Flight Test Examples，AIAA Education Series，AIAA，Inc.，Reston，VA， 2006.endprint

4 結語

利用在舵機控制器前加入激勵信號的方法可用于無人機穩定性分析，該方法具有工程可實施性，可作為未來我國進行該項試驗的參考依據。

參考文獻

[1] Bosworth，J.T.West，J.C.Real-Time Open-Loop Frequency Response Analysis of Flight Test Data.AIAA 86-9738，1986.

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[5] Morelli，E.A.Multiple Input Design for Real-Time Parameter Estimation in the Frequency Domain.Paper REG-360，13th IFAC Symposium on System Identification，Rotterdam，The Netherlands，2003.

[6] Tischler，M.B.，Remple，R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification： Engineering Methods with Flight Test Examples，AIAA Education Series，AIAA，Inc.，Reston，VA， 2006.endprint

4 結語

利用在舵機控制器前加入激勵信號的方法可用于無人機穩定性分析，該方法具有工程可實施性，可作為未來我國進行該項試驗的參考依據。

參考文獻

[1] Bosworth，J.T.West，J.C.Real-Time Open-Loop Frequency Response Analysis of Flight Test Data.AIAA 86-9738，1986.

[2] Gera，J.Bosworth，J.T.，“Dynamic Stability and Handling Qualities Tests on a Highly Augmented，Statically Unstable Airplane.NASA TM-88297，1987.

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[6] Tischler，M.B.，Remple，R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification： Engineering Methods with Flight Test Examples，AIAA Education Series，AIAA，Inc.，Reston，VA， 2006.endprint