范林飛，王道波，劉孝成

(南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院，江蘇 南京 210016)

0 引言

本文設(shè)計的新型矢量推力無人機(jī)，通過操縱氣動舵面出舵量和改變左右發(fā)動機(jī)推力軸線的方向來控制飛機(jī)的飛行姿態(tài)。所謂矢量推力技術(shù)，指的是通過噴管等裝置改變發(fā)動機(jī)推力線的方向，從而將發(fā)動機(jī)推力沿軸向、法向和側(cè)向進(jìn)行分解，實現(xiàn)飛機(jī)的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航。兩種控制結(jié)合起來能非常有效地改善飛機(jī)的操縱性。傳統(tǒng)固定翼無人機(jī)單獨(dú)依靠氣動舵面偏轉(zhuǎn)來控制無人機(jī)的狀態(tài)，這種控制方式不適用于低速無人機(jī)，當(dāng)飛機(jī)飛行速度較慢時，這種控制方式就顯得較為乏力。本文在這種傳統(tǒng)控制的基礎(chǔ)上，加入矢量推力技術(shù)，設(shè)計了控制器，經(jīng)過控制分配后無人機(jī)的動態(tài)性能和操縱性以及飛行品質(zhì)大大提高。

1 新型推力矢量固定翼無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計及各模塊功能介紹

如圖1所示，所設(shè)計的無人機(jī)整個系統(tǒng)分為兩大模塊：以TMS320F28335處理器為核心，結(jié)合了多種傳感器以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)，用于通信數(shù)據(jù)的接收和發(fā)送，解析飛行數(shù)據(jù)的飛控系統(tǒng)；另外一個模塊為地面監(jiān)測系統(tǒng)，主要用于接收從飛機(jī)上下傳的飛行參數(shù)，在界面上顯示供操縱者觀測。

圖1 無人機(jī)整體系統(tǒng)圖

1.1 機(jī)載設(shè)備

該無人機(jī)機(jī)載設(shè)備主要有陀螺(IMU)、GPS、通訊電臺動力電池和氣壓高度表等。其中陀螺和GPS是無人機(jī)的核心機(jī)載設(shè)備，在控制回路中作為傳感器將飛機(jī)的姿態(tài)信息和位置信息反饋至輸入端，從而實現(xiàn)無人機(jī)閉環(huán)控制[1]。采用GI550慣導(dǎo)來采集無人機(jī)的姿態(tài)信息，為保證無人機(jī)的精確定位，采用雙GPS進(jìn)行定位，GPS主要負(fù)責(zé)采集無人機(jī)的位置信息，包括經(jīng)度、緯度、GPS高度等，此外還包括氣壓高度表、速度傳感器等機(jī)載設(shè)備。

1.2 執(zhí)行機(jī)構(gòu)和通訊設(shè)備

無人機(jī)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要為舵機(jī)。該無人機(jī)有8個舵面，其中尾輪舵用來控制無人機(jī)起飛滑跑時的側(cè)滑方式，而無人機(jī)的推力則通過油門舵的開度來控制。動力電池采用+12 V，經(jīng)電壓轉(zhuǎn)換模塊將電壓轉(zhuǎn)換成+5 V來給飛控計算機(jī)供電。機(jī)載調(diào)頻電臺用來實現(xiàn)飛控計算機(jī)與地面站之間的通信數(shù)據(jù)傳輸。使用前需要對兩個電臺進(jìn)行參數(shù)配置，包括通信方式、波特率、通訊速率、電臺頻段等參數(shù)的配置，飛控數(shù)據(jù)電臺采用232串口與飛控計算機(jī)連接。

1.3 地面監(jiān)測系統(tǒng)

地面監(jiān)測系統(tǒng)主要用來檢測無人機(jī)在空中飛行時的姿態(tài)、位置以及各機(jī)載設(shè)備工作時的信息。該系統(tǒng)主要由一臺綜顯計算機(jī)、調(diào)頻電臺和DSP操縱箱組成。綜顯計算機(jī)軟件界面是基于VC6.0編程環(huán)境下的MFC開發(fā)軟件,其顯示控件和輸出控件均為NI Measurement Studio AppWizard控件。這些控件主要用來顯示飛機(jī)的飛行參數(shù)、航跡規(guī)劃以及地面站向飛控計算機(jī)發(fā)送的控制指令。這些指令通過DSP操縱臺來發(fā)送，而飛控系統(tǒng)和地面檢測系統(tǒng)之間數(shù)據(jù)則通過調(diào)頻電臺的無線電波進(jìn)行傳送和接收。

2 混合控制策略

無人機(jī)控制器整體結(jié)構(gòu)控制采用串級控制，這樣能很好地在無法建立比較精確數(shù)學(xué)模型的情況下研究無人機(jī)的控制規(guī)律。內(nèi)回路為增穩(wěn)回路和姿態(tài)回路，這是整個無人機(jī)控制的核心回路，外回路為位置回路。內(nèi)回路通過不斷逼近內(nèi)回路期望的姿態(tài)角與傳感器測得的實際角之間的誤差來給出相應(yīng)舵面偏角，以控制無人機(jī)的姿態(tài)。同時將角速率接入控制律，使系統(tǒng)的阻尼特性得到提升，形成一個增穩(wěn)回路。外回路為位置控制，通過將GPS傳輸?shù)奈恢眯畔⒎答佒凛斎攵?，不斷修正位置誤差，使其逐漸逼近期望值。整體控制框圖如圖2所示。無人機(jī)有俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三個通道，其中俯仰通道為縱向通道，滾轉(zhuǎn)通道和航向通道為橫側(cè)向通道。下面分別從縱向和橫側(cè)向這兩個通道來設(shè)計控制器。

圖2 整體控制框圖

2.1 縱向混合控制

無人機(jī)縱向控制回路為俯仰角控制回路，回路采用閉環(huán)PID控制，同時為了增加系統(tǒng)的阻尼特性，將角速率反饋信號引入控制回路，使得飛機(jī)的整體動態(tài)性能更加完善[2]。從縱向通道來看，本文所研究的無人機(jī)在此基礎(chǔ)上增加了矢量推力，改變無人機(jī)左、右兩個發(fā)動機(jī)推力軸線的方向，從而對無人機(jī)質(zhì)心產(chǎn)生俯仰力矩，使得飛機(jī)的姿態(tài)改變。氣動舵面控制和矢量推力控制各自具有一定的控制權(quán)限，將兩者結(jié)合使用，能有效地改善該無人機(jī)的控制性能。圖3為縱向通道控制框圖。

圖3 俯仰姿態(tài)控制策略框圖

如圖3所示，該固定翼無人機(jī)俯仰姿態(tài)控制采用俯仰角和俯仰角速率閉環(huán)控制方式，使得無人機(jī)有著優(yōu)良的阻尼特性，動態(tài)性能得到提高?？刂坡扇缦拢?/p>

(1)

(2)

(3)

在控制回路中加入積分控制算法，若俯仰角的偏差較小時，積分能起到有效作用，當(dāng)俯仰角偏差較大時，積分控制算法失效。上式中：δe為升降舵出舵量，可通過操縱地面站操縱桿來改變其出舵量；δal和δar分別為左發(fā)推力操縱量和右發(fā)推力操縱量，這三者對于固定翼無人機(jī)的俯仰姿態(tài)均具有一定操縱權(quán)限，共同控制使得無人機(jī)縱向通道的穩(wěn)定性得到保障；q為由GI550陀螺采集的俯仰角速率；Kθ、Kθl、Kθr為比例系數(shù)；Kq1、Kq2和Kq3為俯仰角速率反饋系數(shù)；Khi、Kθil和Kθir為積分系數(shù)。

2.2 起飛橫側(cè)向姿態(tài)控制

該固定翼無人機(jī)為三點(diǎn)起落架式布局，后方有一個尾輪，通過舵機(jī)能控制其滑動方向，前面有兩個前輪，通過發(fā)動機(jī)提供推力使得飛機(jī)在地面滑動，同時保持足夠大升降舵出舵量和足夠大迎角使得飛機(jī)在地面滑跑過程中能夠產(chǎn)生足夠大的升力來實現(xiàn)飛機(jī)的起飛。俯仰角度由地面測控站的操縱箱操縱俯仰桿控制升降舵出舵量來獲取相應(yīng)迎角，但要注意的是，要使得飛機(jī)俯仰角在約束范圍內(nèi)盡量保持飛機(jī)的姿態(tài)穩(wěn)定，飛機(jī)的縱向俯仰力矩要能使得飛機(jī)平衡[3]。在起飛滑跑過程中，還要保持飛機(jī)在橫側(cè)向的姿態(tài)穩(wěn)定性。通過在滑跑過程中操縱尾輪的轉(zhuǎn)向δw和方向舵操縱量δd來保持無人機(jī)航向的穩(wěn)定，從而減小無人機(jī)的側(cè)滑位移，同時約束無人機(jī)滾轉(zhuǎn)角，從而保持無人機(jī)在滑跑起飛過程中的平穩(wěn)性。起飛橫側(cè)向姿態(tài)控制如圖4所示。

圖4 起飛滑跑橫側(cè)向姿態(tài)控制

其控制律如下：

(4)

(5)

3 推力矢量無人機(jī)優(yōu)化控制分配策略

在第2節(jié)中設(shè)計了推力矢量無人機(jī)縱向和起飛時橫側(cè)向控制策略，采用了氣動舵面控制和推力矢量操縱混合控制。以縱向控制為例，常規(guī)無人機(jī)通過升降舵偏轉(zhuǎn)來使得飛機(jī)的俯仰姿態(tài)發(fā)生變化，控制命令維數(shù)為1維，本文設(shè)計的無人機(jī)增加了左、右2個推力矢量操縱量機(jī)構(gòu)，使得控制命令維數(shù)為3維，造成控制余度增加，輸出端產(chǎn)生的控制量具有抽象性，相應(yīng)舵面偏轉(zhuǎn)量和左右推力矢量操縱量需要配置相應(yīng)的加權(quán)系數(shù)才具有實際意義。假定控制器模塊直接輸出的虛擬指令為A，經(jīng)過控制分配后的控制命令為B，實際系統(tǒng)命令為C，則這三者滿足如下關(guān)系：

A(t)=gB(x,B,t)B(t)

(6)

gA(x,t)A(t)=gδ(x,t)δ(t)

(7)

式中：gA(x,t)為B和A函數(shù)關(guān)系；gB(x,B,t)為A的輸入矩陣。忽略一些次要因素，利用泰勒公式將上述非線性方程線性化，得出A→B的線性化函數(shù)關(guān)系如下：

(8)

式中C為效率矩陣。實際控制分配問題為確定虛擬命令A(yù)和實際命令C之間的關(guān)系即加權(quán)系數(shù)的確定[4]。由上述分析可知，分配結(jié)果不唯一，因此需要合理運(yùn)用優(yōu)化控制分配方法來使得實際命令值逼近期望值。在無人機(jī)飛行中，常常將無人機(jī)動態(tài)性能指標(biāo)和能量消耗量作為最終優(yōu)化指標(biāo)，將性能指標(biāo)定義為D(x,B,t)，最終優(yōu)化指標(biāo)取其最小值。本文介紹一種線形規(guī)劃方法：假設(shè)性能指標(biāo)定義為D=fTx，?E∈Rm×n,在Ex≤b的情況下，使得性能指標(biāo)D取得最優(yōu)值，此時的x即為所求B。其表達(dá)式如下：

(9)

EB≤b

(10)

其中不等式約束條件為左、右推力矢量操縱量限制δal、δar和升降舵出舵量限制δe。上述性能指標(biāo)表達(dá)式及約束條件表示為：

(11)

-40°≤δe≤40°

(12)

-20°≤δal≤20°

(13)

-20°≤δar≤20°

(14)

因此不等式(10)中約束條件各項矩陣系數(shù)為：

(15)

(16)

其中B矩陣中的Ke、Kal、Kar為推力矢量操縱量和升降舵面權(quán)重系數(shù)，利用單純形法可以有效求解上述矩陣的最優(yōu)解[5-6]。目前基于關(guān)于單純形法求解最優(yōu)解的軟件很多，只需輸入矩陣系數(shù)即可很方便地求出上述線性規(guī)劃問題的最優(yōu)解。以縱向控制為例，將控制分配模塊加入混合控制器中，重新設(shè)計縱向控制器如圖5所示。

圖5 優(yōu)化控制分配后縱向控制器

其縱向控制表達(dá)式如下：

(17)

(18)

(19)

其選取原則以性能指標(biāo)D達(dá)到最優(yōu)指標(biāo)為目標(biāo)。由于橫側(cè)向控制優(yōu)化分配設(shè)計與縱向控制原理相同，這里不再贅述。

4 飛控仿真實驗

該固定翼無人機(jī)在飛行前需要通過仿真實驗進(jìn)行飛行質(zhì)量評估，保證飛機(jī)正式飛行的品質(zhì)。首先要確定控制器各個PID參數(shù)值，控制器中各個PID系數(shù)通過穩(wěn)定邊界法進(jìn)行確定[7-8]，而氣動舵面和左、右推力矢量加權(quán)系數(shù)的分配則根據(jù)上節(jié)提供的方法選取。以縱向控制為例，給定俯仰角θg=10°和θg=30°，分別得出無人機(jī)在無推力矢量作用和經(jīng)過優(yōu)化分配后推力矢量作用的仿真圖如圖6、圖7所示。

圖6 俯仰角給定為10°時響應(yīng)

由圖6-圖7對比可以看出：在俯仰角較小情況下，傳統(tǒng)氣動舵面控制和優(yōu)化控制分配混合控制響應(yīng)均無超調(diào)，但優(yōu)化控制分配混合控制響應(yīng)速度比傳統(tǒng)氣動舵面控制快很多，動態(tài)性能更好；在俯仰角較大情況下，傳統(tǒng)氣動舵面控制響應(yīng)時間很長，且存在穩(wěn)態(tài)誤差；優(yōu)化控制分配混合雖然存在超調(diào)量，響應(yīng)速度很快，且無穩(wěn)態(tài)誤差。

圖7 俯仰角給定為30°時響應(yīng)

5 結(jié)語

綜上所述，經(jīng)優(yōu)化控制分配后的推力矢量無人機(jī)與傳統(tǒng)氣動舵面控制的無人機(jī)相比，在姿態(tài)角較大和較小時均不存在穩(wěn)態(tài)誤差，控制精度大大提高；同時響應(yīng)速度相比傳統(tǒng)氣動舵面控制更快，推力矢量無人機(jī)的動態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)性能均有所提高，具有良好的飛行品質(zhì)，能更好地完成相應(yīng)的飛行任務(wù)。