陳勇, 董新民, 薛建平, 王小平, 劉勤

(空軍工程大學(xué) 工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

多操縱面飛行器控制分配技術(shù)的發(fā)展及應(yīng)用

陳勇, 董新民, 薛建平, 王小平, 劉勤

(空軍工程大學(xué) 工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

控制分配是先進多操縱面飛行器控制理論及應(yīng)用的一項關(guān)鍵技術(shù)。首先介紹了多操縱面布局的典型操縱面,然后從靜態(tài)、動態(tài)和非線性三個方面分別論述了控制分配技術(shù)的最新研究成果,概述了航空航天領(lǐng)域及其他工業(yè)領(lǐng)域的應(yīng)用情況。最后總結(jié)了控制分配的幾個關(guān)鍵問題,討論了今后可能的研究方向。

飛行控制系統(tǒng); 多操縱面布局; 控制分配; 級聯(lián)控制結(jié)構(gòu)

引言

隨著對飛機機動性、安全性和可靠性要求的不斷提高,現(xiàn)代先進的氣動布局常采用過驅(qū)動配置。通過各軸向設(shè)計冗余的執(zhí)行機構(gòu),為飛行控制律提供多種組合方式,極大地提高了飛機故障條件下的重構(gòu)能力和戰(zhàn)場條件下的生存能力。但操縱面的增多使控制耦合度增強,執(zhí)行器的非線性動態(tài)特性更為明顯,如何實現(xiàn)指令的有效分配已經(jīng)成為多操縱面飛行控制系統(tǒng)設(shè)計中必須首先解決的問題。

近年來,控制分配作為向冗余執(zhí)行器分配控制律指令的關(guān)鍵技術(shù),已受到國內(nèi)外專家的廣泛關(guān)注[1]?？刂品峙淦饔袃蓚€突出優(yōu)點[2]:能夠考慮執(zhí)行器物理約束生成控制指令;操縱面故障時無需重新設(shè)計飛行控制律即可實現(xiàn)控制重構(gòu)。

目前,控制分配技術(shù)除了在先進戰(zhàn)斗機、客機、導(dǎo)彈、飛碟、飛艇、再入飛行器等航空航天領(lǐng)域成功應(yīng)用外,還在艦船、機動車、發(fā)動機等工業(yè)領(lǐng)域也得到了快速發(fā)展。本文在分析典型多操縱面布局的基礎(chǔ)上,構(gòu)造了帶控制分配器的級聯(lián)飛行控制結(jié)構(gòu),從理論研究和工程應(yīng)用兩個方面論述了控制分配技術(shù)的最新成果,指出了存在的問題和潛在的研究方向。

1 多操縱面布局及分類

隨著氣動布局的不斷發(fā)展,多操縱面飛行器除了配置方向舵、副翼、平尾等常規(guī)舵面外,還引入多種創(chuàng)新型廣義氣動操縱面,如升降副翼、全動翼梢、嵌入式舵面、前緣襟翼、翼梢小翼、開裂式方向舵、后緣襟副翼、擾流板、推力矢量等。國外典型先進飛行器的操縱面配置如圖1所示。

圖1 國外典型飛行器的操縱面配置

研究表明[3],創(chuàng)新型操縱面的氣動控制效率較常規(guī)舵面高,可提供足夠的各向控制力矩,但存在操縱面偏轉(zhuǎn)造成不利耦合力矩的問題。因此,消除或避免不利耦合力矩,開展綜合控制研究是開發(fā)使用新型高效氣動操縱面的關(guān)鍵。

2 多操縱面控制結(jié)構(gòu)框架

圖2所示為帶控制分配器的多操縱面飛控系統(tǒng)級聯(lián)控制結(jié)構(gòu)[2]。飛行控制律模塊基于虛擬指令設(shè)計,控制分配器則通過控制效能映射函數(shù)將虛擬指令進行合理分配,經(jīng)執(zhí)行機構(gòu)實現(xiàn)對飛機的控制。

圖2 多操縱面飛控系統(tǒng)級聯(lián)控制結(jié)構(gòu)

考慮多操縱面飛行器的仿射非線性模型為:

(1)

式中,x(t)∈Rn為系統(tǒng)的狀態(tài);u(t),δ(t)∈Rm分別為執(zhí)行器指令的期望值和實際值,通常δ(t)≠u(t);f(·)和fδ(·)分別為飛機和執(zhí)行器的非線性動態(tài)特性;gδ(·)為控制輸入函數(shù)。在級聯(lián)控制結(jié)構(gòu)中,通常引入飛機的控制力矩或偏轉(zhuǎn)角加速度作為虛擬控制v∈Rk,直接控制飛機三軸方向的運動,滿足:

v(t)=gu(x,u)u(t)

(2)

gv(x,v)v(t)=gδ(x,δ)δ(t)

(3)

式中,gv(·)為虛擬輸入函數(shù);gu(·)為v(t)與u(t)之間的映射函數(shù)。

控制分配問題就是按照預(yù)定的優(yōu)化目標(biāo)將期望控制v(t)最優(yōu)地分配到冗余受限執(zhí)行器u(t)上[4]。對v(t)線性化可將線性控制分配問題描述為:

v(t)=Bu(t),u(t)∈Ω

(4)

式中,B∈Rk×m為行滿秩控制效率矩陣;Ω為執(zhí)行器位置約束和速率約束構(gòu)成的凸集:

Ω={δ(t)|δmin≤δ(t)≤δmax,

(5)

(6)

3 控制分配技術(shù)的理論研究現(xiàn)狀

控制分配技術(shù)經(jīng)歷了從靜態(tài)到動態(tài)、從單目標(biāo)到多目標(biāo)、從線性到非線性的發(fā)展過程,已經(jīng)延伸出多種分配策略。

3.1 靜態(tài)控制分配方法

靜態(tài)控制分配主要包括直接分配、廣義逆分配、串接鏈分配等經(jīng)典方法。

3.1.1直接分配法

直接分配是1992年佛吉尼亞理工大學(xué)W C Durham教授基于轉(zhuǎn)矩可達集提出來的[5],存在計算量大的問題。為改進直接分配算法的解算速度,相繼提出了次優(yōu)分配法和對邊搜索法,但仍可能得不到最優(yōu)解。文獻[6]提出了具有共面控制的球面快速搜索算法。文獻[7]通過矩陣空間轉(zhuǎn)換構(gòu)造了直接分配的線性規(guī)劃形式,保證最優(yōu)的同時避免了高維控制量的空間計算。李衛(wèi)琪等[8]通過步進式搜索可達集空間的所有表面提出了相鄰面搜索算法。

直接分配法的優(yōu)點在于幾何意義直觀、虛擬指令不變向、能完全實現(xiàn)可達集指令,缺點是實時性難以保證。

3.1.2廣義逆分配法

廣義逆分配主要包括偽逆、加權(quán)偽逆、再分配偽逆、級聯(lián)廣義逆、自適應(yīng)廣義逆等方法。

偽逆法是早期發(fā)展的一種以偏轉(zhuǎn)量最小為優(yōu)化目標(biāo)的控制分配方法。通過F-18仿真表明[9],偽逆法能獲取可達集中13.7%的虛擬指令,即使最優(yōu)的偽逆映射函數(shù)也僅能實現(xiàn)可達集的42.7%。

按照不同的使用側(cè)重點,可對各控制面分別賦權(quán)值,形成了加權(quán)偽逆法。對于控制效能較高的操縱面,可分階段選擇不同的權(quán)值系數(shù)以降低過早進入飽和狀態(tài)的概率,于是出現(xiàn)了變權(quán)值自適應(yīng)廣義逆[10]。文獻[11]考慮操縱面位置和速率約束,基于LMI分別提出了線性變權(quán)值和非線性變權(quán)值控制分配方案。為了改善分配效率,出現(xiàn)了再分配偽逆方案。

3.1.3串接鏈分配法

串接鏈采用層級思想,利用下一級控制機構(gòu)產(chǎn)生前一級因飽和未實現(xiàn)的控制指令,如圖3所示。

圖3 串接鏈控制分配方法流程圖

圖3中，Bi為第i組操縱面控制效率矩陣,滿足BiPi=I。但使得BiNiPi≠I,可能導(dǎo)致閉環(huán)回路性能惡化,引起操縱面振蕩。在對串接鏈的研究中,文獻[12]分析了作動器速率限制對串接鏈分配的影響。文獻[13]根據(jù)Lyapunov定理給出了閉環(huán)系統(tǒng)零動態(tài)漸近穩(wěn)定的充分條件。張曙光等[14]結(jié)合動態(tài)逆研究了推力矢量飛機超機動飛行操縱指令的協(xié)調(diào)分配問題,驗證了串接鏈的有效性。

串接鏈方法工程易實現(xiàn)、分配方式靈活,在先進推力矢量戰(zhàn)斗機中具有重要的應(yīng)用價值。

3.2 動態(tài)控制分配法

靜態(tài)控制分配方法以忽略執(zhí)行器動態(tài)為前提,即執(zhí)行器頻帶寬度遠高于剛體飛機頻帶寬度。實際上操縱面具有不同的動態(tài)特性,操縱效率與理想情況也不盡相同,忽略控制分配和執(zhí)行器的動態(tài)鉸鏈將對控制系統(tǒng)性能產(chǎn)生嚴(yán)重的影響[15]。研究表明[16],考慮執(zhí)行器動態(tài)過程可有效提高控制分配的精度,從而提升整個控制系統(tǒng)的性能。

3.2.1頻率加權(quán)法

針對操縱面動態(tài)性能差異,文獻[17]將操縱面的頻域性能引入優(yōu)化目標(biāo),提出了一種穩(wěn)定的混合優(yōu)化動態(tài)控制分配器設(shè)計方法,采用合理的控制加權(quán),利用鴨翼的動態(tài)特性抵消了座艙過載,減小了配平阻力。文獻[18]采用方向保持法對特定控制量進行頻率加權(quán),提出了二次規(guī)劃優(yōu)化動態(tài)控制分配方法。

3.2.2動態(tài)補償法

在執(zhí)行器動態(tài)響應(yīng)過程不可忽略的情況下,受執(zhí)行器速率約束的限制,控制指令常低于且滯后于控制分配器產(chǎn)生的指令。為補償執(zhí)行器動態(tài)特性造成的控制指令衰減和滯后。文獻[15]研究了三種典型執(zhí)行器動態(tài)模型的控制指令補償問題。文獻[16]基于LMI求解最優(yōu)動態(tài)補償策略,表明補償后的控制分配策略能夠抑制導(dǎo)彈控制系統(tǒng)的閉環(huán)不穩(wěn)定。文獻[19]則利用所有執(zhí)行器的冗余控制效能共同補償舵機的動態(tài)影響。

3.2.3動態(tài)預(yù)測法

模型預(yù)測作為處理控制約束和狀態(tài)約束的有效方法,能夠直接考慮執(zhí)行器動態(tài)特性建立穩(wěn)定的控制分配律。文獻[20]研究了再入飛行器的模型預(yù)測動態(tài)控制分配問題,將執(zhí)行器理想化為一階線性動態(tài)模型,通過預(yù)測控制求解包含執(zhí)行器動態(tài)的控制分配指令。文獻[21]分析了模型預(yù)測動態(tài)控制分配系統(tǒng)的穩(wěn)定性問題,缺點是對執(zhí)行機構(gòu)動力學(xué)模型依賴程度較高[1]。文獻[22]提出了一種子空間預(yù)測控制分配方法,實現(xiàn)了B747飛機多組關(guān)鍵操縱面故障時的容錯控制。馬建軍等[1]針對動態(tài)控制分配的不確定性建模,結(jié)合子空間預(yù)測控制理論實現(xiàn)了ADMIRE無人機的魯棒動態(tài)控制分配。

3.3 非線性控制分配法

大多數(shù)工業(yè)控制系統(tǒng)都是控制量耦合的非線性系統(tǒng),且執(zhí)行器本身存在非線性動態(tài),直接針對真實系統(tǒng)進行控制分配,具有重要的研究價值。

3.3.1分段線性規(guī)劃法

分段線性規(guī)劃方法假設(shè)執(zhí)行器位置與生成的虛擬控制量之間具有分段線性關(guān)系。文獻[23]對操縱面控制效率曲線分段線性化,從而將非線性控制分配問題轉(zhuǎn)化為整數(shù)線性規(guī)劃。文獻[24]通過利用仿射函數(shù)逼近操縱面的非線性控制效能,實現(xiàn)了非線性控制分配。王鵬等[25]運用分段線性函數(shù)處理飛翼布局的非線性控制分配問題,提高了控制響應(yīng)精度。

3.3.2非線性規(guī)劃法

非線性規(guī)劃方法中最常見的有二次規(guī)劃和多目標(biāo)規(guī)劃。文獻[26]針對結(jié)構(gòu)奇異導(dǎo)致非線性控制分配非凸的問題,將消除奇異引入優(yōu)化控制目標(biāo)提出一種序列二次規(guī)劃分配方法。文獻[27]利用高階多項式擬合氣動數(shù)據(jù),提出了一種非線性規(guī)劃控制分配方案。文獻[28]綜合權(quán)衡多個控制目標(biāo)提出了一種非線性規(guī)劃控制分配方案,給出了多目標(biāo)非線性控制分配解的評價指標(biāo)及方法,實現(xiàn)了不同飛行任務(wù)的多種目標(biāo)優(yōu)化。

3.3.3非線性自適應(yīng)法

非線性自適應(yīng)方法根據(jù)漸近最優(yōu)和準(zhǔn)最優(yōu)控制條件,將優(yōu)化問題轉(zhuǎn)化為最優(yōu)集的收斂問題,設(shè)計穩(wěn)定且最優(yōu)的非線性控制分配律。文獻[29]根據(jù)拉格朗日定理設(shè)計了非線性最優(yōu)控制分配方案,并進一步研究了包含執(zhí)行器動態(tài)的自適應(yīng)控制分配問題[30],可推廣至操縱面故障或損傷時的自動控制重構(gòu)。文獻[31]提出了一種有限時間收斂的非線性控制分配方案,結(jié)合模型參考動態(tài)逆控制律證明了閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

4 控制分配技術(shù)的工程應(yīng)用現(xiàn)狀

4.1 航空航天領(lǐng)域

化學(xué)示蹤劑以無機鹽類、熒光染料類、鹵代烴類為主，主要用于研究儲層物性、油層連通性和注水對地層的影響。由于化學(xué)示蹤劑存在相對用量大、需要井口作業(yè)、成本高和環(huán)境污染等問題，所以該類示蹤劑呈淘汰趨勢。

控制分配技術(shù)在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用涉及飛機、導(dǎo)彈、飛碟、再入飛行器、衛(wèi)星、飛艇等。

在飛機控制方面的研究成果最多。2003年,NASA和美國空軍在B747和C-17上研究了運輸類飛機關(guān)于損傷自適應(yīng)性的控制再分配策略,改善了飛行品質(zhì)。Wright實驗室進行了F-16推力矢量飛機的全包線非線性仿真,驗證了偽逆法的有效性。文獻[32]在新型控制面技術(shù)驗證機LMICE上運用偽逆分配驗證了飛行控制系統(tǒng)的有效性。文獻[33]將控制分配技術(shù)用于無尾飛機縱向控制系統(tǒng)中。

在導(dǎo)彈控制方面也有少量應(yīng)用案例。文獻[34]分別通過偽逆法和串接鏈來協(xié)調(diào)導(dǎo)彈的推力矢量和傳統(tǒng)控制面的偏轉(zhuǎn)。文獻[35]研究了帶尾翼和燃氣舵的導(dǎo)彈動態(tài)控制分配問題,驗證了約束和無約束控制分配方法均可實現(xiàn)導(dǎo)彈的最優(yōu)控制。

航天方面,文獻[36]采用整數(shù)規(guī)劃來綜合分配氣動操縱面和反作用控制系統(tǒng),并運用Lyapunov理論證明了高度控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。文獻[37]研究了下一代再入飛行器的控制分配問題。文獻[38]將控制分配技術(shù)應(yīng)用于飛艇的縱向和側(cè)向控制中。

4.2 其他工程領(lǐng)域

控制分配技術(shù)在航空航天領(lǐng)域的成功應(yīng)用,引導(dǎo)其在艦船、機動車等工程領(lǐng)域得到了快速發(fā)展。

在機動車控制方面,控制分配技術(shù)根據(jù)橫擺角速度、側(cè)偏角與參考值的誤差,考慮執(zhí)行器約束和機輪工作狀態(tài)將控制力矩分配到機動車各車輪。文獻[41]運用非線性自適應(yīng)控制分配策略實現(xiàn)了電動車的穩(wěn)定控制。文獻[42]基于加權(quán)偽逆和滑模控制實現(xiàn)了汽車的動態(tài)協(xié)調(diào)控制,提出了一種自適應(yīng)加速收斂的定點控制分配方法。

5 存在問題和研究方向

盡管多操縱面控制分配技術(shù)在理論研究和工程應(yīng)用方面已取得了諸多成果,但仍然存在許多待完善的地方,需要在發(fā)展多操縱面飛行器的過程中展開進一步的深入研究,主要包括:

(1)現(xiàn)代先進飛行器普遍包含多個操縱面,尤其是大型軍用運輸機和民用客機,操縱面甚至在30副以上。由于各種操縱面具有不同的物理屬性,對飛機三軸將產(chǎn)生不同的控制效能,不合理的控制賦權(quán)容易出現(xiàn)操縱面間效能抵消的現(xiàn)象,導(dǎo)致控制分配對可達集空間分配效率降低,直接影響控制性能。如何考慮執(zhí)行器物理特性以確定控制權(quán)值是提高控制分配效能的重要研究方向。

(2)關(guān)于包含執(zhí)行器動態(tài)特性的控制分配方法,目前國內(nèi)外公開發(fā)表的文獻不多,絕大部分都是集中研究典型執(zhí)行器精確模型的動態(tài)補償問題。實際上執(zhí)行機構(gòu)作為影響飛行控制系統(tǒng)可靠性和安全性的關(guān)鍵部件之一,大量參數(shù)存在非線性和不確定性,常規(guī)方法難以建立其精確的數(shù)學(xué)模型。當(dāng)執(zhí)行器出現(xiàn)損傷等意外故障時,模型的動態(tài)不確定性將更為突出?？紤]不確定執(zhí)行器物理特性設(shè)計動態(tài)控制分配器是當(dāng)前重要研究方向之一,越來越得到研究人員的高度重視。

(3)與常規(guī)飛機不同的是,多操縱面飛機包含多組性能參數(shù)各異的約束控制面,其控制效能在擴展的飛行包線內(nèi)隨高度、馬赫數(shù)等時變參數(shù)不斷變化,直接進行控制器設(shè)計必然增加參數(shù)調(diào)節(jié)的難度。針對多操縱面飛行器隨狀態(tài)參數(shù)攝動的線性參變數(shù)學(xué)模型,結(jié)合操縱面氣動特性設(shè)計大包線范圍內(nèi)穩(wěn)定的飛行控制律具有十分重要的現(xiàn)實意義。

(4)受外界環(huán)境和自身參數(shù)影響,飛行器模型不可避免地存在未建模動態(tài),基于精確模型設(shè)計的飛行控制律和控制分配器將具有一定的保守性。結(jié)合魯棒控制理論設(shè)計閉環(huán)穩(wěn)定的級聯(lián)飛行控制器,以抑制模型攝動的不利影響,是提高飛控系統(tǒng)控制性能的重要手段之一。

(5)隨著智能控制技術(shù)的發(fā)展,啟發(fā)式優(yōu)化算法在飛行控制領(lǐng)域已得到了初步應(yīng)用。如何將遺傳算法、蟻群算法、粒子群優(yōu)化等新興方法融入到控制分配優(yōu)化問題中,把智能控制與控制分配結(jié)合起來,是未來控制分配研究的另一個熱點。

(6)許多控制分配方案都需解決計算量大、設(shè)計復(fù)雜、閉環(huán)不穩(wěn)定的問題,工程應(yīng)用有待進一步開拓。需要指出,盡管目前已有若干工程應(yīng)用成功的例子,但更多的方案仍停留在數(shù)值驗證階段。

6 結(jié)束語

多操縱面控制分配技術(shù)是當(dāng)前先進飛行控制理論及應(yīng)用研究方面的前沿課題,是面向冗余控制系統(tǒng)設(shè)計的一項重要的關(guān)鍵技術(shù),在航空、航天和其它工業(yè)領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。本文在分析典型多操縱面布局的基礎(chǔ)上,概述了近年來控制分配技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀。當(dāng)然,控制分配理論和應(yīng)用的研究尚未成熟,還存在一系列尚待解決的問題,值得未來在發(fā)展多操縱面飛行器的過程中做進一步探索。

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(編輯：方春玲)

Developmentandapplicationofcontrolallocationformulti-effectorvehicle

CHEN Yong, DONG Xin-min, XUE Jian-ping, WANG Xiao-ping, LIU Qin

(Engineering Institute, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China)

Control allocation is one of the key technologies in the control theory and application of the advanced multi-effector vehicle. Firstly, the typical effectors for multi-effector configuration are presented in this overview. Then, the latest research results of control allocation are discussed respectively from three aspects of static, dynamic and nonlinear control allocation., which mainly concentrate on the applications in the aeronautic, astronautic and other industries. Finally, several key issues in control allocation are summarized, and the future potential research directions are discussed.

flight control system; multi-effector configuration; control allocation; cascaded control structure

V249.1

A

1002-0853(2012)04-0289-06

2011-10-08;

2012-02-22

陳勇(1984-)，男，四川德陽人，博士研究生，研究方向為控制分配、故障診斷及控制重構(gòu)。