吳成富, 戢鳳, 段曉軍, 邵朋院

(西北工業(yè)大學(xué) 無(wú)人機(jī)特種技術(shù)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710065)

0 引言

無(wú)人機(jī)控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)舵機(jī)根據(jù)無(wú)人機(jī)的控制信號(hào)來(lái)控制飛機(jī)的飛行和穩(wěn)定。 如果舵機(jī)出現(xiàn)故障,則可能導(dǎo)致飛機(jī)失控。舵機(jī)卡死是舵機(jī)故障中最為嚴(yán)重的故障，也是某容損項(xiàng)目的主要研究?jī)?nèi)容之一。當(dāng)某舵面出現(xiàn)舵機(jī)卡死故障時(shí)，可以利用其他舵面的控制冗余，通過(guò)指令重新分配，盡量消除影響，從而實(shí)現(xiàn)解析冗余容錯(cuò)控制[1]。

在高度、速度等條件不變的情況下,單側(cè)副翼卡死為飛機(jī)附加常值的滾轉(zhuǎn)和俯仰力矩?cái)_動(dòng)。當(dāng)副翼卡死位置較小時(shí),由于卡死產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)操縱力矩較小,飛機(jī)機(jī)體產(chǎn)生的力矩可以平衡該力矩,在這種情況下,飛機(jī)橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)不會(huì)發(fā)散,而是進(jìn)入荷蘭滾模態(tài)[2]。文獻(xiàn)[3]對(duì)F16單側(cè)副翼卡死的容錯(cuò)控制進(jìn)行了研究,利用升降舵和方向舵來(lái)進(jìn)行平衡控制。當(dāng)副翼卡死在較大位置時(shí),由于飛機(jī)機(jī)體產(chǎn)生的氣動(dòng)力矩不足以平衡卡死舵面的滾轉(zhuǎn)力矩,在這種情況下,飛機(jī)橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)會(huì)發(fā)散,進(jìn)入不穩(wěn)定的螺旋模態(tài),飛機(jī)持續(xù)滾轉(zhuǎn)[4]。在以上兩種情況下,飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角都會(huì)產(chǎn)生較大變化。在大滾轉(zhuǎn)角下,飛機(jī)的升力在豎直方向的分量不足以平衡重力,所以會(huì)造成飛機(jī)持續(xù)掉高,若其他輸入保持在配平狀態(tài),則飛機(jī)會(huì)摔機(jī)。

本文研究的實(shí)驗(yàn)平臺(tái)為V尾常規(guī)布局小型無(wú)人機(jī)。針對(duì)該實(shí)驗(yàn)平臺(tái)單側(cè)副翼卡死在較大角度位置(右側(cè)副翼卡死在20°)的情況,對(duì)其配平方法進(jìn)行研究,并通過(guò)仿真驗(yàn)證得出該飛機(jī)針對(duì)單側(cè)副翼大角度卡死的配平策略。本文的研究結(jié)果在無(wú)人機(jī)容錯(cuò)、容損等課題研究及以后的工程應(yīng)用中具有重要意義。

1 單側(cè)副翼卡死的配平方法分析

在單側(cè)副翼卡死的情況下,對(duì)飛機(jī)的橫側(cè)向和縱向都有影響,其中由于副翼對(duì)滾轉(zhuǎn)力矩的影響較大,同時(shí),副翼卡死后,飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)操縱能力大幅降低,所以副翼卡死時(shí)飛機(jī)配平的難點(diǎn)是如何配平滾轉(zhuǎn)力矩。

設(shè)副翼的出舵量為δa,若將左右副翼的舵效單獨(dú)考慮,則整機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)為[5]:

Cl=Clββ+Clδarδar+Clδalδal

(1)

當(dāng)上式滿足Cl=0時(shí),整機(jī)的滾轉(zhuǎn)力矩達(dá)到平衡。

從式(1)可知,當(dāng)右副翼卡死時(shí),可以使用側(cè)滑角β和左副翼同時(shí)進(jìn)行配平,所以存在一個(gè)配平量分配的問(wèn)題。在配平過(guò)程中,這兩個(gè)量應(yīng)該如何分配,是一個(gè)值得研究的問(wèn)題。下面分析側(cè)滑角β和左副翼δal對(duì)飛機(jī)運(yùn)動(dòng)產(chǎn)生的影響。

整機(jī)側(cè)力系數(shù)為:

CY=CYββ+CYδrδr+CYδpδp+CYγγ

(2)

式中,CYδr,CYδp及CYγ都較小。由式(1)和式(2)可知,側(cè)滑角除影響滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)外,主要影響側(cè)力Y。

要平衡側(cè)滑角帶來(lái)的側(cè)力Y,需要飛機(jī)有較大的滾轉(zhuǎn)角,以用升力的分量來(lái)平衡該側(cè)力,同時(shí),增大側(cè)滑角會(huì)增加整機(jī)的阻力,為了維持空速,需要消耗更多的動(dòng)力。但加入側(cè)滑角可以減小左副翼的出舵量,從而使飛機(jī)具有較大的剩余操縱能力。

由于該飛機(jī)的副翼同時(shí)作為升降舵使用,所以較大的左副翼除影響滾轉(zhuǎn)力矩外,還產(chǎn)生俯仰力矩的擾動(dòng),為了平衡該力矩,需要增加升降舵的出舵量,所以增加左副翼的出舵量,雖然會(huì)減小飛機(jī)的側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角,但會(huì)降低飛機(jī)的剩余操縱能力。

圖1給出了本文實(shí)驗(yàn)平臺(tái)下,右副翼卡死在20°配平時(shí)隨著側(cè)滑角的增加,左副翼和滾轉(zhuǎn)角的變化曲線。由圖1可以看出,圖1的結(jié)果與前面的分析結(jié)果一致,證明了前面分析的正確性。

2 控制器設(shè)計(jì)

根據(jù)無(wú)人機(jī)單側(cè)副翼大角度卡死后的飛機(jī)響應(yīng)情況進(jìn)行分析,可得到不同的配平方法。本論文研究的配平方法主要有兩種:用另一片副翼配平及主要用側(cè)滑角配平。對(duì)上述兩種方法的極限值即另一片副翼20°配平或側(cè)滑角-9°配平進(jìn)行設(shè)計(jì),則各配平設(shè)計(jì)點(diǎn)配平參數(shù)如表1所示。

針對(duì)該配平設(shè)計(jì)點(diǎn),本文控制器采用傳統(tǒng)PID方法,對(duì)其進(jìn)行仿真驗(yàn)證?？刂破鹘Y(jié)構(gòu)內(nèi)環(huán)與常規(guī)控制器相同,采用三軸姿態(tài)控制和空速保持。外環(huán)控制器縱向采用高度保持控制器,而橫側(cè)向采用側(cè)滑角保持控制器。側(cè)滑角導(dǎo)數(shù)為:

(3)

由上式可知,偏航角速率(p)、滾轉(zhuǎn)角速率(r)以及側(cè)向力(Y)都對(duì)側(cè)滑角有貢獻(xiàn),而前兩個(gè)角速率需要使用副翼和方向舵來(lái)產(chǎn)生,而側(cè)滑角建立之后,會(huì)產(chǎn)生側(cè)力,需產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)角,通過(guò)升力分量來(lái)平衡該側(cè)滑角。所以,側(cè)滑角采用副翼和方向舵協(xié)調(diào)控制的方法,使用滾轉(zhuǎn)角和偏航角控制作為側(cè)滑角保持控制器的內(nèi)回路。側(cè)滑角保持控制器結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2 側(cè)滑角保持控制器結(jié)構(gòu)框圖Fig.2 Block diagram of sideslip angle controller

側(cè)滑角保持控制器由內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制和外環(huán)的姿態(tài)指令生成(即上圖中的側(cè)滑角控制)組成,其中外環(huán)由側(cè)滑角偏差來(lái)生成滾轉(zhuǎn)和偏航指令,內(nèi)環(huán)分別使用副翼和方向舵來(lái)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)角的控制。需要注意的是，其中偏航角控制與常規(guī)的偏航角控制不同,其主要目的并不是控制偏航角,而是使用方向舵來(lái)配合產(chǎn)生側(cè)滑角,并使側(cè)滑角到達(dá)穩(wěn)態(tài)時(shí)航向也達(dá)到穩(wěn)態(tài),實(shí)現(xiàn)穩(wěn)態(tài)側(cè)滑直飛。上圖中各個(gè)控制器都采用經(jīng)典的PID控制律,其中在參數(shù)設(shè)計(jì)過(guò)程中,發(fā)現(xiàn)偏航角控制的參數(shù)隨側(cè)滑角變化較大,所以,偏航角采用增益調(diào)度PID控制。其他控制器與常規(guī)控制器類(lèi)似,在此不再贅述。

3 仿真結(jié)果及分析

根據(jù)設(shè)計(jì)好的控制器,對(duì)驗(yàn)證飛機(jī)的右副翼卡死在20°時(shí)采用配平設(shè)計(jì)點(diǎn)1的方法(即最大側(cè)滑角配平)進(jìn)行配平的效果進(jìn)行仿真驗(yàn)證。初始狀態(tài)為飛機(jī)在500 m高度正常平飛,仿真開(kāi)始時(shí)右副翼卡死在20°,然后過(guò)渡到最大側(cè)滑-9°,過(guò)渡過(guò)程中相關(guān)信號(hào)的響應(yīng)如圖3所示。

初始狀態(tài)與配平設(shè)計(jì)點(diǎn)1相同,在采用配平設(shè)計(jì)點(diǎn)2的配平方法的情況下,相應(yīng)的響應(yīng)如圖4所示。

圖3 右副翼卡死時(shí)系統(tǒng)設(shè)計(jì)點(diǎn)1的非線性響應(yīng)曲線Fig.3 Nonlinear response of control system when right aileron jammed on state point 1

圖4 右副翼卡死時(shí)系統(tǒng)設(shè)計(jì)點(diǎn)2的非線性響應(yīng)曲線Fig.4 Nonlinear response of control system when right aileron jammed on state point 2

由圖3和圖4可以看出,該過(guò)渡過(guò)程在10 s左右完成且用另一片副翼配平的方法相對(duì)慢些,整個(gè)過(guò)程中高度均波動(dòng)近10 m,最大滾轉(zhuǎn)角達(dá)到-70°;在進(jìn)入穩(wěn)態(tài)后,兩種方法的空速均降低了3 m/s,最后穩(wěn)定在498 m附近。

4 結(jié)束語(yǔ)

從上面理論分析和實(shí)際配平的結(jié)果可以看出,在配平中增加側(cè)滑角和左副翼各有利弊:增加側(cè)滑角可以使飛機(jī)具有較大的剩余操縱能力,但會(huì)增加飛機(jī)的滾轉(zhuǎn)角;增加左副翼可以減小飛機(jī)的側(cè)滑和滾轉(zhuǎn),但是會(huì)減小剩余操縱能力。針對(duì)上述分析和飛機(jī)不同階段的不同需求,可以制訂出如下的配平策略:(1)在空中飛行階段,為了保證飛機(jī)具有較大的操縱能力,可以加入較大的側(cè)滑角配平;(2)在返航著陸階段,為了著陸安全,飛機(jī)不能有較大的姿態(tài),同時(shí)為了對(duì)準(zhǔn)跑道,飛機(jī)不能有較大的側(cè)滑角,所以在著陸階段可以加入較大的左副翼。

本文的研究結(jié)果,有效地解決了舵面卡死的快速穩(wěn)定及性能恢復(fù)問(wèn)題,相比于現(xiàn)有的只能處理單側(cè)副翼有限卡死的容錯(cuò)控制方案,該方法的容錯(cuò)能力大幅提高。

參考文獻(xiàn)：

[1] 陳淑琴,于靜,席劍輝,等.方向舵有限卡死下無(wú)人機(jī)螺旋運(yùn)動(dòng)的遏制與改出[J].火力與指揮控制,2011,36(4):53-56.

[2] 王娜,席劍輝,黃宇,等.無(wú)人機(jī)單副翼有限卡死時(shí)荷蘭滾運(yùn)動(dòng)分析[J].儀器儀表學(xué)報(bào),2009,30(6):838-842.

[3] Suba Thomas,Harry G Kwatny,Bor-Chin Chang,et al.Regulator design for control surface failure accommodation in an F-16[R].AIAA-2005-5939,2005.

[4] Jourdan D B,Piedmonte M D,Gavrilets V,et al.Enhancing UAV survivability through damage tolerant control[C]//AIAA Guidance,Navigation,and Control Conference.USA:Reston,2010:2-5.

[5] 張明廉.飛行控制系統(tǒng)[M]. 北京:航空工業(yè)出版社,1993:33-40.