彭永濤, 劉林

(西安飛行自動(dòng)控制研究所 飛行器控制一體化技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710065)

UCAV最優(yōu)筋斗機(jī)動(dòng)實(shí)時(shí)指令生成設(shè)計(jì)

彭永濤, 劉林

(西安飛行自動(dòng)控制研究所 飛行器控制一體化技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710065)

提出了基于時(shí)間最短的無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)(UCAV)筋斗機(jī)動(dòng)動(dòng)作實(shí)時(shí)軌跡生成方法。利用機(jī)載計(jì)算機(jī)預(yù)先裝訂的UCAV氣動(dòng)及三自由度飛機(jī)模型,實(shí)時(shí)生成具有迎角及法向過(guò)載保護(hù)的最優(yōu)軌跡指令,同時(shí)采用經(jīng)典控制方法進(jìn)一步縮小跟蹤誤差,最終實(shí)現(xiàn)了UCAV所需的筋斗機(jī)動(dòng)。仿真結(jié)果表明,該方法具有實(shí)時(shí)性強(qiáng)、生成軌跡易于跟蹤控制、可有效保證飛行安全等優(yōu)點(diǎn)。

無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī); 最優(yōu)筋斗機(jī)動(dòng); 實(shí)時(shí)機(jī)動(dòng)指令

0 引言

在飛機(jī)筋斗機(jī)動(dòng)操縱過(guò)程中,一般從法向過(guò)載的指令生成序列及飛行員操縱規(guī)范進(jìn)行描述[1],而當(dāng)該方案在無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)筋斗機(jī)動(dòng)實(shí)施過(guò)程中,由于氣動(dòng)及環(huán)境因素不確定的影響,很難做到指令的適應(yīng)性,也很難保證無(wú)人作戰(zhàn)飛機(jī)(UCAV)的飛行安全。另外一個(gè)值得注意的問(wèn)題是,筋斗機(jī)動(dòng)優(yōu)劣的評(píng)估指標(biāo)除了保證飛行安全外[2],還以時(shí)間最短為戰(zhàn)術(shù)評(píng)估指標(biāo)。本文提出了一種基于時(shí)間最短的指令生成算法,在確保飛行安全的同時(shí),實(shí)現(xiàn)時(shí)間最短直筋斗機(jī)動(dòng)。通過(guò)數(shù)字仿真,證實(shí)本文方法能夠較為完善地解決這一問(wèn)題。

1 控制策略

通過(guò)控制UCAV的速度、航跡傾角及航跡偏航角,即可實(shí)現(xiàn)對(duì)航跡的精確控制[2-4]。因此,利用三自由度的質(zhì)點(diǎn)飛機(jī)模型就可以達(dá)到生成實(shí)時(shí)軌跡參考值的目的[5],即將UCAV三自由度的質(zhì)點(diǎn)飛機(jī)模型及相關(guān)氣動(dòng)數(shù)據(jù)裝載進(jìn)機(jī)載計(jì)算機(jī),通過(guò)機(jī)載軟件實(shí)時(shí)計(jì)算生成動(dòng)態(tài)軌跡指令。機(jī)動(dòng)動(dòng)作軌跡參考值解算使用的航跡坐標(biāo)系中的飛機(jī)動(dòng)力學(xué)方程為:

(1)

(2)

式中:m為飛機(jī)質(zhì)量;V為空速;T為發(fā)動(dòng)機(jī)推力;D為阻力;L為升力;γ為航跡角。

考慮到機(jī)載模型在無(wú)風(fēng)條件下運(yùn)行,因此,繞速度矢的滾轉(zhuǎn)角γs由下式解算:

γs=arcsin[(sinγcosJ)/cosθ]

(3)

本文UCAV機(jī)動(dòng)飛行控制是在控制增穩(wěn)(CAS)回路(控制指令為法向過(guò)載指令)的基礎(chǔ)上,加入實(shí)時(shí)機(jī)動(dòng)指令構(gòu)成的?？刂芔CAV做預(yù)期筋斗機(jī)動(dòng)動(dòng)作的控制策略如圖1所示。由UCAV飛管決策系統(tǒng)根據(jù)對(duì)當(dāng)前態(tài)勢(shì)的感知,決策并指令UCAV進(jìn)行機(jī)動(dòng);機(jī)動(dòng)指令實(shí)時(shí)生成單元根據(jù)當(dāng)前收到的UCAV位置姿態(tài)等信息,對(duì)機(jī)載UCAV模型進(jìn)行初始匹配并啟動(dòng)實(shí)時(shí)仿真,生成期望軌跡,并向動(dòng)態(tài)逆及PID控制單元提供相關(guān)期望數(shù)據(jù);動(dòng)態(tài)逆及PID控制單元根據(jù)期望數(shù)據(jù)和反饋的位置姿態(tài)信息進(jìn)行控制律運(yùn)算,然后向控制增穩(wěn)單元輸出機(jī)動(dòng)指令控制量,進(jìn)一步指令UCAV做出預(yù)期機(jī)動(dòng)動(dòng)作。

實(shí)現(xiàn)上述控制策略的關(guān)鍵在于UCAV模型的建立、UCAV對(duì)機(jī)載模型生成的機(jī)動(dòng)指令跟蹤。本文建立機(jī)載模型、引入機(jī)動(dòng)時(shí)間指標(biāo),并結(jié)合經(jīng)典PID和動(dòng)態(tài)逆技術(shù)[6-7],在確保安全、提高機(jī)動(dòng)能力的同時(shí),實(shí)現(xiàn)UCAV對(duì)指令的良好跟蹤。

圖1 UCAV筋斗機(jī)動(dòng)控制策略結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Control framework of the UCAV’s loop maneuver

2 筋斗機(jī)動(dòng)時(shí)間指標(biāo)要求

2.1 時(shí)間指標(biāo)代價(jià)函數(shù)

評(píng)判作戰(zhàn)UCAV常規(guī)機(jī)動(dòng)性能好壞的一個(gè)重要標(biāo)準(zhǔn)是機(jī)動(dòng)時(shí)間tk,tk越小則機(jī)動(dòng)性能越好。在垂直面內(nèi)進(jìn)行筋斗機(jī)動(dòng)時(shí),tk可按俯仰角的變化給出,如下式所示:

(4)

(5)

式中:nz為法向過(guò)載;V為空速;φ為滾轉(zhuǎn)角;θ為俯仰角;g為重力加速度。

UCAV俯仰角的測(cè)角范圍為-90°～90°,滾轉(zhuǎn)角的測(cè)角范圍為-180°～180°。UCAV在筋斗機(jī)動(dòng)過(guò)程中,其垂直平面可分為四個(gè)象限[8]:第一象限俯仰角為0°～90°,期望滾轉(zhuǎn)角約為0°,滾轉(zhuǎn)角攝動(dòng)范圍-90°～90°;第二象限俯仰角為90°～0°,期望滾轉(zhuǎn)角為-180°或180°,滾轉(zhuǎn)角攝動(dòng)范圍-90°～-180°或90°～180°;第三象限俯仰角為0°～-90°,期望滾轉(zhuǎn)角為-180°或180°,滾轉(zhuǎn)角攝動(dòng)范圍-90°～-180°或90°～180°;第四象限俯仰角為-90°～0°,期望滾轉(zhuǎn)角為0°,滾轉(zhuǎn)角攝動(dòng)范圍-90°～90°。因此,式(5)指標(biāo)代價(jià)函數(shù)中,cosφ在第一和第四象限過(guò)程中為1.0,屬正飛狀態(tài),此時(shí),對(duì)于某個(gè)特定狀態(tài)(該時(shí)刻假定速度不變),則時(shí)間對(duì)俯仰角的導(dǎo)數(shù)(dθ為正值)與法向過(guò)載nz成反比,即nz越大時(shí)間導(dǎo)數(shù)(dtk為正值)越小。在第二和第三象限過(guò)程中為-1.0,此時(shí),對(duì)于某個(gè)特定狀態(tài)(該時(shí)刻假定速度不變),則時(shí)間對(duì)俯仰角的導(dǎo)數(shù)(dθ為負(fù)值)與法向過(guò)載nz成反比,即nz越大時(shí)間導(dǎo)數(shù)(dtk為正值)越小。綜上所述,由性能代價(jià)函數(shù)式(5)可知,如果期望筋斗過(guò)程時(shí)間最短,則需整個(gè)過(guò)程法向過(guò)載nz最大。

2.2 筋斗機(jī)動(dòng)指令生成可行性分析

由式(5)可知,若使tk最小,需nz在筋斗過(guò)程中的任一俯仰角條件下達(dá)到最大,記為nzmax,則有下式成立:

(6)

當(dāng)nzmax最大時(shí),則根據(jù)氣動(dòng)計(jì)算公式可知升力系數(shù)CLmax最大,即有下式成立:

nzmax=[qS/(mg)]CLmax

(7)

式中:q為當(dāng)前動(dòng)壓;S為機(jī)翼面積。

最大升力系數(shù)的獲取可根據(jù)風(fēng)洞試驗(yàn)和試飛數(shù)據(jù)修正的氣動(dòng)數(shù)據(jù)插值得到。一般UCAV的升力系數(shù)由高度、馬赫數(shù)和迎角插值得到,可表示為:

CL=f(H,α,Ma)

(8)

在高度和馬赫數(shù)一定情況下,在可用迎角范圍內(nèi),升力系數(shù)與迎角成正比,即升力系數(shù)隨迎角的增大而增大。因此為獲得最大CLmax,需在可用迎角允許范圍內(nèi)使迎角達(dá)到最大值αmax。

3 筋斗機(jī)動(dòng)指令生成

3.1 基于動(dòng)態(tài)逆的過(guò)載指令生成

非線性動(dòng)態(tài)逆方法可以直觀地理解為:為了使系統(tǒng)輸出獲得某個(gè)期望值,將系統(tǒng)的輸出假定為該期望值,反算系統(tǒng)需要的輸入值。所得輸入值為時(shí)間和狀態(tài)變量的非線性函數(shù),也就是所謂的非線性動(dòng)態(tài)逆控制律。因此,將UCAV迎角的最大限制αmax假定為期望值,根據(jù)式(8)來(lái)反算系統(tǒng)需要的CLmax輸入值,然后,根據(jù)式(7)來(lái)反算系統(tǒng)需要的nzmax輸入值,最后,根據(jù)設(shè)計(jì)需要生成過(guò)載指令。整個(gè)過(guò)程如圖2所示。

圖2 筋斗機(jī)動(dòng)指令生成過(guò)程Fig.2 Process of producing the loop maneuver command

3.2 基于PID控制的指令補(bǔ)償

筋斗機(jī)動(dòng)時(shí)由于指令動(dòng)態(tài)變化,造成指令跟蹤滯后,帶來(lái)實(shí)際響應(yīng)與機(jī)載UCAV模型的跟蹤誤差。因此,需對(duì)過(guò)載指令進(jìn)行補(bǔ)償,簡(jiǎn)化的補(bǔ)償方法如圖3所示。

圖3 筋斗機(jī)動(dòng)PID補(bǔ)償計(jì)算Fig.3 PID compensatory arithmetic of the loop maneuver

4 仿真驗(yàn)證

按如下步驟生成縱向過(guò)載指令:(1)選定UCAV筋斗機(jī)動(dòng)最大允許迎角αmax,這里,進(jìn)入筋斗執(zhí)行段時(shí)αmax=20.0°。當(dāng)機(jī)載模型航跡角經(jīng)過(guò)第四象限,并接近平飛時(shí),將AOA-LIM的取值淡化到平飛所需迎角。(2)計(jì)算最大過(guò)載指令nzmax,并根據(jù)nzmax仿真機(jī)載模型。(3)啟動(dòng)PID控制指令補(bǔ)償計(jì)算,經(jīng)指令限幅后,得到UCAV控制指令nzc,根據(jù)nzc驅(qū)動(dòng)UCAV控制增穩(wěn)單元(CAS),實(shí)現(xiàn)UCAV機(jī)動(dòng)。

半物理仿真條件下,UCAV進(jìn)入筋斗機(jī)動(dòng)的高度為2 000 m,空速為220 m/s,仿真結(jié)果如圖4所示。筋斗進(jìn)入時(shí)間為445 s,退出時(shí)間為471.2 s,共持續(xù)約26.2 s。設(shè)計(jì)迎角限制值為20°,實(shí)際值最大約為19.5°,符合設(shè)計(jì)要求;另外,整個(gè)過(guò)程過(guò)載最大允許值為nzmax=5。仿真結(jié)果表明,整個(gè)過(guò)程響應(yīng)過(guò)載符合設(shè)計(jì)要求。

圖4 UCAV筋斗機(jī)動(dòng)仿真曲線Fig.4 Simulation curves of the UCAV’s loop maneuver

5 結(jié)束語(yǔ)

本文提出的基于時(shí)間最短指標(biāo)要求的UCAV最優(yōu)筋斗機(jī)動(dòng)動(dòng)作實(shí)時(shí)指令生成算法,不僅可以確保UCAV飛行安全,也可以有效實(shí)現(xiàn)筋斗機(jī)動(dòng)的時(shí)間最短要求。該算法采用了三自由度的質(zhì)點(diǎn)機(jī)載模型,在減少計(jì)算量的同時(shí),獲得了實(shí)時(shí)性及魯棒性均較強(qiáng)的UCAV過(guò)載指令。仿真結(jié)果表明,基于時(shí)間最短指標(biāo)要求的UCAV最優(yōu)筋斗機(jī)動(dòng)動(dòng)作實(shí)時(shí)指令生成算法為UCAV筋斗機(jī)動(dòng)動(dòng)作的實(shí)現(xiàn)提供了一種新的思路和方法。

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(編輯：李怡)

Real-time command generator design for UCAV’s optimal loop maneuver

PENG Yong-tao, LIU Lin

(National Key Laboratory of Science and Technology on Aircraft Control,FACRI, Xi’an 710065, China)

A new method based on the shortest time for UCAV’s loop maneuver of path generation method in real time was presented. The optimal trajectory commands with the protection of angle of attack and normal load factor were created in real time by using the UCAV’s three degree of freedom aerodynamic model which had loaded in the computer. In order to reduce the tracking error, classical control methods were used at the same time. Finally, the loop maneuver of UCAV was achieved. Simulation results show that this method has very good real-time performance, and can easily track its path command. Moreover it’s safety for the UCAV’s flight.

UCAV; optimal loop maneuver; real-time maneuver command

2014-06-16;

2014-09-15;

時(shí)間:2014-11-18 16:56

彭永濤(1978-)，男，陜西寶雞人，博士研究生，研究方向?yàn)轱w行控制系統(tǒng)及制導(dǎo)系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

V279; V249.1

A

1002-0853(2015)01-0035-03