無人機單副翼大角度卡死配平策略研究

吳成富, 戢鳳, 段曉軍, 邵朋院

(西北工業(yè)大學(xué) 無人機特種技術(shù)國家重點實驗室, 陜西 西安 710065)

0 引言

無人機控制系統(tǒng)的執(zhí)行機構(gòu)舵機根據(jù)無人機的控制信號來控制飛機的飛行和穩(wěn)定。 如果舵機出現(xiàn)故障,則可能導(dǎo)致飛機失控。舵機卡死是舵機故障中最為嚴重的故障，也是某容損項目的主要研究內(nèi)容之一。當某舵面出現(xiàn)舵機卡死故障時，可以利用其他舵面的控制冗余，通過指令重新分配，盡量消除影響，從而實現(xiàn)解析冗余容錯控制[1]。

在高度、速度等條件不變的情況下,單側(cè)副翼卡死為飛機附加常值的滾轉(zhuǎn)和俯仰力矩擾動。當副翼卡死位置較小時,由于卡死產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)操縱力矩較小,飛機機體產(chǎn)生的力矩可以平衡該力矩,在這種情況下,飛機橫側(cè)向運動不會發(fā)散,而是進入荷蘭滾模態(tài)[2]。文獻[3]對F16單側(cè)副翼卡死的容錯控制進行了研究,利用升降舵和方向舵來進行平衡控制。當副翼卡死在較大位置時,由于飛機機體產(chǎn)生的氣動力矩不足以平衡卡死舵面的滾轉(zhuǎn)力矩,在這種情況下,飛機橫側(cè)向運動會發(fā)散,進入不穩(wěn)定的螺旋模態(tài),飛機持續(xù)滾轉(zhuǎn)[4]。在以上兩種情況下,飛機的滾轉(zhuǎn)角都會產(chǎn)生較大變化。在大滾轉(zhuǎn)角下,飛機的升力在豎直方向的分量不足以平衡重力,所以會造成飛機持續(xù)掉高,若其他輸入保持在配平狀態(tài),則飛機會摔機。

本文研究的實驗平臺為V尾常規(guī)布局小型無人機。針對該實驗平臺單側(cè)副翼卡死在較大角度位置(右側(cè)副翼卡死在20°)的情況,對其配平方法進行研究,并通過仿真驗證得出該飛機針對單側(cè)副翼大角度卡死的配平策略。本文的研究結(jié)果在無人機容錯、容損等課題研究及以后的工程應(yīng)用中具有重要意義。

1 單側(cè)副翼卡死的配平方法分析

在單側(cè)副翼卡死的情況下,對飛機的橫側(cè)向和縱向都有影響,其中由于副翼對滾轉(zhuǎn)力矩的影響較大,同時,副翼卡死后,飛機的滾轉(zhuǎn)操縱能力大幅降低,所以副翼卡死時飛機配平的難點是如何配平滾轉(zhuǎn)力矩。

設(shè)副翼的出舵量為δa,若將左右副翼的舵效單獨考慮,則整機的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為[5]:

Cl=Clββ+Clδarδar+Clδalδal

(1)

當上式滿足Cl=0時,整機的滾轉(zhuǎn)力矩達到平衡。

從式(1)可知,當右副翼卡死時,可以使用側(cè)滑角β和左副翼同時進行配平,所以存在一個配平量分配的問題。在配平過程中,這兩個量應(yīng)該如何分配,是一個值得研究的問題。下面分析側(cè)滑角β和左副翼δal對飛機運動產(chǎn)生的影響。

整機側(cè)力系數(shù)為:

CY=CYββ+CYδrδr+CYδpδp+CYγγ

(2)

式中,CYδr,CYδp及CYγ都較小。由式(1)和式(2)可知,側(cè)滑角除影響滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)外,主要影響側(cè)力Y。

要平衡側(cè)滑角帶來的側(cè)力Y,需要飛機有較大的滾轉(zhuǎn)角,以用升力的分量來平衡該側(cè)力,同時,增大側(cè)滑角會增加整機的阻力,為了維持空速,需要消耗更多的動力。但加入側(cè)滑角可以減小左副翼的出舵量,從而使飛機具有較大的剩余操縱能力。

由于該飛機的副翼同時作為升降舵使用,所以較大的左副翼除影響滾轉(zhuǎn)力矩外,還產(chǎn)生俯仰力矩的擾動,為了平衡該力矩,需要增加升降舵的出舵量,所以增加左副翼的出舵量,雖然會減小飛機的側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角,但會降低飛機的剩余操縱能力。

圖1給出了本文實驗平臺下,右副翼卡死在20°配平時隨著側(cè)滑角的增加,左副翼和滾轉(zhuǎn)角的變化曲線。由圖1可以看出,圖1的結(jié)果與前面的分析結(jié)果一致,證明了前面分析的正確性。

2 控制器設(shè)計

根據(jù)無人機單側(cè)副翼大角度卡死后的飛機響應(yīng)情況進行分析,可得到不同的配平方法。本論文研究的配平方法主要有兩種:用另一片副翼配平及主要用側(cè)滑角配平。對上述兩種方法的極限值即另一片副翼20°配平或側(cè)滑角-9°配平進行設(shè)計,則各配平設(shè)計點配平參數(shù)如表1所示。

針對該配平設(shè)計點,本文控制器采用傳統(tǒng)PID方法,對其進行仿真驗證。控制器結(jié)構(gòu)內(nèi)環(huán)與常規(guī)控制器相同,采用三軸姿態(tài)控制和空速保持。外環(huán)控制器縱向采用高度保持控制器,而橫側(cè)向采用側(cè)滑角保持控制器。側(cè)滑角導(dǎo)數(shù)為:

(3)

由上式可知,偏航角速率(p)、滾轉(zhuǎn)角速率(r)以及側(cè)向力(Y)都對側(cè)滑角有貢獻,而前兩個角速率需要使用副翼和方向舵來產(chǎn)生,而側(cè)滑角建立之后,會產(chǎn)生側(cè)力,需產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角,通過升力分量來平衡該側(cè)滑角。所以,側(cè)滑角采用副翼和方向舵協(xié)調(diào)控制的方法,使用滾轉(zhuǎn)角和偏航角控制作為側(cè)滑角保持控制器的內(nèi)回路。側(cè)滑角保持控制器結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 側(cè)滑角保持控制器結(jié)構(gòu)框圖Fig.2 Block diagram of sideslip angle controller

側(cè)滑角保持控制器由內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制和外環(huán)的姿態(tài)指令生成(即上圖中的側(cè)滑角控制)組成,其中外環(huán)由側(cè)滑角偏差來生成滾轉(zhuǎn)和偏航指令,內(nèi)環(huán)分別使用副翼和方向舵來實現(xiàn)姿態(tài)角的控制。需要注意的是，其中偏航角控制與常規(guī)的偏航角控制不同,其主要目的并不是控制偏航角,而是使用方向舵來配合產(chǎn)生側(cè)滑角,并使側(cè)滑角到達穩(wěn)態(tài)時航向也達到穩(wěn)態(tài),實現(xiàn)穩(wěn)態(tài)側(cè)滑直飛。上圖中各個控制器都采用經(jīng)典的PID控制律,其中在參數(shù)設(shè)計過程中,發(fā)現(xiàn)偏航角控制的參數(shù)隨側(cè)滑角變化較大,所以,偏航角采用增益調(diào)度PID控制。其他控制器與常規(guī)控制器類似,在此不再贅述。

3 仿真結(jié)果及分析

根據(jù)設(shè)計好的控制器,對驗證飛機的右副翼卡死在20°時采用配平設(shè)計點1的方法(即最大側(cè)滑角配平)進行配平的效果進行仿真驗證。初始狀態(tài)為飛機在500 m高度正常平飛,仿真開始時右副翼卡死在20°,然后過渡到最大側(cè)滑-9°,過渡過程中相關(guān)信號的響應(yīng)如圖3所示。

初始狀態(tài)與配平設(shè)計點1相同,在采用配平設(shè)計點2的配平方法的情況下,相應(yīng)的響應(yīng)如圖4所示。

圖3 右副翼卡死時系統(tǒng)設(shè)計點1的非線性響應(yīng)曲線Fig.3 Nonlinear response of control system when right aileron jammed on state point 1

圖4 右副翼卡死時系統(tǒng)設(shè)計點2的非線性響應(yīng)曲線Fig.4 Nonlinear response of control system when right aileron jammed on state point 2

由圖3和圖4可以看出,該過渡過程在10 s左右完成且用另一片副翼配平的方法相對慢些,整個過程中高度均波動近10 m,最大滾轉(zhuǎn)角達到-70°;在進入穩(wěn)態(tài)后,兩種方法的空速均降低了3 m/s,最后穩(wěn)定在498 m附近。

4 結(jié)束語

從上面理論分析和實際配平的結(jié)果可以看出,在配平中增加側(cè)滑角和左副翼各有利弊:增加側(cè)滑角可以使飛機具有較大的剩余操縱能力,但會增加飛機的滾轉(zhuǎn)角;增加左副翼可以減小飛機的側(cè)滑和滾轉(zhuǎn),但是會減小剩余操縱能力。針對上述分析和飛機不同階段的不同需求,可以制訂出如下的配平策略:(1)在空中飛行階段,為了保證飛機具有較大的操縱能力,可以加入較大的側(cè)滑角配平;(2)在返航著陸階段,為了著陸安全,飛機不能有較大的姿態(tài),同時為了對準跑道,飛機不能有較大的側(cè)滑角,所以在著陸階段可以加入較大的左副翼。

本文的研究結(jié)果,有效地解決了舵面卡死的快速穩(wěn)定及性能恢復(fù)問題,相比于現(xiàn)有的只能處理單側(cè)副翼有限卡死的容錯控制方案,該方法的容錯能力大幅提高。

參考文獻：

[1] 陳淑琴,于靜,席劍輝,等.方向舵有限卡死下無人機螺旋運動的遏制與改出[J].火力與指揮控制,2011,36(4):53-56.

[2] 王娜,席劍輝,黃宇,等.無人機單副翼有限卡死時荷蘭滾運動分析[J].儀器儀表學(xué)報,2009,30(6):838-842.

[3] Suba Thomas,Harry G Kwatny,Bor-Chin Chang,et al.Regulator design for control surface failure accommodation in an F-16[R].AIAA-2005-5939,2005.

[4] Jourdan D B,Piedmonte M D,Gavrilets V,et al.Enhancing UAV survivability through damage tolerant control[C]//AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference.USA:Reston,2010:2-5.

[5] 張明廉.飛行控制系統(tǒng)[M]. 北京:航空工業(yè)出版社,1993:33-40.