張明環(huán), 宋征璽, 吳銘

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.航宇救生裝備有限公司, 湖北 襄陽(yáng) 441003)

三通道非同時(shí)可控彈射座椅控制通道解耦算法研究

張明環(huán)1, 宋征璽1, 吳銘2

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航天學(xué)院, 陜西 西安 710072; 2.航宇救生裝備有限公司, 湖北 襄陽(yáng) 441003)

研究了一種基于“H”形火箭包的彈射座椅控制通道解耦算法。介紹了三通道非同時(shí)可控約束條件下，基于矛盾方程組求解技術(shù)的彈射座椅控制通道解耦算法的設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)。在Matlab/Simulink平臺(tái)上基于4種不同需求的約束條件進(jìn)行了仿真驗(yàn)證，分析了解耦算法中約束條件及閾值的設(shè)定對(duì)座椅控制通道解耦效果的影響。仿真結(jié)果表明，基于“H”形火箭包的彈射座椅控制通道解耦算法在滿足所有約束條件的同時(shí)，能夠?qū)⒏骺刂仆ǖ礼詈狭叵拗频街髁氐?0%以下，因此證明了新算法具有較高的可信性和實(shí)用性。

彈射座椅；控制通道；三通道非同時(shí)可控；解耦；MATLAB；仿真

第4代彈射座椅的首要任務(wù)是解決低空不利姿態(tài)下的彈射救生問(wèn)題[1-3]，其核心在于推力矢量的連續(xù)控制技術(shù)的應(yīng)用，即通過(guò)推力矢量的快速切換，實(shí)現(xiàn)對(duì)座椅姿態(tài)的快速控制，使彈射座椅能夠迅速獲得盡可能大的升力，從而使座椅軌跡能夠盡可能遠(yuǎn)離地面，即增加彈射救生高度，提升飛行員的安全性[4-5]。美國(guó)自20世紀(jì)70年代就著手第4代彈射座椅的研制，但由于推力矢量連續(xù)控制技術(shù)瓶頸，目前仍未實(shí)現(xiàn)工程化[6-8]。為了解決這一問(wèn)題，為第4代座椅控制技術(shù)的推進(jìn)提供理論基礎(chǔ)，在20世紀(jì)90年代末，美國(guó)以ACES Ⅱ座椅為原型，提出了以“H”形火箭包為動(dòng)力基礎(chǔ)的第四代彈射座椅概念[9]?！癏”形火箭包能夠使座椅具備姿態(tài)的快速自適應(yīng)控制能力，有效彌補(bǔ)第3代座椅在推力矢量連續(xù)控制技術(shù)方面的缺陷，滿足第4代座椅姿態(tài)自適應(yīng)控制技術(shù)的需要。然而，由于“H”形火箭包動(dòng)力執(zhí)行機(jī)構(gòu)的工作模式限制，導(dǎo)致工程應(yīng)用面臨一些復(fù)雜因素，其中最主要的難點(diǎn)在于，為了保證內(nèi)部壓力的平衡，“H”形火箭包所配置的4個(gè)噴口采用了兩兩對(duì)偶的工作方式，利用2對(duì)噴口間的推力差來(lái)產(chǎn)生彈射座椅姿態(tài)控制所需的控制力和控制力矩。雖然該模式能夠滿足推力矢量連續(xù)控制的需求，但也將使控制系統(tǒng)的3個(gè)通道無(wú)法同時(shí)可控，進(jìn)而導(dǎo)致單通道姿態(tài)控制時(shí)存在其它兩個(gè)方向的耦合控制力矩，無(wú)法滿足控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)需求。本文將針對(duì)“H”形火箭包特殊的工作方式，通過(guò)對(duì)4個(gè)噴口安裝角度進(jìn)行優(yōu)化計(jì)算，實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)三通道的力矩解耦，從而為以“H”形火箭包為動(dòng)力基礎(chǔ)的第4代彈射座椅姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供可行性。

1 “H”形火箭包動(dòng)力模型

根據(jù)相關(guān)文獻(xiàn)及航宇救生裝備有限公司所提供的技術(shù)資料[10]，“H”形火箭包的結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 “H”形火箭包結(jié)構(gòu)

其中αh1、βh1、αh2、βh2為4個(gè)噴口的安裝角度,下標(biāo)1表示噴口1和噴口2的安裝角度,下標(biāo)2表示噴口3和噴口4的安裝角度。xc、yc為人椅系統(tǒng)的重心位置,Lh1、Lh2為人椅系統(tǒng)的尺寸。

“H”形火箭包的三通道控制模式(如圖2所示):

1) 俯仰控制模式

2) 偏航控制模式

3) 滾轉(zhuǎn)控制模式

圖2 “H”形火箭包3種工作模式

其中Fh為“H”形火箭包的總推力,K∈[0,1]為針?biāo)ㄎ恢盟鶝Q定的噴口推力分配比例,Fh1、Fh2、Fh3、Fh4分別為“H”形火箭包4個(gè)噴口的推力?？梢钥闯?“H”形火箭包是通過(guò)各噴口推力之間兩兩對(duì)稱產(chǎn)生推力差,從而提供座椅姿態(tài)及軌跡控制所需的控制力及控制力矩。

根據(jù)“H”形火箭包的結(jié)構(gòu)和工作模式,4個(gè)噴口所提供了控制力矩為:

噴口1

(1)

噴口2

(2)

噴口3

(3)

Fh3sinαh2sinβh2·xc

Mh3z=Fh3sinαh2cosβh2·yc-Fh3cosαh2·xc

噴口4

(4)

由此,當(dāng)4個(gè)噴口同時(shí)工作時(shí),產(chǎn)生的總控制力矩為

(5)

當(dāng)4個(gè)噴口安裝角度設(shè)計(jì)未進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)時(shí),將會(huì)在每個(gè)工作模式下都在其他2個(gè)控制通道產(chǎn)生耦合控制力矩,以滾轉(zhuǎn)控制模式為例,此時(shí)火箭包4個(gè)噴口在偏航和俯仰通道上產(chǎn)生的耦合力矩為

Mhz=-Fh1sinαh1cosβh1·(Lh1-yc)-Fh1cosαh1·

xc-Fh2sinαh1cosβh1·(Lh1-yc)-Fh2cosαh1·

xc+Fh3sinαh2cosβh2·yc-Fh3cosαh2·xc+

Fh4sinαh2cosβh2·yc-Fh4cosαh2·xc

(6)

同理,在偏航控制模式下也會(huì)存在其他2個(gè)通道的耦合控制力矩。但需要注意的是,由于“H”形火箭包的結(jié)構(gòu)對(duì)稱性,在俯仰控制模式下不會(huì)存在其他2個(gè)通道的耦合控制力矩。

2 控制通道解耦算法設(shè)計(jì)

由于控制系統(tǒng)的三通道非同時(shí)可控,因此控制力矩的解耦原則為:

1) 進(jìn)行俯仰通道控制時(shí):要求偏航控制力矩與滾轉(zhuǎn)控制力矩同時(shí)為零;

2) 進(jìn)行偏航通道控制時(shí):要求俯仰控制力矩與滾轉(zhuǎn)控制力矩同時(shí)為零;

3) 進(jìn)行滾轉(zhuǎn)通道控制時(shí):要求俯仰控制力矩與偏航控制力矩同時(shí)為零。

以滾轉(zhuǎn)通道為例,根據(jù)(6)式的耦合力矩描述,可將解耦需求轉(zhuǎn)化為

(7)

(8)

由于控制力矩的解耦應(yīng)與推力大小無(wú)關(guān),因此(8)式所描述的解耦方程可進(jìn)一步轉(zhuǎn)化為

(9)

同理,可獲得偏航通道的解耦需求

(10)

聯(lián)立(9)式和(10)式可得控制力矩解耦矛盾方程組

(11)

為了克服氣動(dòng)干擾,保證姿態(tài)控制系統(tǒng)的可控性,需設(shè)置最大控制力矩約束條件

(12)

Mmin表示為滿足系統(tǒng)可控性和快速性要求下,各控制通道所需的最小力矩。

另外,由于彈射座椅姿態(tài)控制的目標(biāo)是提升彈射高度,因此在解耦方程中應(yīng)加上最大升力約束條件

(13)

L表示座椅理想姿態(tài)下獲得的升力,Lmin表示為滿足GJB1800A救生性能要求,在座椅理想姿態(tài)下,“H”形火箭包所需提供的最小升力,Lmin可由GJB1800A中所給出了救生性能包線計(jì)算得出。

(14)

通過(guò)對(duì)閾值ε的設(shè)定,可以對(duì)“H”形火箭包4個(gè)噴口的安裝角度進(jìn)行篩選優(yōu)化,從而完成控制系統(tǒng)三通道的力矩解耦。

3 仿真結(jié)果及分析

為了驗(yàn)證約束函數(shù)的合理性及解耦算法的有效性,本文將側(cè)重不同優(yōu)化目標(biāo)設(shè)計(jì)4組仿真實(shí)驗(yàn):

1) 升力優(yōu)先

解耦約束函數(shù)為:|Mhx|≥1 500 Nm,|Mhy|≥1 500 Nm,|Mhz|≥1 500 Nm,L=13 000 N

2) 滾轉(zhuǎn)控制力矩優(yōu)先

解耦約束函數(shù)為:|Mhx|≥3 000 Nm,|Mhy|≥1 500 Nm,|Mhz|≥1 500 Nm,L=12 000 N

3) 偏航控制力矩優(yōu)先

解耦約束函數(shù)為:|Mhx|≥1 500 Nm,|Mhy|≥3 000 Nm,|Mhz|≥1 500 Nm,L=12 000 N

4) 俯仰控制力矩優(yōu)先

解耦約束函數(shù)為:|Mhx|≥1 500 Nm,|Mhy|≥1 500 Nm,|Mhz|≥3 000 Nm,L=12 000 N

仿真結(jié)果如表1～表8所示:

1) 升力優(yōu)先

表1 升力優(yōu)先噴口安裝角度解耦結(jié)果

表2 升力優(yōu)先控制通道解耦結(jié)果

2) 滾轉(zhuǎn)控制力矩優(yōu)先

表3 滾轉(zhuǎn)控制力矩優(yōu)先噴口安裝角度解耦結(jié)果

表4 滾轉(zhuǎn)控制力矩優(yōu)先控制通道解耦結(jié)果

3) 偏航控制力矩優(yōu)先

表5 偏航控制力矩優(yōu)先噴口安裝角度解耦結(jié)果

表6 偏航控制力矩優(yōu)先控制通道解耦結(jié)果

4) 俯仰控制力矩優(yōu)先

表7 俯仰控制力矩優(yōu)先噴口安裝角度解耦結(jié)果

表8 俯仰控制力矩優(yōu)先控制通道解耦結(jié)果

從表1、表3、表5和表7可以看出,經(jīng)過(guò)噴口安裝角度優(yōu)化配置,座椅理想姿態(tài)下可獲得的升力滿足了最大升力約束條件的要求,而從表2、表4、表6和表8可以看出,各控制通道的主力矩也都滿足了最大控制力矩約束條件的要求。

另外從表2、表4、表6和表8還可以看出,經(jīng)過(guò)噴口安裝角度優(yōu)化配置,滾轉(zhuǎn)和偏航通道工作時(shí)所產(chǎn)生的耦合控制力矩遠(yuǎn)小于控制通道的主力矩,而俯仰通道則由于“H”形火箭包總體結(jié)構(gòu)的對(duì)稱性,控制通道間并不存在耦合力矩。

需要注意的是,在仿真實(shí)驗(yàn)1)中,為了保證最大升力約束條件的苛刻要求,仿真時(shí)適當(dāng)放大了矛盾方程組中閾值ε,滾轉(zhuǎn)和偏航通道中的耦合力矩因而稍微偏大,但仍然比主力矩小一個(gè)數(shù)量級(jí),因此并不影響解耦效果。

而在仿真實(shí)驗(yàn)2)、3)、4)中,由于最大控制力矩約束條件不如最大升力約束條件苛刻,矛盾方程組中閾值ε設(shè)定在一個(gè)較小的值上,滾轉(zhuǎn)和偏航通道中的耦合力矩因而較小,被限制在主力矩的10%以內(nèi),解耦效果更優(yōu)。

綜上所述,本文通過(guò)對(duì)約束條件下矛盾方程組的求解完成“H”形火箭包4個(gè)噴口安裝角度的優(yōu)化,良好的仿真結(jié)果表明,本文設(shè)計(jì)的控制通道解耦算法能夠很好的實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)三通道的力矩解耦,為彈射座椅姿態(tài)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了可行性。

4 結(jié) 論

本文基于“H”形火箭包的特殊結(jié)構(gòu),建立了其動(dòng)力模型。在此基礎(chǔ)上,根據(jù)“H”形火箭包工作模式的特點(diǎn),基于約束條件下矛盾方程組的求解過(guò)程,設(shè)計(jì)了三通道非同時(shí)可控彈射座椅控制通道解耦算法,以實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)三通道的力矩解耦,為彈射座椅自適應(yīng)控制系統(tǒng)的深化設(shè)計(jì)提供了理論上的可行性。

通過(guò)仿真分析,研究了不同約束條件對(duì)控制通道解耦效果的影響,并以矛盾方程組的求解閾值為調(diào)節(jié)手段,對(duì)約束條件和耦合力矩間的關(guān)系進(jìn)行了深入分析。仿真結(jié)果表明,即便在較為苛刻的約束條件下,本文所設(shè)計(jì)的控制通道解耦算法仍然能夠?qū)⒏骺刂仆ǖ礼詈狭叵拗频街髁氐?0%以下,因此證明了本文算法具有較高的可信性和實(shí)用性。

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Control Channel Decoupling Algorithm for Ejection Seat Subject to Three Channels Non-Simultaneous Controllable

Zhang Minghuan1, Song Zhengxi2, Wu Ming2

1.School of Astronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi′an 710072, China 2.Aerospace Life-Support Industries, LTD, Xiangyang 441003, China

A control channel decoupling algorithm for “H” structure of ejection seats is presented in this paper. Under the constraint condition of three channels non-simultaneous controllable, the decoupling algorithm is designed based on contradiction equations solution. The simulation is achieved under Matlab/Simulink in accordance with 4 different constraint conditions. The influence of the constraint condition and the threshold value in contradiction equations are analyzed. The simulation results and their analysis show that, under all the constraint conditions, the decoupling algorithm for “H” structure of ejection seats can reduce each coupling moment to 10 percents of the corresponding main moment, thus proving the algorithm in this paper to be reliable and effective.

ejection seats; control channel; three channel Non-Simultaneous controllable; decoupling; MATLAB; simulation

2016-05-12

航天支撐基金(N2015KC0121)資助

張明環(huán)(1985—)，西北工業(yè)大學(xué)助理研究員，主要從事飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與仿真研究。

V244.21+2

A

1000-2758(2016)06-0957-06