飛翼布局矢量推力無人機容錯控制研究

陳卓英, 陳懷民, 王永康

(1.西北工業大學 航海學院, 陜西 西安 710072;2.西北工業大學 無人機特種技術國防科技重點實驗室, 陜西 西安 710072)

飛翼布局矢量推力無人機去除了機體外部平尾、垂尾等突起部件,具有隱身性好、航程遠等特點,同時也具備不輸于常規飛機的機動能力。該機由多組氣動舵面通過差動偏轉為機體提供所需的控制力與力矩。多執行機構設計賦予了系統較高冗余配置，同時也增加了舵面故障的概率。在面臨突發舵面故障情況時,如何通過容錯控制來保證飛機安全飛行,是本文的研究重點。

國內外學者在無人機舵面故障的容錯控制領域已獲得了不少研究成果,針對固定翼無人機舵面故障容錯控制,文獻[1]分析了單側副翼卡死后,故障飛機的受力情況;建立側向故障運動方程組,通過力矩平衡關系,利用方向舵和旁側副翼提供額外控制力矩補償飛機姿態,扼制故障飛機進入荷蘭滾模態?？紤]到飛行容錯控制對實時性有較高的需求,文獻[2]提出一種基于滑?？刂频亩婷婀收显诰€容錯方案,按執行機構的有效性級別將控制指令重新分配給剩余有效舵面。文獻[3]針對飛機在復雜干擾環境下的舵面故障問題,提出了一種基于級聯滑模觀測干擾解耦的故障重構策略。文獻[4]在文獻[1]的基礎上,提出了一種利用側滑角來配平不對稱滾轉力矩的方法,通過犧牲飛機姿態來換取額外的平衡力矩。然而,側滑傳感器本身為易損件,導致該方法的系統穩定性不足。文獻[5]提出了一種不依賴側滑角反饋的單側副翼卡死開環容錯控制方法,基于經典PID結構和遺傳算法生成側滑指令,并利用洗出網絡替代偏差量,使無人機遭遇副翼卡死故障時能快速穩定,恢復操縱性。文獻[6]考慮到小型無人機單余度設計帶來容錯能力不足的缺陷,采用冗余解析手法分析舵面故障帶來的氣動特性跳變,并離線重構舵面控制律以恢復飛機穩定能力。文獻[7]針對雙發動機固定翼飛行器舵面故障,提出了一種狀態依賴制導律,在外環制導回路和內環姿態回路之間建立反饋,確保在姿態指令超過閾值時對飛行器加速度指令進行修正,并完成了飛機執行機構嚴重損毀時的著陸仿真。

飛翼無人機氣動焦點接近重心,使其縱向接近中立穩定;航向通道也由于沒有垂尾提供航向阻尼力矩而靜不穩定,給控制律設計帶來了一定挑戰;相較于固定翼無人機而言,其故障后的再穩定也更加困難。

文獻[8]針對飛翼無人機舵面卡死故障,提出了一種基于二次規劃的控制分配方法,完成剩余舵面的重分配,并設計了分層滑?？刂撇呗詰獙Σ煌收细蓴_下的氣動參數攝動,實現對不同類型故障的魯棒容錯控制。文獻[9]設計了一種自適應容錯控制器,利用飛翼無人機多組舵面的高冗余特性,對剩余可用舵面進行控制重構,補償故障舵面的舵效損失。為了解決含非線性約束的多操縱面飛機舵面故障帶來的安全隱患,文獻[10]提出一種基于神經網絡補償的自適應滑模容錯控制器,利用加權偽逆法實現故障后的氣動舵面分配,并設計自適應項補償舵面非線性。

上述分析表明,國內外學者在無人機舵面故障容錯控制方面的研究主要集中在固定翼機型,對多操縱舵面的飛翼機關注較少;現有的飛翼無人機容錯控制方法,一般通過剩余有效舵面的重分配來穩定飛機,此種方法極大限制了可用舵面裕度,壓縮了系統控制冗余,降低了飛機的可操縱性,此時飛機不再具備繼續遂行任務的能力。

本文針對飛翼布局無人機氣動舵面損傷故障,從“氣動舵面為主,矢量推力為輔”的思路出發,通過串接鏈的控制分配方法,利用矢量推力部分或完全替代受損氣動舵面,使飛翼布局無人機在突發舵面損傷故障情況下具備穩定飛行的能力。

1 矢量推力發動機模型

某型飛翼無人機采用單發渦噴發動機,發動機中心軸線與機體縱軸線重合,采用二元矢量偏轉機構來實現矢量推力,偏轉機構的機械約束在±25°;縱向推力偏轉傾角用δz表示,側向的推力偏轉傾角用δc表示。定義縱向傾角下偏為正,側向傾角左偏為正。由此將推力投影在機體軸三軸坐標系上。

圖1中,Tx,Ty,Tz分別是發動機推力作用在機體三軸系上的分量。從圖1可知推力分量與矢量機構偏轉角關系如下

(1)

圖1 矢量推力解析圖

定義發動機推力線到剛體質心的距離為L,則可知由矢量機構偏轉所產生的附加力矩在滾轉、俯仰、偏航通道上的分量為

(2)

由于發動機的安裝軸線過機體縱軸,所以產生的附加滾轉力矩為0。

2 氣動舵面故障診斷

2.1 故障類型分析

無人機常見氣動舵面故障可劃分為完全失效和部分失效2類。

1) 完全失效,指舵面不響應控制指令,包括舵面卡死和漂浮。

2) 部分失效,執行機構能響應控制指令,但無法達到預期值,表現為舵面控制通道的增益損失,這種故障往往不易被發現[6]。

2.2 氣動舵面故障診斷模型建立

1) 基準模型

提取飛行包線內的典型狀態點配平作為小擾動線性化的基準狀態。建立基于橫縱向小擾動方程的無人機基準模型?？v向基準模型如(3)式所示

(3)

橫向基準模型如(4)式所示

(4)

式中：v為飛行速度；α,β分別為迎角與側滑角;θ,φ用于描述無人機的俯仰、滾轉角。q,p,r分別代表俯仰、滾轉、偏航角速率。系統控制輸入向量u=[δe,δa,δr,δt]。

2) 舵面損傷故障模型

本文主要考慮舵面損傷后的故障重構,舵面卡死、漂浮等執行機構完全失效的情況不在研究范圍之內。假設舵面損傷程度為k,依據橫縱向基準模型可得到無人機舵面損傷故障模型。

升降舵故障模型如(5)式所示

(5)

方向舵故障模型如(6)式所示

(6)

3) 舵面損傷故障診斷模型

執行機構損傷后仍能部分響應控制指令,帶來了故障被忽視的風險,故本文采用全連接神經網絡來估計故障的損傷程度。

損傷程度k的取值范圍在0～100%,設計雙循環函數f=(k,X),外循環以10%為間隔單位標定損傷程度的人工標簽k=[k1,k2,ki,…,k10],內循環將ki(i依次取1～10)帶入故障模型,遍歷飛行包線內的100個典型狀態點X得到故障飛機輸出。以基準模型為參考計算輸出誤差,得到以損傷程度為標簽的輸出誤差數據集S。

搭建全連接神經網絡,選取Sigmod激活函數表征輸入輸出間的非線性映射關系同時完成數據歸一化。由于數據集是一個1 000行的1維列向量,且預測輸出為k1～k10(對應10%～100%損傷),故設計全連接網絡輸入、隱藏層(h1,h2)與輸出層的神經元個數分別為1,50,50,10。

以樣本標簽ytrue=ki為樣本真實損傷程度,神經網絡輸出ypred為預測損傷程度,定義二者均方差為損失函數L=MSE(ytrue-ypred),用符合標準正太分布的隨機數作為網絡權重參數與偏置項初始值,通過反向傳播確定參數的優化方向,結合隨機梯度下降對網絡進行更新。通過隨機小批次采樣來挑選數據集中的訓練樣本,迭代1 000次后,損失函數曲線如圖2所示。

圖2 神經網絡損失函數訓練曲線

通過故障模型得到數據樣本離線訓練神經網絡,用于對舵面損傷程度的在線估計,經過1 000次迭代訓練后的網絡模型有著良好的預測效果,準確率為98.6%,預測時間<0.3 s。此時當飛機遭遇升降或方向舵面不確定損傷時,故障診斷模型能快速估計出損傷程度。舵面損傷診斷流程如圖3所示。

圖3 舵面損傷估計流程

針對不同ki,通過離線設計相應控制器,結合基于Stateflow的滑模控制方法,能有效應對舵面任意損傷程度下的容錯控制。在標定損傷程度時,發現當ki<50%(i<5),飛機仍能通過調度剩余舵面裕量來保持穩定性。故本文重點考慮ki≥50%時,舵面大范圍損傷下的容錯控制方法。

3 矢量推力容錯控制分配方法

為實現舵面大范圍損傷下的無人機穩定飛行,本文提出了一種氣動舵面與矢量推力結合的容錯控制方法。

3.1 氣動舵面分配

矢量推力飛翼布局無人機采用多舵面組合偏轉的方式產生所需的氣動力矩來代替垂尾和平尾。翼身左右各分布4組8個操縱舵面;左右對稱由內到外分別是δ1為升降舵;δ2為升降副翼,既可左右兩側反偏,控制飛機橫航向通道的運動,也可兩側同偏產生附加的俯仰力矩,增加俯仰通道的控制效率;δ3、δ4構成差動式阻力方向舵;方向舵單側偏轉,根據偏轉角度的不同組合,使δ3與δ4的合力矩只產生偏航力矩,用于對航向的增穩控制。單個舵面的極性下偏為正。無人機氣動舵面布局如圖4所示。

圖4 飛翼無人機氣動舵面布局

虛擬舵面指令到實際各操縱機構的映射分配關系如下

(7)

3.2 矢量推力控制分配

由于矢量偏轉機構具有較大慣性環節,響應速率較慢,且矢量偏轉會造成機體縱軸推力分量的損失,考慮到矢量推力的使用限制問題,在氣動舵效滿足控制指令時,優先使用氣動舵面,當氣動舵面滿偏依舊無法跟蹤指令時,引入矢量推力為飛機提供額外控制力矩。

將所需的操縱舵面控制指令δ分成2組,δ=[δaero,δthr],飛翼無人機所需的虛擬控制量為γ,與控制指令向量對應的控制效率向量l=[laero,lthr],從而將控制分配問題轉化為解決分段線性函數(8)式的數學問題。

δaerolaero+δthrlthr=γ

(8)

式中：δaero為氣動舵面偏轉角度；δthr為矢量偏轉機構偏轉角度;laero,lthr分別為對應執行機構的控制效率?？刂屏糠峙鋬炏燃墢摩腶ero到δthr遞減,首先使用氣動舵面來生成虛擬控制量δaerolaero=γ1,如果γ1=γ則分配結束;δaero=γ1/laero,如果γ1<γ則引入矢量推力偏轉機構δthr。

當氣動舵面完好時,配平舵偏遠小于執行機構約束,此時舵面裕量充分,滿足δaerolaero=γ1=γ,分配結束。舵面損傷時,控制效率變為laerof,此時產生的控制量無法達到無人機所需,即δaerolaerof=γ1f<γ,故需引入矢量推力,其控制指令為γ2=γ-γ1f,進而可通過控制指令解算出矢量噴管偏轉角δthr=γ2/lthr。矢量推力控制分配如圖5所示。

圖5 矢量推力控制分配模型

4 實驗設計與仿真結果分析

本節依據第3節提出的容錯控制方法,分別針對升降舵、方向舵進行了舵面大范圍損傷下的仿真驗證。

4.1 升降舵面容錯控制

氣動舵面控制器

(9)

設計針對不同ki(i≥5)的縱向矢量機構通用PID控制器(參數隨ki/k5的變化浮動)

(10)

以升降舵效損傷50%(ki=k5)為例,給定初始高度500 m,速度45 m/s,配平俯仰角2°;給定5°俯仰角指令進行定俯仰角爬升,驗證故障重構策略對突發升降舵損傷是否有效。

仿真結果如圖6所示。

圖6 縱向矢量推力容錯控制

由仿真結果可知,飛翼無人機執行定俯仰角爬升任務時,突發升降舵面損傷后,在18 s附近升降舵面滿偏,此時如果沒有容錯控制,俯仰角進一步增大并偏離指令,最終導致無人機姿態發散。當引入矢量推力容錯控制后,升降舵面滿偏后判定此時氣動舵控制指令無法滿足飛機所需的控制量,矢量推力控制指令接入,飛機姿態得以重新穩定在指令值,并且有效釋放氣動舵面的操縱裕度,證明本設計正確,此時矢量推力起輔助氣動舵面作用,部分替代升降舵職能。

4.2 方向舵面容錯控制

飛翼無人機具有航向靜不穩定性,通過將側滑角與偏航角速率反饋到方向通道進行增穩;當方向舵損傷時,令剩余方向舵效僅用于增穩,由推力轉向機構負責控制航向。

氣動舵面控制器

(11)

設計針對不同ki(i≥5)的航向矢量偏轉機構通用控制器

(12)

以方向舵效損傷50%(ki=k5)為例,高度500 m,速度45 m/s,初始航向角0°的巡航狀態下,給定航向角指令10°進行航向糾偏。

仿真結果如圖7～9所示。圖7為操縱機構偏轉情況,圖8和圖9分別為常規控制和矢量推力容錯控制下的無人機橫側向狀態量描述曲線。

圖7 操縱舵面偏轉情況

從圖7a)可知,方向舵損傷1.5 s左右,氣動舵面(δ3,δ4為差動式阻力方向舵)滿偏,此時判定氣動舵效不足以滿足無人機控制量,引入矢量推力控制策略;矢量噴管迅速右偏(左偏為正),為飛機提供轉向力矩,有效釋放了舵面裕度(舵偏11°左右)。此時氣動舵面擁有9°左右的控制裕量,無人機操縱性得以恢復。

圖8 方向舵損傷后常規控制

對比圖8～9可知,氣動舵面在1.5 s時達到滿偏,此時若采用常規控制,側滑角將在1 s后超過60°,姿態發散。當接入矢量推力容錯控制時,方向角快速響應指令,并最終收斂到穩定值;同時航向通道能有效消除飛機側滑(最終收斂到0.5°),證明設計正確。此時氣動舵面僅用于增穩,矢量推力完全替代方向舵職能。

圖9 方向舵損傷后矢量推力容錯控制

5 結 論

本文設計基于全連接網絡的故障診斷模型來評估舵面受損情況,并引入矢量推力容錯控制策略解決舵面大范圍損傷下的力矩失衡問題。利用矢量推力產生額外控制力矩,部分或完全替代受損氣動舵面;分別完成了升降、方向舵面受損后的容錯控制仿真;結果表明,飛機在應用容錯控制策略后,能有效釋放舵面裕度,恢復操縱性。