文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A
文章編號(hào)： 0258-7998(2014)06-0078-04
如今新一代高可靠容錯(cuò)飛行控制戰(zhàn)斗機(jī)、大型客機(jī)、大型運(yùn)輸機(jī)、高空長(zhǎng)航時(shí)無(wú)人機(jī)均采用新一代電傳飛行控制系統(tǒng)。為了提高飛機(jī)的生存能力，高可靠容錯(cuò)飛行控制理論和技術(shù)得到了世界各國(guó)的重視。美國(guó)Rockwell Collins公司先后完成了單側(cè)機(jī)翼突然折損40%、60%、80%面積矩后的試飛驗(yàn)證[1]；美國(guó)Gatach大學(xué)實(shí)現(xiàn)了容忍單側(cè)機(jī)翼斷掉50%面積矩的試飛驗(yàn)證[2]。國(guó)內(nèi)部分院校的學(xué)者也進(jìn)行了無(wú)故障或舵機(jī)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(dú)針對(duì)縱向、側(cè)向，甚至是單一傳遞函數(shù)進(jìn)行自適應(yīng)控制算法研究，對(duì)于故障前后配平點(diǎn)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(jì)了適用于無(wú)故障、單側(cè)副翼舵機(jī)卡死故障、單側(cè)機(jī)翼嚴(yán)重?fù)p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(jìn)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(shí)用性。
1 大側(cè)滑角飛行控制方案
當(dāng)飛機(jī)在飛行過程中突然出現(xiàn)單側(cè)副翼舵機(jī)卡死或者機(jī)翼部分損傷時(shí)，只靠偏轉(zhuǎn)另一側(cè)副翼來(lái)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(lái)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(jí)聯(lián)組成。側(cè)向通道中，側(cè)滑角保持控制器的輸入信號(hào)βc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(hào)送給副翼(da)和方向舵(dr)，用來(lái)分別調(diào)節(jié)滾轉(zhuǎn)角和偏航角速率最終跟蹤βc。縱向通道的高度保持器將偏差信號(hào)送入俯仰角保持(Pitch Angle Hold）器中，繼而調(diào)節(jié)升降舵(de)跟蹤Hc。這種兩極控制結(jié)構(gòu)不僅能夠使飛機(jī)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(diǎn)繞飛?？刂扑惴ǚ矫?，由于大側(cè)滑機(jī)動(dòng)過程或單側(cè)副翼舵機(jī)卡死故障下的側(cè)向傳遞函數(shù)都會(huì)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(duì)副翼—滾轉(zhuǎn)角通道(da→φ)和方向舵—偏航角速率通道(da→r)進(jìn)行MRAC設(shè)計(jì)來(lái)適應(yīng)不確定性。外環(huán)級(jí)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(shí)現(xiàn)。下面重點(diǎn)對(duì)圖1中兩個(gè)MRAC控制器結(jié)構(gòu)和算法進(jìn)行研究。
2 MRAC控制結(jié)構(gòu)和算法設(shè)計(jì)
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(jìn)行設(shè)計(jì)[7]。其特點(diǎn)是不單獨(dú)對(duì)控制器參數(shù)進(jìn)行辨識(shí)[8]，而直接對(duì)輸出誤差e=y-ym進(jìn)行跟蹤設(shè)計(jì)。MRAC控制器的輸入r，連同其輸出y、ym和內(nèi)部濾波信號(hào)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(gè)結(jié)構(gòu)分為4個(gè)部分:相對(duì)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(duì)象的零點(diǎn)配置成參考模型的零點(diǎn)；反饋部分的作用是配成參考模型的極點(diǎn)。∧、h是濾波器的狀態(tài)空間形式，輸出信號(hào)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(duì)象的實(shí)際輸出與模型輸出一致。
2.2 控制律設(shè)計(jì)
2.3 自適應(yīng)律設(shè)計(jì)
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(diǎn)簡(jiǎn)單的技巧,得到e(t)與f(t)之間的關(guān)系，如式(6)：
取
為相對(duì)階為1的最小相位系統(tǒng)來(lái)滿足嚴(yán)正實(shí)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(dòng)無(wú)人機(jī)(常規(guī)V尾布局，翼展1.9 m，機(jī)長(zhǎng)1.95 m，縮寫為SEPUAV)來(lái)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(duì)無(wú)故障和右副翼舵機(jī)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(jìn)行分析。
3.1 無(wú)故障、氣動(dòng)數(shù)據(jù)攝動(dòng)50%
氣動(dòng)數(shù)據(jù)攝動(dòng)用作檢驗(yàn)控制器的魯棒性。將無(wú)故障、無(wú)氣動(dòng)攝動(dòng)下設(shè)計(jì)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(shí)刻接入攝動(dòng)后的模型中，觀察跟蹤βc=-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(dòng)高達(dá)50%，但β依然能無(wú)靜差地跟蹤指令，高度保持工作正常。另外，3個(gè)舵偏量的峰值全部保持在有效舵偏內(nèi)。因?yàn)橛?img alt="" src="http://files.chinaaet.com/images/2014/08/07/2246171353273.gif"/>在20 s內(nèi)單調(diào)下降，但最終穩(wěn)定。
3.2 右副翼舵機(jī)上偏卡死20°
當(dāng)故障檢測(cè)定位不是很精確時(shí)，利用故障前的配平點(diǎn)進(jìn)行故障后控制器的設(shè)計(jì)至關(guān)重要。圖4、圖5分別為無(wú)氣動(dòng)攝動(dòng)和50%攝動(dòng)下，出現(xiàn)右副翼舵機(jī)上偏卡死20°故障時(shí)，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(dá)到無(wú)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(dòng)攝動(dòng)影響下，圖5暫態(tài)部分的震蕩時(shí)間相比圖4更長(zhǎng)?？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(shí)間更長(zhǎng)。
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(jī)卡死和控制參數(shù)初值任選下無(wú)靜差跟蹤側(cè)滑角指令，而且在較大氣動(dòng)數(shù)據(jù)攝動(dòng)情況下具有魯棒性，體現(xiàn)出良好的實(shí)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(wú)人機(jī)副翼舵機(jī)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(wú)靜差跟蹤模型的基礎(chǔ)上，實(shí)現(xiàn)了側(cè)滑角指令的無(wú)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(jī)卡死故障的情況下能夠魯棒地使飛機(jī)準(zhǔn)確跟蹤側(cè)滑角指令，實(shí)現(xiàn)上述情況下的大側(cè)滑角直線飛行。后續(xù)將對(duì)自適應(yīng)控制器參數(shù)的指數(shù)收斂性進(jìn)行研究，并將間接模型參考自適應(yīng)算法結(jié)合進(jìn)來(lái)。
參考文獻(xiàn)
[1] JOURDAN D B,PIEDMONTE M D, GAVRILETS V，et al. Enhancing UAV survivability through damage[C]. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, 2-5 August 2010, Toronto, Ontario Canada.
[2] JOHNSON E N,CHOWDHARY G V,KIMBRELL M S.Guidance and control of an airplane under severe structural damage[C]. AIAA Infotech@Aerospace 2010,20-22 April 2010, Atlanta.
[3] 鄭祥明, 昂海松, 黃達(dá). 飛翼式微型飛行器飛行動(dòng)力學(xué)特性研究[J]. 航空學(xué)報(bào), 2006,27(3):374-379.
[4] 齊曉慧, 楊志軍, 吳曉蓓. 基于簡(jiǎn)單自適應(yīng)控制的魯棒飛行控制律設(shè)計(jì)[J]. 電光與控制, 2010,17(5): 6-9.
[5] 王首斌，王新民，李儼. 模型參考自適應(yīng)電傳飛行控制系統(tǒng)縱向控制律設(shè)計(jì)[J]. 火力與指揮控制,
2012,37(3):158-164.
[6] 董文瀚,孫秀霞,林巖，等.一類直接模型參考Backstepping自適應(yīng)控制[J]. 控制與決策，2008,23(9): 981-986.
[7] KUTAY A T, CHOWDHARY G, ANTHONY J, et al. A comparison of two novel direct adaptive control methods under actuator failure accommodation[C]. AIAA Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit, 18-21,August 2008, Honolulu, Hawaii.
[8] DEBUSK W M,CHOWDHARY G, JOHNSON E N. Real-time system identification of a small multiengine aircraft[C].AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference,10-13 August 2009, Chicago, Illinois.
[9] JOHNSON E N, CALISE A J, TURBE M A. Fault tolerance through direct adaptive control using neural networks[ ].AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit, 21 - 24 August 2006, Keystone, Colorado.
[10] 劉少華, 段征宇.飛行器自適應(yīng)控制參考模型建立方法研究[J].飛行力學(xué), 2011,29(4):56-59.