如今新一代高可靠容錯飛行控制戰(zhàn)斗機、大型客機、大型運輸機、高空長航時無人機均采用新一代電傳飛行控制系統(tǒng)。為了提高飛機的生存能力，高可靠容錯飛行控制理論和技術(shù)得到了世界各國的重視。美國Rockwell Collins公司先后完成了單側(cè)機翼突然折損40%、60%、80%面積矩后的試飛驗證^[1]；美國Gatach大學(xué)實現(xiàn)了容忍單側(cè)機翼斷掉50%面積矩的試飛驗證^[2]。國內(nèi)部分院校的學(xué)者也進行了無故障或舵機卡死等故障下自適應(yīng)飛行控制算法的研究^[3-6]。然而大多數(shù)研究都只是單獨針對縱向、側(cè)向，甚至是單一傳遞函數(shù)進行自適應(yīng)控制算法研究，對于故障前后配平點變化問題也沒有給出分析和解決方法，缺乏通用性和適用性。為了解決上述問題，本文綜合縱/側(cè)向通道，設(shè)計了適用于無故障、單側(cè)副翼舵機卡死故障、單側(cè)機翼嚴重損傷下大側(cè)滑角飛行的模型參考自適應(yīng)飛行控制系統(tǒng)，并進行了多種情況下的數(shù)字仿真。從仿真結(jié)果可以看出該控制系統(tǒng)具有較好的系統(tǒng)性和實用性。

1  大側(cè)滑角飛行控制方案

        當飛機在飛行過程中突然出現(xiàn)單側(cè)副翼舵機卡死或者機翼部分損傷時，只靠偏轉(zhuǎn)另一側(cè)副翼來提供恢復(fù)力矩是不夠的，所以必須改變控制策略，通過調(diào)整飛行姿態(tài)，給出側(cè)滑角來盡可能提供更多的恢復(fù)力矩。大側(cè)滑角飛行控制系統(tǒng)如圖1所示。

        控制結(jié)構(gòu)方面，此控制方案由內(nèi)環(huán)姿態(tài)角控制器和外環(huán)高度保持(Height Hold)、側(cè)滑角保持(Sideslip Angle Hold)控制器級聯(lián)組成。側(cè)向通道中，側(cè)滑角保持控制器的輸入信號β_c通過PID控制器濾波后，作為滾轉(zhuǎn)角保持(Roll Angle Hold)和偏航角速率保持(Yaw rate Hold)控制器的給定，并分別將各自輸出信號送給副翼(da)和方向舵(dr)，用來分別調(diào)節(jié)滾轉(zhuǎn)角和偏航角速率最終跟蹤β_c。縱向通道的高度保持器將偏差信號送入俯仰角保持(Pitch Angle Hold）器中，繼而調(diào)節(jié)升降舵(de)跟蹤H_c。這種兩極控制結(jié)構(gòu)不僅能夠使飛機大側(cè)滑角飛行，而且能夠在此基礎(chǔ)上直線飛行，有利于航路點繞飛?？刂扑惴ǚ矫妫捎诖髠?cè)滑機動過程或單側(cè)副翼舵機卡死故障下的側(cè)向傳遞函數(shù)都會發(fā)生分子分母系數(shù)不確定和變化的現(xiàn)象，所以需要對副翼—滾轉(zhuǎn)角通道(da→φ)和方向舵—偏航角速率通道(da→r)進行MRAC設(shè)計來適應(yīng)不確定性。外環(huán)級聯(lián)的側(cè)滑角控制器和縱向控制器均采用PID控制算法實現(xiàn)。下面重點對圖1中兩個MRAC控制器結(jié)構(gòu)和算法進行研究。

2 MRAC控制結(jié)構(gòu)和算法設(shè)計

2.1 控制結(jié)構(gòu)

        本文采用直接模型參考自適應(yīng)結(jié)構(gòu)進行設(shè)計^[7]。其特點是不單獨對控制器參數(shù)進行辨識^[8]，而直接對輸出誤差e=y-y_m進行跟蹤設(shè)計。MRAC控制器的輸入r，連同其輸出y、y_m和內(nèi)部濾波信號一起構(gòu)成控制律和自適應(yīng)律，從而跟蹤參考模型的輸出。圖2給出了dr→r通道的MRAC結(jié)構(gòu)圖， da→φ通道類似。

        整個結(jié)構(gòu)分為4個部分:相對階為n-m的參考模型、前饋控制部分、反饋控制部分以及自適應(yīng)律。前饋部分的作用是將被控對象的零點配置成參考模型的零點；反饋部分的作用是配成參考模型的極點。∧、h是濾波器的狀態(tài)空間形式，輸出信號為ω?？刂破鲄?shù)[k θ₁ θ₀ θ₂]^T受到自適應(yīng)律的調(diào)節(jié)，使得具有參數(shù)不確定性被控對象的實際輸出與模型輸出一致。

2.2 控制律設(shè)計

2.3 自適應(yīng)律設(shè)計

        記參數(shù)誤差為首先需要找到跟蹤誤差和參數(shù)誤差之間的聯(lián)系。利用一點簡單的技巧,得到e(t)與f(t)之間的關(guān)系，如式(6)：

取為相對階為1的最小相位系統(tǒng)來滿足嚴正實條件。選擇式(7)所示的“梯度”型自適應(yīng)律。

3 仿真結(jié)果

        本節(jié)選取某小型電動無人機(常規(guī)V尾布局，翼展1.9 m，機長1.95 m，縮寫為SEPUAV)來搭建大側(cè)滑角模型參考自適應(yīng)飛行控制系統(tǒng)仿真模型。在設(shè)定的仿真條件下，針對無故障和右副翼舵機卡死故障給出大側(cè)滑角模型參考自適應(yīng)控制器的非線性數(shù)字仿真結(jié)果并進行分析。

3.1 無故障、氣動數(shù)據(jù)攝動50%

        氣動數(shù)據(jù)攝動用作檢驗控制器的魯棒性。將無故障、無氣動攝動下設(shè)計的大側(cè)滑角模型參考自適應(yīng)飛行控制器參數(shù)初值θ(t)全部設(shè)置為零。然后在某一時刻接入攝動后的模型中，觀察跟蹤β_c=-9°的狀態(tài)響應(yīng)和參數(shù)變化情況，如圖3所示。圖3(a)~(d)為側(cè)滑角β、飛行高度H、副翼adef、方向舵-偏航角速率通道MRAC參數(shù)向量第4分量的響應(yīng)曲線。可以看出，在大側(cè)滑角MRAC控制系統(tǒng)的作用下，盡管控制器參數(shù)初值任意選取，并且攝動高達50%，但β依然能無靜差地跟蹤指令，高度保持工作正常。另外，3個舵偏量的峰值全部保持在有效舵偏內(nèi)。因為有在20 s內(nèi)單調(diào)下降，但最終穩(wěn)定。

3.2 右副翼舵機上偏卡死20°

        當故障檢測定位不是很精確時，利用故障前的配平點進行故障后控制器的設(shè)計至關(guān)重要。圖4、圖5分別為無氣動攝動和50%攝動下，出現(xiàn)右副翼舵機上偏卡死20°故障時，跟蹤-9°側(cè)滑角令的部分輸出響應(yīng)和自適應(yīng)控制器參數(shù)的變化情況。各子圖代表的狀態(tài)量與圖3情況一樣。在響應(yīng)起初的20 s內(nèi)，圖4(a)β基本達到無偏差穩(wěn)定，而圖5(a)則仍舊在-9°附近衰減震蕩。相比圖3、圖4,圖5的舵偏調(diào)節(jié)中出現(xiàn)一些高頻震蕩成分，而在氣動攝動影響下，圖5暫態(tài)部分的震蕩時間相比圖4更長?？刂破鲄?shù)的穩(wěn)定性與3.1節(jié)的情況一樣，只是震蕩加劇穩(wěn)定時間更長。

        綜上所述，大側(cè)滑角飛行控制器不僅能夠利用故障前的配平值在副翼舵機卡死和控制參數(shù)初值任選下無靜差跟蹤側(cè)滑角指令，而且在較大氣動數(shù)據(jù)攝動情況下具有魯棒性，體現(xiàn)出良好的實用性和通用性。

        本文給出了基于模型參考自適應(yīng)算法的大側(cè)滑角飛行控制系統(tǒng)方案解決無人機副翼舵機卡死故障的控制問題。在保證副翼—滾轉(zhuǎn)角通道和方向舵—偏航角速率通道自適應(yīng)無靜差跟蹤模型的基礎(chǔ)上，實現(xiàn)了側(cè)滑角指令的無靜差跟蹤以及高度、速度保持功能。仿真結(jié)果表明，此控制系統(tǒng)在控制參數(shù)值任給和單側(cè)舵機卡死故障的情況下能夠魯棒地使飛機準確跟蹤側(cè)滑角指令，實現(xiàn)上述情況下的大側(cè)滑角直線飛行。后續(xù)將對自適應(yīng)控制器參數(shù)的指數(shù)收斂性進行研究，并將間接模型參考自適應(yīng)算法結(jié)合進來。

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