魯可, 袁鎖中

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

層疊結(jié)構(gòu)動態(tài)逆在無人戰(zhàn)斗機控制中的應(yīng)用

魯可, 袁鎖中

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

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

無人戰(zhàn)斗機; 動態(tài)逆; 內(nèi)回路; 魯棒性

引言

無人戰(zhàn)斗機采用翼身融合的一體化設(shè)計、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,減小雷達反射面積,但同時造成了飛機的靜不穩(wěn)定,采用線性的控制方法很難滿足無人戰(zhàn)斗機的性能。當(dāng)無人戰(zhàn)斗機進行機動飛行時,氣動力和力矩均進入了非線性范圍,3個軸的慣性動力學(xué)耦合嚴重,這時無人戰(zhàn)斗機的運動只能用9個非線性微分方程描述,無法再用傳統(tǒng)的小擾動方法進行線性化處理、縱側(cè)向分開及解耦處理,必須采用非線性控制[1]。動態(tài)逆的控制算法已經(jīng)比較完善[2-4],但是動態(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態(tài)逆的應(yīng)用。后來很多學(xué)者研究魯棒動態(tài)逆的控制,以增強動態(tài)逆的實用性[1-2]。其中文獻[1]用在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補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)回路的性能對整個控制系統(tǒng)的影響。本文以成熟的動態(tài)逆方法為基礎(chǔ),分析了氣動力、氣動力矩與舵面的關(guān)系,從內(nèi)回路開始保證系統(tǒng)的性能,從而保證整個控制器的性能。

1 無人戰(zhàn)斗機飛行控制系統(tǒng)設(shè)計

本文研究的控制對象為某型無人戰(zhàn)斗機,該機采用飛翼布局、阻力方向舵。直接應(yīng)用動態(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,非線性動態(tài)逆方法在實際的飛行控制系統(tǒng)中應(yīng)用時,多采用奇異攝動原理,以時間為尺度將系統(tǒng)劃分成多個回路,然后對各個回路分別進行設(shè)計。通過劃分快、慢子系統(tǒng),可實現(xiàn)將全系統(tǒng)的控制器設(shè)計問題轉(zhuǎn)換為子系統(tǒng)的控制器設(shè)計問題。根據(jù)奇異攝動理論,要求系統(tǒng)狀態(tài)變量的動力學(xué)特性具有明顯不同的時間尺度差異。在飛行控制系統(tǒng)中,狀態(tài)變量的動力學(xué)特性就具有這種時間尺度差異,滿足時標(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

由于舵面的動作主要引起的是氣動力矩的變化,所以考慮含有氣動力矩的無人戰(zhàn)斗機動力學(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)斗機力矩表達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)就可以通過解一個三元一次方程組實時地計算出來。

1.2 外回路控制律設(shè)計

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,因為無人戰(zhàn)斗機的軌跡控制是通過對姿態(tài)角進行控制得到的。本文選擇俯仰角、滾轉(zhuǎn)角及側(cè)滑角為控制對象,選擇這些控制量會使飛控系統(tǒng)的應(yīng)用范圍增加很多,比如加上動力補償系統(tǒng)可以用在無人戰(zhàn)斗機自動著艦上面;加上協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制可以用在無人戰(zhàn)斗機的航跡控制上;甚至在空中格斗時使側(cè)滑角不為零以延長交火時間。

系統(tǒng)的外回路對應(yīng)于飛機的運動學(xué)方程。該運動學(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,不利于機動飛行,因此必須實現(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,飛機進行協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎時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)計對系統(tǒng)的影響

動態(tài)逆控制律要求控制方程已知并且精確建模,當(dāng)飛機進行機動飛行時飛機的狀態(tài)已經(jīng)完全進入非線性區(qū),這時的氣動參數(shù)攝動比較大,造成建模有較大誤差。如何提高動態(tài)逆控制系統(tǒng)的魯棒性一直是一個熱點問題。目前主要方法有:采用在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對建模誤差進行補償;采用經(jīng)典魯棒控制設(shè)計方法進行魯棒控制器設(shè)計。這些方法大部分都集中在外回路也就是姿態(tài)回路進行設(shè)計,而對內(nèi)回路不夠重視。當(dāng)氣動參數(shù)變化時首先引起的是氣動力矩的變化,氣動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)斗機在1 000 m高度,以100 m/s的速度進行直線平飛。當(dāng)輸入指令p=1 (°)/s,q=1 (°)/s,r=1 (°)/s時系統(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 仿真驗證

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

圖3 無參數(shù)攝動時姿態(tài)角響應(yīng)圖

圖4 無參數(shù)攝動時舵面響應(yīng)圖

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

圖5 參數(shù)攝動30%時姿態(tài)角響應(yīng)圖

圖6 參數(shù)攝動30%時舵面響應(yīng)圖

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

4 結(jié)束語

本文對無人戰(zhàn)斗機進行了層疊結(jié)構(gòu)動態(tài)逆控制律的設(shè)計,通過保證內(nèi)回路的動態(tài)性能和跟蹤性能對控制器進行設(shè)計,并且通過解一個三元一次方程組對舵面偏角進行實時解算。由仿真可以得出,當(dāng)氣動參數(shù)有30%的攝動時,該控制器表現(xiàn)出了良好的性能。

[1] 朱家強,郭鎖鳳.一種在線神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)在補償飛機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,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.大迎角超機動飛行控制技術(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)費專項基金資助(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。