徐九龍,郝永平
(沈陽(yáng)理工大學(xué)裝備工程學(xué)院,沈陽(yáng) 110159)
在現(xiàn)代戰(zhàn)爭(zhēng)中,旋翼飛行器因具有體積小、造價(jià)低、對(duì)作戰(zhàn)環(huán)境要求松和戰(zhàn)場(chǎng)生存能力強(qiáng)等諸多優(yōu)點(diǎn)極適合在敏感地帶和敵對(duì)環(huán)境中進(jìn)行偵察、探測(cè)和攻擊等行動(dòng),以避免人員傷亡和財(cái)產(chǎn)損失。此外,旋翼飛行器具有懸停飛行等特性使其在指定區(qū)域執(zhí)行任務(wù)時(shí)更容易搭載相關(guān)任務(wù)平臺(tái)。與固定翼飛行器相比,旋翼飛行器主要缺點(diǎn)為無(wú)法長(zhǎng)時(shí)間和遠(yuǎn)距離飛行,飛行過(guò)程中隱蔽性不好,易暴露目標(biāo)。為了解決上述問(wèn)題,人們研制出了炮射共軸雙旋翼飛行器,其目標(biāo)是通過(guò)發(fā)射裝置提供的能量,迅速將彈藥帶到指定空域后,轉(zhuǎn)換成一個(gè)共軸式雙旋翼懸浮系統(tǒng)進(jìn)行偵察、監(jiān)視、干擾、照明和攻擊等特種作戰(zhàn)任務(wù)。Espinoza等對(duì)空投共軸雙旋翼無(wú)人機(jī)的飛行軌跡跟蹤與規(guī)律進(jìn)行了研究。Chauffaut等對(duì)小型共軸雙旋翼無(wú)人機(jī)采用無(wú)傘減速過(guò)渡過(guò)程控制問(wèn)題進(jìn)行了分析。李永澤等針對(duì)炮射無(wú)人機(jī)的彈機(jī)轉(zhuǎn)換過(guò)程的彈道特性進(jìn)行了分析與飛行驗(yàn)證。袁新波等提出了某型炮射無(wú)人機(jī)的總體思路和設(shè)計(jì)方案并開(kāi)展了部分驗(yàn)證試驗(yàn)。在彈丸過(guò)渡轉(zhuǎn)換飛行器過(guò)程中,傳統(tǒng)的方法是采用降落傘減速,全程被動(dòng)無(wú)控。
文中采用減速降落傘與共軸雙旋翼飛行器聯(lián)合控制,通過(guò)飛行器的旋翼系統(tǒng)進(jìn)行減速和姿態(tài)調(diào)整。研究了過(guò)渡轉(zhuǎn)換過(guò)程減速和姿態(tài)調(diào)整控制方案策略,建立了轉(zhuǎn)換控制模型。采用自適應(yīng)反步控制算法設(shè)計(jì)飛行器過(guò)渡轉(zhuǎn)換控制算法,對(duì)飛行器過(guò)渡轉(zhuǎn)換過(guò)程進(jìn)行了仿真計(jì)算。通過(guò)仿真分析得出:共軸雙旋翼飛行器在過(guò)渡轉(zhuǎn)換過(guò)程中可以實(shí)現(xiàn)減速和姿態(tài)調(diào)整,大幅地提高部署速度。
炮射共軸雙旋翼飛行器分為發(fā)射階段、彈丸飛行階、拋散階段、折疊展開(kāi)階段和工作階段,其流程圖如圖1所示。過(guò)渡轉(zhuǎn)換是從拋散到工作的階段,圖2為過(guò)渡轉(zhuǎn)換過(guò)程減速傘與共軸雙旋翼飛行器結(jié)合的實(shí)物圖。
圖1 炮射共軸雙旋翼飛行器流程
圖2 減速傘與共軸雙旋翼飛行器
圖3 坐標(biāo)系與模型框圖
(1)
定義雙旋翼飛行器為剛體,通過(guò)牛頓-歐拉方程建立6自由度動(dòng)力學(xué)模型:
(2)
式中:為飛行器與降落傘的總質(zhì)量;為飛行器與降落傘的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;為旋翼的升力;為飛行器與降落傘總重力。,旋翼上下槳葉升力系數(shù),,上下槳葉的角速度,,為上下槳葉操縱機(jī)構(gòu)傾斜盤揮舞角,總升力為:
(3)
在飛行過(guò)程中,旋翼機(jī)身所受的阻力飛行速度,下旋翼產(chǎn)出空氣誘導(dǎo)速度、阻力區(qū)域面積和空氣密度有關(guān)。
作用載體的力矩為由上下槳葉產(chǎn)生的阻力矩,下槳葉操縱機(jī)構(gòu)產(chǎn)的揮舞力矩組成。質(zhì)心到下槳葉槳盤的距離為,總力矩可表示為:
(4)
式中:、為阻力矩空氣系數(shù)。
減速降落傘所受的空氣阻力與飛行速度方向相反,其阻力大小與降落傘傘衣面和降落傘阻力系數(shù)有關(guān)。飛行器和降落傘被描述為一個(gè)非線性系統(tǒng),由4個(gè)控制輸入和,上、下轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速,,沿滾轉(zhuǎn)軸和俯仰軸的操縱機(jī)構(gòu)揮舞角控制,其控制量表達(dá)式為:
(5)
將飛行器與降落傘結(jié)合設(shè)計(jì)展開(kāi)過(guò)程的控制系統(tǒng),實(shí)施減速減旋作用。控制系統(tǒng)分內(nèi)環(huán)和外環(huán)。內(nèi)環(huán)控制將力矩作為控制輸入,對(duì)短時(shí)間過(guò)渡階段的縱向俯仰角度和角速度進(jìn)行控制。外環(huán)控制是將推力作為控制輸入,對(duì)過(guò)渡階段的飛行速度進(jìn)行控制,圖4為控制流程框圖。
圖4 控制流程框圖
將過(guò)渡過(guò)程動(dòng)力學(xué)模型簡(jiǎn)化為:
(6)
式中:滿足如下假設(shè)條件:|Δ|≤(,,),|Δ|≤(,,),|Δ|≤(,,),其中,,為未知的正數(shù),(,,),(,,),(,,)為已知非負(fù)光滑函數(shù);為力矩。
選取如下形式的Lyapunov函數(shù):
(7)
其中:>0為設(shè)計(jì)參數(shù)。對(duì)兩邊同時(shí)求導(dǎo):
(8)
(9)
(10)
(11)
(12)
選擇Lyapunov函數(shù)為如下形式:
(13)
(14)
為驗(yàn)證設(shè)計(jì)的正確性,通過(guò)數(shù)值模擬來(lái)說(shuō)明所提控制算法的性能。根據(jù)建立的數(shù)學(xué)模型,其參數(shù)如表1所示。初始速度=100 m/s,初始俯仰角=45°,其它狀態(tài)的初始條件為零。其控制參數(shù)如表2所示。仿真時(shí)間為12.5 s,在3.7 s時(shí)開(kāi)始進(jìn)行拋散,在5.3 s時(shí)減速傘開(kāi)始工作。仿真結(jié)果如圖5~圖9所示。
表1 共軸雙旋翼飛行器模型參數(shù)
表2 控制參數(shù)
圖5 期望的彈道軌跡與轉(zhuǎn)化彈道軌跡
根據(jù)仿真結(jié)果進(jìn)行分析,圖5中紅色點(diǎn)畫(huà)線為期望彈道軌跡曲線,黑色實(shí)線轉(zhuǎn)換彈道軌跡。得出炮射共軸雙旋翼飛行器在拋散階段之前,兩個(gè)軌跡是重合的。當(dāng)水平方向位移為465 m,高度位移為243 m,開(kāi)始進(jìn)行拋散。拋散階段之前之后水平方向軸的速度仍然較大,無(wú)法以在指定空域工作。
圖6為轉(zhuǎn)換過(guò)程位置軌跡圖。在減速傘工作后,水平軸位置變化較小,垂直方向軸隨時(shí)間近似線性變化,當(dāng)12.5 s時(shí),飛行器下降高度為100 m,為任務(wù)階段初始位置提供了保障。
圖6 轉(zhuǎn)換過(guò)程位置軌跡
圖7為轉(zhuǎn)換過(guò)程的速度圖。當(dāng)=5.3 s時(shí),在減速降落傘和旋翼系統(tǒng)共同的作用下,水平速度迅速下降10 m/s,垂直速度迅速下降到6 m/s,減速后的速度可以確保飛行器在指定空域正常工作。
圖7 轉(zhuǎn)換過(guò)程的速度
圖8為轉(zhuǎn)換過(guò)程的姿態(tài)角圖,當(dāng)彈丸到達(dá)最高點(diǎn)時(shí),此時(shí)俯仰角為90°,在開(kāi)傘之后,由減速降落傘和旋翼操作機(jī)構(gòu)聯(lián)合作用,俯仰姿態(tài)角調(diào)整為-5°。
圖8 轉(zhuǎn)換過(guò)程的姿態(tài)角
圖9為轉(zhuǎn)換過(guò)程的升力和力矩。在開(kāi)傘后,通過(guò)旋翼升力和力矩迅速作出調(diào)整,經(jīng)過(guò)4 s后升力保持在30 N,力矩調(diào)整為平衡狀態(tài),為工作階段做準(zhǔn)備。
圖9 轉(zhuǎn)換過(guò)程的升力和力矩
針對(duì)炮射共軸雙旋翼飛行器在過(guò)渡轉(zhuǎn)換過(guò)程控制問(wèn)題,提出了一種自適應(yīng)反步快速部署過(guò)渡轉(zhuǎn)換控制方法。建立了共軸雙旋翼飛行器與減速傘降落傘的聯(lián)立數(shù)學(xué)模型,研究了轉(zhuǎn)換過(guò)程調(diào)整姿態(tài)和速度方案策略。通過(guò)數(shù)值模擬仿真得到,開(kāi)傘水平速度和垂直速度調(diào)整到10 m/s,6 m/s,俯仰姿態(tài)角調(diào)整到-5°。在減速降落傘和旋翼操縱機(jī)構(gòu)的聯(lián)合作用下,共軸雙旋翼飛行器的俯仰姿態(tài)和速度可以進(jìn)行快速的調(diào)整,并可以大幅提高部署速度。