王婷　張喆　王博

摘 要：該文以X-48無人機(jī)穩(wěn)定性飛行試驗(yàn)為例，介紹無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析試驗(yàn)方法。提出在舵機(jī)控制器前加入激勵信號，通過激勵的飛機(jī)響應(yīng)計算出傳遞函數(shù)，進(jìn)而進(jìn)行穩(wěn)定性分析的方法。并利用我院獨(dú)有的無人機(jī)驗(yàn)證平臺系統(tǒng)對該方法進(jìn)行仿真驗(yàn)證。仿真驗(yàn)證結(jié)果表明，無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析試驗(yàn)具有工程可實(shí)施性，可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

關(guān)鍵詞：無人機(jī)；飛行穩(wěn)定性；穩(wěn)定裕度；激勵信號

中圖分類號：V249 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）02（a）-0094-02

先進(jìn)的高性能無人機(jī)與以往最大的不同是采用了高自主導(dǎo)航系統(tǒng)。以往的經(jīng)驗(yàn)顯示駕駛員操縱錯誤是無人機(jī)事故的重要原因，另外由于存在數(shù)據(jù)鏈路延遲影響，無人機(jī)指揮控制系統(tǒng)通常存在嚴(yán)重的指令延遲，導(dǎo)致閉環(huán)駕駛幾乎不可能實(shí)現(xiàn)。因此，現(xiàn)代的大多數(shù)無人機(jī)均配備高度自主的飛行控制系統(tǒng)，能實(shí)現(xiàn)無需操作員干預(yù)的滑跑、起飛、巡航、著陸，甚至緊急操作。飛控系統(tǒng)和飛行安全密切相關(guān)，飛控系統(tǒng)與飛行品質(zhì)試驗(yàn)需要在無人機(jī)研制試驗(yàn)初期就與其它試驗(yàn)同步開展。由于自主飛行控制系統(tǒng)沒有直接的“桿力、桿位移”輸入，常規(guī)的飛行品質(zhì)試驗(yàn)方法不適用，而且其控制系統(tǒng)始終處于閉環(huán)運(yùn)行狀態(tài)，開環(huán)穩(wěn)定性和控制試驗(yàn)也不可行。因此，無人機(jī)飛控系統(tǒng)飛行試驗(yàn)被迫回到最基本的試飛方法，即開展任務(wù)相關(guān)的操作、觀察飛機(jī)的反應(yīng)、判斷飛機(jī)的飛行品質(zhì)是否能完成該任務(wù)。同時，試驗(yàn)中加入俯仰、橫滾、偏航指令激勵信號對飛行控制系統(tǒng)形成激勵，用以測試無人機(jī)飛控系統(tǒng)的閉環(huán)穩(wěn)定性。

該文以X-48無人機(jī)穩(wěn)定性飛行試驗(yàn)為例，介紹無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析試驗(yàn)方法，進(jìn)而利用現(xiàn)有的無人機(jī)驗(yàn)證平臺仿真系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證。通過仿真驗(yàn)證可知無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析試驗(yàn)是可行的，具有工程可實(shí)施性，可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

1 穩(wěn)定性分析方法

通常來說對于飛行期間的穩(wěn)定性分析是一個循序漸進(jìn)的過程。早期NASA DFRC就在Grumman X-29A1，2飛機(jī)上進(jìn)行了飛行穩(wěn)定性分析技術(shù)研發(fā)[1-2]，包括飛行手動掃頻技術(shù)和穩(wěn)定性分析等。而X-36飛機(jī)飛行試驗(yàn)也在自動系統(tǒng)中加入了掃頻激勵[3]。在X-43A驗(yàn)證機(jī)和NF-15B智能飛行控制系統(tǒng)飛機(jī)，飛行試驗(yàn)中均自動加入混合激勵信號，同時在飛行后進(jìn)行多軸穩(wěn)定性分析[4-5]。

X-48無人機(jī)是最新研發(fā)的大展弦比飛翼式無人機(jī)驗(yàn)證平臺。穩(wěn)定性分析試驗(yàn)方法為：機(jī)載激勵裝置在特定飛行狀態(tài)點(diǎn)產(chǎn)生特定的激勵信號同時對三軸進(jìn)行激勵，根據(jù)激勵得到的飛機(jī)響應(yīng)計算飛機(jī)開環(huán)頻率響應(yīng)，進(jìn)一步估算傳遞函數(shù)，使用估算的傳遞函數(shù)進(jìn)行穩(wěn)定裕度分析，將該穩(wěn)定裕度與仿真數(shù)據(jù)和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，從而進(jìn)行快速包線擴(kuò)展。

2 激勵信號

激勵信號信息嵌入在機(jī)載飛控計算機(jī)中運(yùn)行的飛機(jī)管理系統(tǒng)（VMS）中，包括激勵信號特征信息和注入點(diǎn)位置信息。

等式（1）為激勵信號的簡單表達(dá)式。

通常可以自由選擇激勵信號各頻率成分以及每個頻率成分的相關(guān)權(quán)量值。為保證信號互不相關(guān)，需要選擇的頻率成分能夠構(gòu)成諧波序列。激勵信號的互不相關(guān)性可以使激勵同時作用于各個通道，減少激勵必需的時間。為了保持飛行在初始平衡位置附近或者配平點(diǎn)，激勵信號的峰值應(yīng)該最小化，見等式（2）。

X-48無人機(jī)選用了以下兩種激勵信號，激勵信號特征參數(shù)見表1。

激勵信號注入位置見圖1。

在舵機(jī)控制器C2前加入激勵信號能夠使控制器的維度減小到最小的三通道。激勵涉及滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三軸角速度命令。在該位置加入激勵信號也能夠減小由飛機(jī)P額外帶來的潛在影響，從而減小對開環(huán)傳遞函數(shù)的影響。飛機(jī)開環(huán)傳遞函數(shù)，C1、P、C2均能夠通閉環(huán)時間歷程曲線進(jìn)行估算。式（3）為傳遞函數(shù)的時域形式。

外環(huán)輸入命令r中包含了駕駛員命令，通常情況下在激勵動作期間要求駕駛員盡量不進(jìn)行輸入操縱，故在分析時可以忽略不計。

開環(huán)傳遞函數(shù)可以通過多種方法估算。式（4）為使用控制器命令信號和建立的一個簡單的傳遞函數(shù)。

以該形式估算的傳遞函數(shù)可避免和信號間的噪聲影響[6]。

3 仿真試驗(yàn)及結(jié)果

該文利用我院特有的無人機(jī)驗(yàn)證平臺仿真系統(tǒng)對無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析方法進(jìn)行驗(yàn)證。無人機(jī)驗(yàn)證平臺是將某型有人駕駛飛機(jī)加裝了數(shù)據(jù)鏈傳輸系統(tǒng)、電視前視系統(tǒng)等相關(guān)系統(tǒng)，配以地面控制站進(jìn)行飛行控制，從而構(gòu)建成完整的無人機(jī)演示驗(yàn)證系統(tǒng)。該無人機(jī)演示驗(yàn)證系統(tǒng)已完成遙控狀態(tài)下的飛行試驗(yàn)及飛行品質(zhì)評定，即將開展程控控制律穩(wěn)定性分析及飛行品質(zhì)評定。

該文在程控模態(tài)下進(jìn)行仿真研究。程控控制律包括：高度保持、傾斜保持、速度保持等模態(tài)。

無人機(jī)驗(yàn)證系統(tǒng)上述各模態(tài)的控制律基本都建立在內(nèi)環(huán)角速度穩(wěn)定，外環(huán)角度跟蹤的原理上，實(shí)現(xiàn)方法和調(diào)參較為簡便。面向各種飛行階段的控制律基本結(jié)構(gòu)是一致的，但面向各種飛行任務(wù)進(jìn)行針對性的增益調(diào)參。以精確著陸任務(wù)和巡航偵查任務(wù)為例，試驗(yàn)任務(wù)特征見表2。

利用掃頻試驗(yàn)方法對設(shè)計的控制律穩(wěn)定裕度進(jìn)行計算，在縱向、橫向、航向的舵機(jī)指令綜合口處加入激勵信號。試驗(yàn)條件如表3所示。最小頻率0.1 Hz，最大頻率10 Hz，持續(xù)時間30 s。

試驗(yàn)結(jié)果見表4。

結(jié)果分析：

（1）利用掃頻信號激勵容易獲得非參數(shù)模型的頻域特性信息，并提供有用的飛行品質(zhì)數(shù)據(jù)。

（2）完整、詳細(xì)的動力學(xué)模型的仿真計算結(jié)果逼真度較高，在真實(shí)掃頻試飛前應(yīng)盡量利用6自由度全量模型進(jìn)行計算。

（3）在計算的2種構(gòu)型的穩(wěn)定裕度結(jié)果中，均滿足6 dB的幅值裕度和45°的相位裕度，滿足有人駕駛飛機(jī)飛行品質(zhì)的要求，對于無人機(jī)，該指標(biāo)要求是否適用，應(yīng)通過飛行試驗(yàn)進(jìn)一步確認(rèn)。endprint

4 結(jié)語

利用在舵機(jī)控制器前加入激勵信號的方法可用于無人機(jī)穩(wěn)定性分析，該方法具有工程可實(shí)施性，可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

參考文獻(xiàn)

[1] Bosworth，J.T.West，J.C.Real-Time Open-Loop Frequency Response Analysis of Flight Test Data.AIAA 86-9738，1986.

[2] Gera，J.Bosworth，J.T.，“Dynamic Stability and Handling Qualities Tests on a Highly Augmented，Statically Unstable Airplane.NASA TM-88297，1987.

[3] Balough，D.L.“Determination of X-36 Stability Margins Using Real-Time Frequency Response Techniques.AIAA-984154，1998.

[4] Baumann，E.“Tailored Excitation for Frequency Response Measurement Applied to the X-43A Flight Vehicle. AIAA2006-638， 2006.

[5] Morelli，E.A.Multiple Input Design for Real-Time Parameter Estimation in the Frequency Domain.Paper REG-360，13th IFAC Symposium on System Identification，Rotterdam，The Netherlands，2003.

[6] Tischler，M.B.，Remple，R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification： Engineering Methods with Flight Test Examples，AIAA Education Series，AIAA，Inc.，Reston，VA， 2006.endprint

4 結(jié)語

利用在舵機(jī)控制器前加入激勵信號的方法可用于無人機(jī)穩(wěn)定性分析，該方法具有工程可實(shí)施性，可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

參考文獻(xiàn)

[1] Bosworth，J.T.West，J.C.Real-Time Open-Loop Frequency Response Analysis of Flight Test Data.AIAA 86-9738，1986.

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[6] Tischler，M.B.，Remple，R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification： Engineering Methods with Flight Test Examples，AIAA Education Series，AIAA，Inc.，Reston，VA， 2006.endprint

4 結(jié)語

利用在舵機(jī)控制器前加入激勵信號的方法可用于無人機(jī)穩(wěn)定性分析，該方法具有工程可實(shí)施性，可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

參考文獻(xiàn)

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[6] Tischler，M.B.，Remple，R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification： Engineering Methods with Flight Test Examples，AIAA Education Series，AIAA，Inc.，Reston，VA， 2006.endprint