占正勇, 崔玉偉

(中航工業(yè)西安飛行自動控制研究所 飛控部, 陜西 西安 710065)

多用途作戰(zhàn)飛機復合控制技術研究

占正勇, 崔玉偉

(中航工業(yè)西安飛行自動控制研究所 飛控部, 陜西 西安 710065)

為充分發(fā)揮多用途作戰(zhàn)飛機的飛行特性,提高其在執(zhí)行不同任務中的綜合性能,提出了一種面向任務的復合控制技術框架。針對舵面控制不足和控制冗余兩種情況,設計了相應的復合控制方案,并結合現(xiàn)有的復合控制方法,實現(xiàn)了基于飛行任務的復合控制策略。仿真結果表明,該控制策略能夠有效地實現(xiàn)面向典型飛行任務鏈的復合控制,保證了整個任務過程的飛行性能。

飛行控制; 多用途; 復合控制

0 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)場環(huán)境的特點要求作戰(zhàn)飛機必須同時擁有空戰(zhàn)、對地和對海等打擊能力,以應對來自空中、地面和海面各種可能的威脅,其多用途化已成為戰(zhàn)術特性的一個重要指標。高靈活、高機動和高隱身等性能的追求使得多用途作戰(zhàn)飛機開始普遍采用新型氣動布局[1-2]。與傳統(tǒng)飛機相比,它們具有氣動冗余、操縱特性復雜且功能耦合等特點。對于飛行控制來說,舵面的控制方式和組合方式都不再唯一。面向任務的復合控制技術是解決多用途作戰(zhàn)飛機在復雜任務需求下進行飛控系統(tǒng)設計的一項重要的解決方案。該技術不僅僅局限于對控制目標指令的簡單實現(xiàn),而且將復合控制擴展到不同的飛行任務階段,追求多種最優(yōu)性能指標。本文將針對飛機的復雜任務鏈進行復合控制的設計研究,探索面向任務的復合控制方法。

1 面向任務的復合控制技術框架

隨著現(xiàn)代飛機平臺在氣動布局上的極大變化,新型氣動舵面的種類和數(shù)目不斷增加。另外,非氣動舵面(如推力矢量)在飛行控制中的引入,又使得飛機具備了較多的控制冗余。因此,在飛機的可達運動集內(nèi),對于俯仰、滾轉和偏航三軸力矩需求下的舵面偏轉組合問題,與傳統(tǒng)布局飛機的控制相比,可以存在多種組合提供相同的力矩,并且可以提供額外的控制力用來進行冗余控制,以滿足舵面損傷或其他的目標需求。這樣,多用途作戰(zhàn)飛機的復合控制問題就成為一個多目標優(yōu)化問題。例如:飛機起飛著陸階段應考慮舵面的升阻特性以及升力對輔助舵面的需求,巡航飛行階段要考慮舵面的阻力特性,空戰(zhàn)、攻擊等大機動飛行階段要考慮飛機對新型舵面的需求。因此,根據(jù)飛行器不同飛行階段下既定的飛行任務進行面向任務的復合控制技術研究具有實際意義。

面向任務的復合控制技術旨在研究飛機實際飛行過程中由于舵面的工作狀態(tài)、飛行任務的要求變化,根據(jù)舵面管理狀態(tài)和駕駛員操縱,實時地對舵面的組合方式和控制方式進行調(diào)整,以達到對多用途作戰(zhàn)飛機性能的最大優(yōu)化,而傳統(tǒng)的飛控系統(tǒng)設計思路難以滿足上述要求。如圖1所示,面向任務的復合控制技術框架在傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)框架的基礎上擴展飛行任務管理和舵面管理,針對各類常規(guī)、組合和新型舵面,進行控制功能的分配與管理,最終實現(xiàn)大系統(tǒng)的優(yōu)化控制。其中,復合控制策略承擔著核心作用。

圖1 面向任務的復合控制技術框架Fig.1 Architecture of mission-oriented complex control technology

2 面向任務的復合控制設計方案

2.1 數(shù)學模型

在討論面向任務的復合控制技術之前,先給出復合控制問題的數(shù)學描述:假設飛機期望的控制目標指令輸出向量是v(t)∈Rk,稱為虛擬控制量,一般為所需的三軸力矩v∈R3,各舵面的偏轉量為u(t)∈Rm,稱之為真實控制量或舵面偏轉量。復合控制問題就是在給定待分配的控制目標指令輸出向量v(t)及映射g:Rm→Rk(m>k)的情況下,求解方程g(u(t))=v(t),使u(t)滿足期望的性能指標。

因此,與常規(guī)的飛行控制相比,面向任務的復合控制問題最明顯的特征是其實現(xiàn)目標由原來的三維轉化為四維。

首先,從優(yōu)化的角度對含有任務目標的線性控制方法進行深入的探討。當不存在舵面限制時,含有任務目標的線性控制問題可以歸結為如下的優(yōu)化問題:

(1)

式中:B∈Rk×m為控制效率矩陣。線性等式約束作為飛行控制中的控制目標,非線性優(yōu)化目標作為任務目標,是針對飛行任務管理中要達到的飛行任務。

經(jīng)分析可知,對于一定形式的優(yōu)化目標,上式存在最優(yōu)解。比如,當選擇二次優(yōu)化目標時,得到的解是通常所說的偽逆解:

(2)

u=W-1BT(BW-1BT)-1(v-Bupref)+upref

(3)

式中:upref為期望的舵面偏轉量,一般追求其為0;W為權值矩陣。

在考慮舵面偏轉的位置限制和速率限制的情況下,需要加入非線性不等式約束以防止舵面超出限制,此時含有任務目標的線性控制問題描述為:

(4)

(5)

式中:umin為舵面偏轉的位置下限;T為系統(tǒng)的時間步長;ρmin為舵面偏轉的速率下限;umax為舵面偏轉的位置上限;ρmax為舵面偏轉的速率上限。

由于舵面限制的存在,并不能保證式(4)中的等式約束總是成立,即可能不可達,因此引入額外的約束以確保其可達性:

(6)

式中:λ的含義為當待分配的控制目標指令不可達時,可以放松等式約束,以使其不超出舵面的固有限制,同時這也給待分配的控制目標指令是否可達提供了一個標識:如果λ=1,則可達,否則不可達。事實上,λ限制了待分配的控制目標指令,在不可達情況下可以通過維持轉矩方向,減小其幅值的方法來實現(xiàn)分配解的求解。

上式在一步內(nèi)既判斷了待分配的控制目標指令是否可達,又能夠在控制冗余的情況下通過選擇合適的性能指標來達到任務目標。當λ≠1時,待分配的控制目標指令不可達,控制不足,則通過維持待分配的控制目標指令方向上的幅值最大化來實現(xiàn)。

2.2 控制不足情況下的解決方案

事實上,各舵面及其偏轉限制使得復合控制問題的解決方案分為兩個基本的部分:在舵面偏轉限制范圍內(nèi),待分配的控制目標指令是否可達,即可達性問題;在此前提下,當控制冗余時由該方法提出唯一的最優(yōu)解;當控制不足時,縮小待分配轉矩幅值以防止超出舵面限制,得出唯一的次優(yōu)解。

根據(jù)以上分析,面向任務的復合控制問題可以分為以下兩步來實現(xiàn):

首先,待分配轉矩的可達性問題可以通過求解下面的優(yōu)化得到:

(7)

如果優(yōu)化函數(shù)采用1-范數(shù),那么可達性問題就可以轉換為標準的線性規(guī)劃問題:

(8)

式中:us為松弛變量。如果J=0,則表明待分配的控制目標指令可達,否則表明不可達,即控制不足。由于優(yōu)化目標是最小化us,優(yōu)化結果即舵面偏轉向量u*給出了在1-范數(shù)準則下的最接近v的最優(yōu)可達轉矩。

綜合起來,利用線性規(guī)劃求解優(yōu)化目標式(8)的結果可以用來判定待分配轉矩的可達性。如果J=0,則待分配轉矩可達并且可以利用下面所要闡述的控制冗余方案繼續(xù)優(yōu)化額外的任務目標;如果J≠0,則待分配轉矩不可達。式(8)在1-范數(shù)的準則下按某個優(yōu)化方向最小化Bu與v的距離,得到次優(yōu)解u*。

2.3 控制冗余情況下的解決方案

本節(jié)接著對控制冗余情況下的解決方案給出說明。當式(8)的結果使得J=0時,表明獲取待分配的控制目標指令過程中存在控制冗余。從本質(zhì)上講,控制冗余是指操縱效率機構對各個軸向控制通道提供的控制力和力矩的冗余。在傳統(tǒng)的控制方案設計中,這類控制冗余往往被忽略,以致浪費飛機自身具備的控制能力。事實上,此時冗余的控制能力可以用來優(yōu)化各類任務目標,在面向任務的復合控制中發(fā)揮巨大的潛力。

同樣采用1-范數(shù),下面的標準線性規(guī)劃問題給出了控制冗余情況下的解決方案:

(9)

式中:upref和Wu的選擇是基于待優(yōu)化的任務目標。

因此,針對不同的飛行任務目標,式(7)和式(9)給出了面向任務的復合控制設計方案的最優(yōu)解u*。如果J≠0,則u*在不超出舵面限制的情況下給出了以式(7)為性能指標準則下最接近v的轉矩Bu*;如果J=0,則進一步可由式(9)求解得到最優(yōu)解u*,此時的u*在不超出舵面限制的情況下,不僅達到了待分配的控制目標指令,而且在以式(9)為性能指標的準則下實現(xiàn)第四維目標的最優(yōu)。

事實上,由于氣動構型與飛行任務的不同,復合控制方法的選取原則也有所不同,應在充分分析飛機氣動特性和舵面效能的基礎上,結合上述設計方案,確定適當?shù)膹秃峡刂撇呗?以達到不同任務的性能最優(yōu)。

3 面向任務的復合控制設計模式

目前面向任務的復合控制設計大部分以舵面的偏轉量最小為主要優(yōu)化目標,而實際上在不同的飛行階段有著不同的控制要求。通常巡航階段應以飛行阻力較小[3-4]、節(jié)省飛機燃油為重點;機動飛行階段,需產(chǎn)生較大的機動過載;同樣還有最小雷達信號模式、最小翼面載荷等有各自不同的應用目標。復合控制設計模式與飛控系統(tǒng)設計原則的對應關系歸納如表1所示。

經(jīng)過近30年的發(fā)展,解決復合控制問題的方法主要有:偽逆法及其改進法、串接鏈法、直接幾何法、基于數(shù)學規(guī)劃的復合控制以及智能控制等。

如前所述,在控制技術的應用研究中,在整個飛行階段往往只考慮一種控制方法。事實上,由于飛機在不同飛行任務階段追求的性能指標差異較大,在實際的飛行任務中必須綜合考慮對特定任務的控制需求、飛機本體氣動特性、發(fā)動機與推力矢量操縱特性、功能余度需求及安全裕度等5項要素,進行基于任務鏈的復合控制策略設計。

本文針對某型帶推力矢量的常規(guī)布局戰(zhàn)機,通過綜合權衡設計,給出基于飛行任務階段實時在線調(diào)整的復合控制策略,以達到飛機的最佳性能要求,如表2所示。

表1 復合控制設計模式Table 1 Complex control types

表2 基于飛行任務階段的復合控制策略Table 2 Complex control strategies based on flight missions

4 仿真驗證

針對起飛后快速爬升、巡航飛行、進入戰(zhàn)區(qū)、退出戰(zhàn)區(qū)的典型任務鏈進行仿真分析,以驗證飛行過程中所采用的面向不同任務的復合控制方案的有效性。

仿真初始高度為100 m,初始速度為90 m/s,機動過程如下:

(1)飛機大角度快速爬升到6 000 m,采用常規(guī)舵面+襟翼+推力矢量串接鏈法;

(2)飛機在6 000 m高度平飛巡航進入戰(zhàn)區(qū),采用常規(guī)舵面?zhèn)文娣?

(3)在戰(zhàn)區(qū)內(nèi)快速平面轉彎,采用常規(guī)舵面+推力矢量的串接鏈法;

(4)退出戰(zhàn)區(qū)采用蛇形機動規(guī)避攻擊,在機動過程中升降舵面卡死在2°,采用常規(guī)舵面+襟翼+推力矢量的加權偽逆法。

面向任務鏈的復合控制機動響應曲線和狀態(tài)響應曲線分別如圖2和圖3所示。從仿真曲線可以看出,在初始快速爬升段,為達到快速爬升的飛行任務,在升降舵處于飽和狀態(tài)、常規(guī)舵面控制能力不足的情況下,依據(jù)選擇的串接鏈法,增加俯仰推力矢量的輔助控制,飛機實現(xiàn)快速爬升;在平飛段,常規(guī)舵面控制即可滿足巡航飛行的任務目標;在快速轉彎階段,側滑角比較小,在方向舵沒有達到飽和、存在控制冗余的情況下,偏航推力矢量沒有參與控制;在快速蛇形機動逃逸過程中,正常情況下各舵面均未飽和時,推力矢量沒有參與控制;當升降舵面卡死之后,為繼續(xù)完成俯仰機動,俯仰推力矢量實現(xiàn)重構控制。在整個機動過程中,飛機各舵面按照所選擇的控制策略協(xié)調(diào)控制,很好地完成了任務鏈的機動控制,驗證了本文所提出的面向任務的復合控制設計方案的正確性,以及基于飛行階段調(diào)整的復合控制策略的有效性。

圖2 機動響應曲線Fig.2 Maneuvering response curve

圖3 狀態(tài)響應曲線Fig.3 State response curves

5 結束語

本文從多用途作戰(zhàn)飛機的氣動特性出發(fā),提出了面向任務的復合控制技術框架,基于優(yōu)化方法靈活地實現(xiàn)了面向任務的復合控制設計方案,并結合復合控制設計模式給出了典型飛行任務階段的復合

控制策略。針對某型多用途作戰(zhàn)飛機的典型任務鏈進行了仿真驗證。結果表明,該控制策略能有效地解決其復合控制問題,實現(xiàn)整個飛行過程性能的提升,具有較大的工程應用價值。

[1] 張汝麟.飛行控制與飛機發(fā)展[J].北京航空航天大學學報,2003,29(12):1077-1083.

[2] 占正勇,劉林.控制分配在復雜飛行控制系統(tǒng)中的應用設計[J].飛行力學,2006,24(2):73-76.

[3] Frost S A,Taylor B R,Jutte C V,et al.A framework for optimal control allocation with structural load constraints[R].AIAA-2010-8112,2010.

[4] Chen Yan,Wang Junmin.A global optimization algorithm for energy-efficient control allocation of over-actuated systems[C]//American Control Conference.San Francisco,CA,2011:5300-5305.

(編輯：姚妙慧)

Research on complex control for multi-purpose combat aircraft

ZHAN Zheng-yong, CUI Yu-wei

(Department of Flight Control, AVIC Xi’an Flight Automatic Control Research Institute, Xi’an 710065, China)

To take full advantage of flight characteristics and enhance the comprehensive performance of combat aircraft, a mission-oriented complex control technology architecture was presented. The complex control schemes which were used in the control-deficiency and control-sufficiency flight states were derived, and a complex control strategy based on the flight missions was adopted. The simulations demonstrate that, the control strategy can deal with complex control oriented to the typical flight mission chain so as to ensure the flight performance during the whole flight.

flight control; multi-purpose; complex control

2015-03-11;

2015-06-26;

時間:2015-08-17 11:05

航空科學基金資助(2013ZC18003)

占正勇(1975-)，男，湖北麻城人，研究員，博士，研究方向為飛行控制理論與應用。

V249.1

A

1002-0853(2015)06-0537-05