基于動態(tài)逆控制的高超聲速飛行器飛/發(fā)一體化控制方法研究

閆斌斌, 林澤淮, 劉雙喜, 閆杰

(1.西北工業(yè)大學 航天學院, 陜西 西安 710072; 2.國防科技大學 空天科學學院, 湖南 長沙 410073;3.國防科技大學 高超聲速技術(shù)實驗室, 湖南 長沙 410073; 4.西北工業(yè)大學 無人系統(tǒng)技術(shù)研究院, 陜西 西安 710072)

高超聲速飛行器是指飛行速度大于5Ma的新型飛行器,具有飛行速度快、突防能力強、作戰(zhàn)空域廣、反應(yīng)時間短等特點[1-3]。目前,高超聲速飛行技術(shù)已經(jīng)成功應(yīng)用到各國巡航導(dǎo)彈、空天飛機、可重復(fù)使用運載器、無人機等各種類型飛行器的研制中[4]。盡管高超聲速飛行器具有廣闊的應(yīng)用前景,但其作為一種高度復(fù)雜的飛行器,高超聲速飛行器和發(fā)動機之間呈現(xiàn)出極強的耦合性特點,這給飛行/推進系統(tǒng)控制帶來了困難與挑戰(zhàn):傳統(tǒng)的飛行器和發(fā)動機設(shè)計是通過協(xié)調(diào)確定物理界面以及機械、電氣和通信接口后獨立進行的,不考慮相互間的耦合作用,使得飛機和發(fā)動機均難以發(fā)揮最大的性能潛力。

飛/發(fā)一體化控制(integrated flight-propulsion control,IFPC)技術(shù)是綜合考慮和充分利用對飛行器和發(fā)動機的控制作用及其相互影響,使飛行器可以最大限度地發(fā)揮其性能潛力,以滿足新任務(wù)能力的需求[5]。由于高超聲速飛行器與發(fā)動機一體化的設(shè)計方式,導(dǎo)致空氣動力學、結(jié)構(gòu)動力學與推進系統(tǒng)之間存在顯著的交叉耦合效應(yīng),這在客觀上要求對高超聲速飛行器和發(fā)動機進行一體化控制。采用飛/發(fā)一體化控制可以提高系統(tǒng)的整體性能,實現(xiàn)飛行器和發(fā)動機的最優(yōu)匹配,極大地增強高超聲速飛行器的作戰(zhàn)能力[6]。

非線性動態(tài)逆(nonlinear dynamic inversion control,NDI)廣泛應(yīng)用于飛行器非線性控制中[7-8]。文獻[9]針對艦載機人工著艦精確軌跡控制中飛行員操縱負擔重、著艦環(huán)境復(fù)雜的問題,采用NDI控制方法設(shè)計了艦載機著艦軌跡控制律。針對具有輸入飽和的非仿射純反饋非線性系統(tǒng),文獻[10]基于奇異值攝動理論設(shè)計了NDI控制器,該控制器不僅具有較好的跟蹤性能與有效性,還避免了反步法中的復(fù)雜性爆炸問題。文獻[11]針對吸氣式高超聲速飛行器巡航狀態(tài)下飛行環(huán)境復(fù)雜、建模時存在非線性以及參數(shù)攝動等問題,提出了一種非線性動態(tài)逆-滑模控制律改進方法,在NDI的基礎(chǔ)上采用滑模變結(jié)構(gòu)補償參數(shù)攝動帶來的誤差。針對縱列式直升機存在的強耦合、強非線性、旋翼之間氣動干擾大及非線性模型難以求解問題,文獻[12]設(shè)計了基于BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的動態(tài)逆控制器,有效降低了系統(tǒng)超調(diào)量、減小系統(tǒng)響應(yīng)時間。針對旋轉(zhuǎn)導(dǎo)彈旋轉(zhuǎn)帶來的橫向與縱向之間的交叉耦合效應(yīng),文獻[13]利用NDI方法進行解耦控制,并加入了非線性干擾觀測器,保證了系統(tǒng)的魯棒性。實際上,NDI控制方法高度依賴于所建模型的準確性,在工程實踐中難以達到最理想的控制效果,而增量非線性動態(tài)逆(incremental nonlinear dynamic inversion control,INDI)控制方法在保證控制性能的基礎(chǔ)上降低了對模型精確度的要求,應(yīng)用更加廣泛[14]。

本文以X-43A高超聲速飛行器為研究對象,開展飛/發(fā)一體化控制方法與控制策略研究。根據(jù)飛/發(fā)耦合特性和耦合模型,基于多輸入-多輸出(MIMO)設(shè)計理論和NDI、INDI控制方法,分別設(shè)計了姿態(tài)外回路NDI控制器與角速率內(nèi)回路INDI控制器,以及高度和速度PID控制器,并通過設(shè)計操縱交聯(lián)的形式對發(fā)動機進行耦合補償,從而形成了飛/發(fā)一體化控制策略,保證了高超聲速飛行器的飛行品質(zhì)和控制器的魯棒性。

1 高超聲速飛行器模型

針對飛/發(fā)一體化的控制問題,建立高超聲速飛行器的六自由度非線性運動模型。

高超聲速飛行器位置動力學方程為

(1)

式中:u,v,w表示機體坐標系下的速度分量;p,q,r分別表示滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度和偏航角速度;m表示高超聲速飛行器質(zhì)量;Fx1,Fy1,Fz1和Fx2,Fy2,Fz2分別表示高超聲速飛行器所受氣動力和發(fā)動機推力在機體坐標系下的分量。

高超聲速飛行器位置運動學方程為

(2)

式中,Ldf和Lbd分別表示北東天坐標系至地心地固坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣,以及機體坐標系至東北天坐標系的轉(zhuǎn)換矩陣

式中:λ與φ分別表示NED坐標系原點所處的地理經(jīng)度和緯度;φ,θ,ψ分別表示高超聲速飛行器的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角。

高超聲速飛行器姿態(tài)動力學方程為

(5)

式中:Ixx,Iyy,Izz表示轉(zhuǎn)動慣量;Mx,My,Mz分別表示滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩。

高超聲速飛行器姿態(tài)運動學方程為

(6)

補充方程

(7)

式中,α和β分別表示高超聲速飛行器的迎角和側(cè)滑角。

本文中舵面和發(fā)動機油門等執(zhí)行機構(gòu)回路由二階模型表示

(8)

式中:ξ=0.7;ωn=25 Hz。

2 基于非線性動態(tài)逆的控制器設(shè)計

2.1 NDI理論

考慮非線性系統(tǒng)狀態(tài)方程為

(9)

則控制系統(tǒng)輸出方程可表示為

(10)

(11)

顯然,構(gòu)造的NDI控制律包含控制系統(tǒng)狀態(tài)參量的反饋項f(x),所以控制效果高度依賴被控對象數(shù)學模型的精確程度。

2.2 INDI理論

為提高NDI控制的魯棒性,有關(guān)學者提出了INDI控制方法,通過計算增量指令來代替總的控制輸入,降低控制律對于被控對象模型的依賴性[15]。

將(9)式中的系統(tǒng)狀態(tài)量x在[x0,u0]的小鄰域內(nèi)泰勒展開,可得

(12)

定義

(13)

(14)

(15)

Δx=x-x0

(16)

Δu=u-u0

(17)

那么(12)式可改寫為

(18)

忽略高階項,則(18)式可線性近似表示為

(19)

當控制律的解算頻率足夠高時,狀態(tài)量的增量Δx相對于控制輸入的增量Δu是高階小量,因此A0Δx可以忽略,則

(20)

控制系統(tǒng)輸出方程可寫為

(21)

(22)

最后可得到增量INDI控制器的輸出為

u=u0+Δu

(23)

2.3 控制器設(shè)計

本文根據(jù)奇異攝動理論,采用姿態(tài)角速率內(nèi)環(huán)與姿態(tài)外環(huán)分離的控制方案。其中,姿態(tài)外環(huán)控制系統(tǒng)輸入為姿態(tài)角誤差,輸出控制量為姿態(tài)角速率期望值。由于姿態(tài)外環(huán)系統(tǒng)中無攝動較大的參數(shù),且控制系統(tǒng)易由狀態(tài)方程準確表示,不存在模型的不確定性,為降低姿態(tài)外環(huán)控制律解算頻率與復(fù)雜度,姿態(tài)外環(huán)選用NDI控制。角速率內(nèi)環(huán)控制系統(tǒng)存在氣動系數(shù)等攝動較大的參數(shù),且精確模型建立較復(fù)雜,為保證控制系統(tǒng)魯棒性,角速率內(nèi)環(huán)選用INDI控制。同時,通過升降舵偏角與發(fā)動機油門操縱交聯(lián)的形式進行發(fā)動機對高超聲速飛行器的耦合補償。

為實現(xiàn)速度控制無靜差以及高度控制的平滑穩(wěn)定,本文對于速度與高度回路分別選用PI控制與串級PID控制律。控制器的總體結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 飛/發(fā)耦合控制結(jié)構(gòu)

其中,K表示發(fā)動機對俯仰通道的操縱交聯(lián)。為使俯仰舵偏角增量能夠抵消發(fā)動機對俯仰通道的影響,即滿足

(24)

操縱交聯(lián)可表示為

(25)

圖2 姿態(tài)外環(huán)NDI控制器結(jié)構(gòu)

圖3 角速率內(nèi)環(huán)INDI控制器結(jié)構(gòu)

下面對姿態(tài)控制器的子模塊進行詳細設(shè)計:

1) 參考模型

參考模型結(jié)構(gòu)如圖4所示,其中τ為時間常數(shù)。

圖4 參考模型

2) 誤差控制器

外環(huán)誤差控制律可表示為

(26)

內(nèi)環(huán)誤差控制律可寫為

(27)

其中,控制增益可根據(jù)系統(tǒng)可控能力、時間尺度分離原則和執(zhí)行機構(gòu)/操縱機構(gòu)動力學特性進行優(yōu)化設(shè)計。

3) 指令轉(zhuǎn)換

將角加速度作為角速率內(nèi)環(huán)直接被控狀態(tài)量時,根據(jù)INDI控制原理,需實時獲取當前角加速度,為避免直接測量角加速度時存在噪聲及延遲的問題,本文選擇力矩作為角速率內(nèi)環(huán)直接被控狀態(tài)量,因此需將角加速度期望值轉(zhuǎn)換為力矩期望值。指令轉(zhuǎn)換模塊通過歐拉方程可得出力矩期望值Mdes

(28)

式中,I表示機體轉(zhuǎn)動慣量矩陣。

4) 在線模型

在計算外、內(nèi)環(huán)控制量輸出時,根據(jù)模型與控制律的不同,需要在線計算不同的矩陣。

對于姿態(tài)外環(huán),其控制系統(tǒng)狀態(tài)方程為

(29)

根據(jù)NDI控制原理,姿態(tài)外環(huán)控制輸出為

(30)

(31)

(32)

對于角速率內(nèi)環(huán),其控制系統(tǒng)狀態(tài)方程為

M=A2+B2uCmd

(33)

根據(jù)INDI控制原理,A2矩陣不需要建模及在線求解,姿態(tài)外環(huán)控制輸出為

(34)

式中,u0為上一時刻的舵偏量,由在線估計模塊得出。

(35)

(36)

3 仿真分析

根據(jù)建立的具有耦合特性的飛/發(fā)一體化模型,以及所設(shè)計的飛/發(fā)一體化控制策略,對基于NDI、INDI的高超聲速飛行控制器的有效性進行仿真飛行驗證。仿真初始條件如如表1所示。β,φ,q,p,r,δr,δa為0。

表1 仿真初始條件

3.1 縱向通道仿真

在本小節(jié)中,假設(shè)高超聲速飛行器以6Ma速度在25.5 km高度飛行,高度回路設(shè)置斜方坡指令,側(cè)滑角指令為βc=0°,滾轉(zhuǎn)角指令為φc=0°,仿真結(jié)果如圖5所示。其中,黑色虛線為控制器指令(Cmd)曲線,藍色虛線為經(jīng)典PID控制仿真曲線,紅色實線為INDI控制仿真曲線。

圖5 縱向通道仿真結(jié)果

由圖5可知,在飛行高度方面,當高超聲速飛行器高度指令為穩(wěn)定保持25.5 km平飛時,INDI控制的跟蹤效果優(yōu)于經(jīng)典PID控制,且INDI控制高度誤差峰值較經(jīng)典PID控制更小;在飛行速度方面,INDI控制較經(jīng)典PID控制速度誤差峰值更小,速度跟蹤響應(yīng)的穩(wěn)態(tài)與快速性也更好;在高超聲速飛行器姿態(tài)方面,迎角變化曲線與發(fā)動機油門量的變化曲線趨勢接近,表明縱向的動態(tài)響應(yīng)過程引起了速度通道的擾動變化。此外,在高超聲速飛行器縱向運動過程中,側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角變化很輕微,表明在高超聲速飛行下,飛行器的縱向運動沒有引起明顯的橫航向擾動響應(yīng)。

綜上所述,INDI控制方法可較好地實現(xiàn)高超聲速飛行器縱向通道間與發(fā)動機的耦合控制。縱向控制及解耦效果方面,INDI控制策略在解耦效果、快速性、穩(wěn)態(tài)誤差性能方面,都優(yōu)于經(jīng)典PID控制,且在同等性能條件下,INDI控制策略避免了復(fù)雜的增益調(diào)度設(shè)計過程。

3.2 橫向通道仿真

在本小節(jié)中,假設(shè)高超聲速飛行器以6Ma速度在25.5 km高度飛行,側(cè)滑角指令為βc=0°,滾轉(zhuǎn)回路設(shè)置為斜方坡指令,仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6中黑色虛線為控制器指令(Cmd)曲線,藍色虛線為經(jīng)典PID控制仿真曲線,紅色實線為INDI控制仿真曲線。由圖6可知,在滾轉(zhuǎn)角指令跟蹤方面,INDI控制無明顯超調(diào)量,跟蹤精度優(yōu)于經(jīng)典PID控制;在飛行高度與速度方面,INDI控制的高度誤差與速度誤差均小于經(jīng)典PID控制;在高超聲速飛行器姿態(tài)方面,迎角變化趨勢與油門桿增量變化趨勢相同。為實現(xiàn)精確耦合控制,INDI控制的橫航向用舵量比經(jīng)典PID控制大。

綜上所述,相較于經(jīng)典PID控制,INDI控制方法對高超聲速飛行器橫向強耦合作用控制性能更佳。

4 結(jié) 論

針對高超聲速飛行器飛行過程中的飛/發(fā)間耦合效應(yīng)對自身的影響,本文在建立的高超聲速飛行器飛/發(fā)一體化數(shù)學模型基礎(chǔ)上,基于奇異攝動理論,將控制系統(tǒng)分解為角速率內(nèi)回路和姿態(tài)外回路,對外、內(nèi)回路采用NDI、INDI方法分別進行控制回路設(shè)計;然后,為增強控制系統(tǒng)的魯棒性,在控制器中引入了在線估計、誤差控制器、在線模型、參考模型等模塊;最后,通過仿真驗證了控制算法能有效實現(xiàn)飛/發(fā)耦合控制,降低耦合效應(yīng)對高超聲速飛行器自身的影響,且相比經(jīng)典PID控制,本文所設(shè)計的控制方法具有更快的響應(yīng)速度與更高好的控制精度。