王奇, 吳文海, 胡國才

(1.海軍航空工程學(xué)院 青島分院, 山東 青島 266041; 2.海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264001)

抗尾流干擾的自動著艦非線性控制研究

王奇1, 吳文海1, 胡國才2

(1.海軍航空工程學(xué)院 青島分院, 山東 青島 266041; 2.海軍航空工程學(xué)院 飛行器工程系, 山東 煙臺 264001)

由于飛機與尾流模型的非線性,為實現(xiàn)自動精確著艦,探究了具有尾流抑制能力的非線性控制器設(shè)計方法?；跉饬鲾_動影響的飛機六自由度非線性模型,利用非線性動態(tài)逆控制方法對各控制回路進行了設(shè)計,為抑制尾流擾動,提出了應(yīng)用非線性觀測器進行補償?shù)姆椒?。仿真結(jié)果表明,具有非線性干擾觀測器的控制器可以在4 s內(nèi)使飛機穩(wěn)定在速度為52.04 m/s,并使航跡角保持在±0.5°變化范圍內(nèi),最終的著艦側(cè)向偏差為-0.13 m。

飛行控制; 自動著艦; 尾流抑制; 非線性動態(tài)逆

0 引言

艦尾流是引起艦載機進艦下滑誤差的主要因素。在艦尾流抑制的線性控制器設(shè)計中,往往在某一特定狀態(tài)點上對飛機運動特性進行縱向或橫向的線性化,并根據(jù)得到的線性時不變模型,采用迎角恒定的控制策略,運用H∞綜合理論[1]進行控制律的設(shè)計。運用此方法可以得到魯棒性較好的控制器,但同樣的控制器在工程運用后難以確保非線性對象受擾控制所需的魯棒性。在非線性控制器設(shè)計中,較為常用的是動態(tài)逆的方法,時標(biāo)分離的各參量可以為某些常見變量[2-4](如三軸角速度、歐拉角等)或是運用控制變量[5]方法得到的某些特定變量(設(shè)計中感興趣的參量)。在動態(tài)逆控制器設(shè)計中,采用積分控制可以對尾流穩(wěn)態(tài)分量及海況條件所引起的模型不確定性具有一定的魯棒性,但并不能減少尾流對自動著艦控制系統(tǒng)的影響。

目前,在艦載機自動著艦控制系統(tǒng)研究的文獻中,多數(shù)是針對縱橫解耦后的線性狀態(tài)空間模型進行各個回路的設(shè)計[6-7],國內(nèi)鮮見運用非線性控制設(shè)計方法的相關(guān)文獻。在國外的自動著艦非線性控制器設(shè)計[3,5]中,往往只考慮艦面運動補償并假設(shè)大氣處于平靜狀態(tài),從而避開了對艦尾流抑制技術(shù)的研究。

為此,本文在非線性動態(tài)逆控制器設(shè)計的基礎(chǔ)上,提出了一種下滑著艦中非線性艦尾流抑制方法。首先,給出了考慮艦尾流影響的下滑著艦飛行動力學(xué)模型。然后,基于非線性動態(tài)逆控制器的設(shè)計方法,對時標(biāo)分離的四個回路進行相應(yīng)設(shè)計,采用軌跡跟蹤策略實現(xiàn)精確著艦控制。提出了應(yīng)用干擾觀測器[8-9]對尾流影響進行補償控制的思路,以提高控制器抗干擾性能。最后,通過仿真驗證了所設(shè)計控制器的尾流抑制效果。

1 下滑動力學(xué)模型

艦尾流對下滑著艦飛行的主要影響是產(chǎn)生附加擾動氣流迎角,其數(shù)學(xué)定義見文獻[10]。基于國際標(biāo)準(zhǔn)坐標(biāo)系與常用假設(shè),考慮艦尾流影響的飛機動力學(xué)方程[11-12]為:

(1)

飛機氣動角度及軌跡運動的微分方程為:

(2)

(3)

式中,c*,s*,t*分別代表cos*,sin*及tan*。

2 自動著艦非線性控制設(shè)計

為設(shè)計具有尾流抑制功能的控制器,本文在動態(tài)逆控制器設(shè)計的基礎(chǔ)上引入非線性干擾觀測器,以對速度、航跡角及航跡偏角中的艦尾流擾動項進行估計,并將估計值補償?shù)狡谕羌巴屏Φ目刂坡山馑阒?具體構(gòu)型如圖1所示。

圖1 抗尾流干擾的自動著艦控制系統(tǒng)Fig.1 ACLS with airwake rejection ability

2.1 快狀態(tài)回路設(shè)計

選取角速度為快變量,將氣動力矩M計算式中的操縱量u分離為單獨的控制輸入陣,并將其余項寫入到ff(x)中,可得仿射型快狀態(tài)回路表達式:

(4)

式中,xf=[T,V,α,β,p,q,r]T;u=[δa,δe,δr]T。使用ωd=[pd,qd,rd]T替代上式中的ω,通過取逆可得到所需控制輸入:

(5)

2.2 慢狀態(tài)回路設(shè)計

選取α,β,μ為慢狀態(tài),通過將式(2)中的角速度量分離為輸入變量,可將其寫為仿射型結(jié)構(gòu):

(6)

式中,x2=[T,V,γ,α,β,μ]T,則期望的角速度ωc為:

(7)

2.3 非常慢狀態(tài)回路設(shè)計

選取V,γ及χ為非常慢狀態(tài),該回路輸出為慢狀態(tài)回路期望指令。著艦過程中,艦載機需盡量消除側(cè)滑運動,選取βc=0。通過式(1)的符號運算可得到期望氣動力值與Tc,由此得到:

(8)

式中,Δ1與Δ2為氣流擾動項;μc采用文獻[3]的處理方法。

2.4 軌跡回路的設(shè)計

軌跡回路輸入是艦載機期望航跡,通過航跡偏差解算出Vc,χc及γc,為非常慢狀態(tài)回路提供指令輸入。將式(3)求導(dǎo)得到:

(9)

(10)

此時閉環(huán)系統(tǒng)二階誤差式為:

(11)

2.5 非線性干擾觀測器設(shè)計

文獻[8-9]成功地將非線性干擾觀測器的設(shè)計運用到非線性系統(tǒng)的控制中。非線性干擾觀測器的設(shè)計過程一般獨立于非線性控制器的設(shè)計,只需將觀測器對干擾的估計值替代控制器中的擾動項,即可使控制器具有一定的抗外界干擾能力。

將式(1)寫為:

(12)

式中,Δ(t)為艦尾流引起的干擾項。

觀測值動態(tài)定義為:

(13)

(14)

于是得到非線性干擾觀測器為:

(15)

(16)

3 控制系統(tǒng)下滑仿真分析

在艦載機無偏航、-3.5°下滑配平的基礎(chǔ)上,選取V=52 m/s為初始狀態(tài)。以距理想著艦點900 m處作為下滑仿真的初始點,并假設(shè)艦體前行的速度為15.4 m/s。在控制器設(shè)計的基礎(chǔ)上,對艦載機穿越艦尾流時的飛行過程進行仿真,以高度0 m為仿真終止條件,結(jié)果如圖2～圖5所示。

圖3 不同情況下航跡角隨時間的變化Fig.3 Flight-path angle vs time under different control strategies

圖4 三軸下滑跟蹤誤差Fig.4 3-axis gliding tracking error

圖5 操縱量隨時間的變化Fig.5 Control operations vs time

圖2是在不同仿真條件下,艦載機穿越艦尾流時航跡速度的動態(tài)特性。在不加任何控制時(自然機體),飛機的航跡速度將出現(xiàn)不斷增大的趨勢,最大值為52.82 m/s。由于飛機具有較小的穩(wěn)定氣動阻尼,使得飛機恢復(fù)到平衡位置的能力較弱,且需要較長的回穩(wěn)時間(大于14 s),不能保證準(zhǔn)確著艦。對于控制作用下的下滑,具有觀測器補償?shù)目刂破髅黠@優(yōu)于單一的控制器,并能有效抑制艦尾流,較快地使飛機穩(wěn)定在新的平衡位置(V=52.04 m/s)上。

圖3給出了飛機在不同控制情況下的航跡角動態(tài)響應(yīng)特性。在不加任何控制的情況下,飛機穿越艦尾流時的航跡角出現(xiàn)增大趨勢(最大為-3.3°),始終上偏于下滑道。在控制器作用下,有無非觀測器補償對航跡角影響不大。圖4是具有抗尾流干擾功能的自動著艦系統(tǒng),在下滑著艦中產(chǎn)生的下滑道跟蹤誤差曲線。由于母艦前行與飛行甲板偏角的影響,飛機在開始時需要較大的側(cè)向調(diào)整,表現(xiàn)為副翼操縱(見圖5),縱向航跡跟蹤誤差較小(小于±0.5 m)。

4 結(jié)束語

針對非線性自動著艦控制系統(tǒng)及抗干擾功能增強的研究,本文在非線性控制器設(shè)計的基礎(chǔ)上,提出了采用非線性干擾觀測器方法,以抑制下滑著艦時的尾流影響。仿真結(jié)果表明,采用觀測器的動態(tài)逆控制器能在4 s內(nèi)使艦載機著艦速度穩(wěn)定在固定值上。設(shè)計的動態(tài)逆飛行控制器可應(yīng)用于無人機空間三維航跡的跟蹤控制,對于控制器未建模動態(tài)的補償還需進一步的研究。

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Researchonnonlinearcontrolofautomatedcarrierlandingwiththeairwakerejectionability

WANG Qi1, WU Wen-hai1, HU Guo-cai2

(1.Qingdao Branch, NAAU, Qingdao 266041, China; 2.Department of Airborne Vehicle Engineering, NAAU, Yantai 264001, China)

Because of the nonlinearity of aircraft model and the airwake model,this paper studied on the design of nonlinear controller with the airwake rejection ability for carrier landing precisely.6-DOF nonlinear dynamic model of aircraft was delivered considering the influence of the wind.Based on this mode,autonomous carrier landing control law using nonlinear dynamic inverse was designed.For the airwake rejection,the method using nonlinear disturbance observer was proposed.The nonlinear dynamic inverse controller with nonlinear disturbance observer could make aircraft steady atV=52.04 m/s within 4 s,keeping flight path angle changing in ±0.5°,and the final lateral landing error was-0.13 m.

flight control; automatic carrier landing; airwake rejection; nonlinear dynamic inverse

V249.1

A

1002-0853(2013)04-0317-04

2012-11-05;

2013-03-20; < class="emphasis_bold">網(wǎng)絡(luò)出版時間

時間:2013-06-06 12:25

航空科學(xué)基金資助(20100785001)

王奇(1985-)，男，江蘇南京人，博士研究生，研究方向為飛行力學(xué)與飛行控制。

(編輯：方春玲)