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      滑翔式高超聲速飛行器雙環(huán)結構協(xié)調解耦控制

      2014-03-25 06:11:36靳鍇羅建軍蘇二龍閔昌萬黃興李閆穎鑫
      西北工業(yè)大學學報 2014年3期
      關鍵詞:雙環(huán)超聲速角速度

      靳鍇, 羅建軍, 蘇二龍, 閔昌萬, 黃興李, 閆穎鑫

      滑翔式高超聲速飛行器具有飛行速度快、突防能力強和遠程精確投送等特點,因此有著極其重要的軍民兩用價值[1-4]。高超聲速飛行器飛行環(huán)境復雜,再加上飛行模式的特殊性,使得飛行器控制系統(tǒng)成為一個具有強不確定性、強耦合性、非線性和時變性的復雜對象?;枋礁叱曀亠w行器的姿態(tài)控制問題可歸結為存在強耦合、強不確定性的大包線下高精度解耦控制問題。

      近年來,針對高超聲速飛行器控制系統(tǒng)設計開展了很多理論研究,主要集中在模糊控制、動態(tài)逆控制、魯棒控制、滑??刂频确椒?。Austin等人利用遺傳算法設計了模糊邏輯控制器[5],并對驗證機X-34進行了仿真驗證。這種控制方案的優(yōu)點是不需要對飛行器的模型和動態(tài)特性線性化,其缺點是需要大量的專家經(jīng)驗。Wu等人基于模糊邏輯方法研究了X-38再入大氣層時的姿態(tài)控制問題[6],將飛行器的再入過程分為5個飛行階段,各階段采用不同的執(zhí)行機構分配策略,以實現(xiàn)全軌跡控制,其不足之處在于分配策略切換時會產(chǎn)生振蕩。Mcfarlane與Glover利用互質分解的方法將H∞理論和回路成形方法相結合,提出了魯棒H∞回路成形方法[6],所設計的控制系統(tǒng)具有突出的魯棒解耦性能和優(yōu)良的動靜跟蹤響應,該方法進行解耦控制時將滾轉通道角速度值設為定值,因此在飛行器滾轉通道角速度變化時,解耦效果大大降低。Jennifer等人采用了雙環(huán)控制結構,研究了X-38再入大氣層時的姿態(tài)控制問題[8]。作者通過動態(tài)逆的方法來設計內環(huán)回路,保證飛行器的性能,利用極點配置法設計外環(huán)回路,保證整個系統(tǒng)的穩(wěn)定性,但這種方法要求模型精確度極高。針對BTT式飛行器存在強耦合的特點,A. Arrow采用了協(xié)調控制的方法對飛行器的耦合進行了較為有效抑制[9-10],但沒有給出解耦回路中參數(shù)選取的具體方法。

      本文針對滑翔式高超聲速飛行器的耦合作用強、飛行包線大的特點,采用基于快、慢變量的雙環(huán)結構與協(xié)調解耦控制相結合的方法設計飛行器控制系統(tǒng),并給出解耦增益選取的一般方法。整個控制系統(tǒng)采用雙環(huán)反饋結構,并依據(jù)協(xié)調解耦原理在控制系統(tǒng)中引入解耦回路實現(xiàn)通道間的解耦。雙環(huán)反饋結構將狀態(tài)變量依據(jù)時間尺度進行分階控制,內環(huán)實現(xiàn)角速度控制,保證飛行器的動態(tài)性能,外環(huán)實現(xiàn)角度控制,保證整個系統(tǒng)的穩(wěn)定性。最后通過定點仿真、參數(shù)拉偏仿真及大包線全軌跡飛行仿真,對控制系統(tǒng)的性能進行了檢驗,驗證了控制系統(tǒng)設計的有效性。

      1 飛行器動力學模型

      滑翔式高超聲速飛行器采用面對稱氣動布局和無動力飛行。假設飛行器為剛體;忽略重力的影響,只考慮飛行器在飛行過程中受到的空氣動力;質量與質心位置不變[11]。根據(jù)上述假設,可建立體坐標系下的姿態(tài)動力學模型為:

      (1)

      式中:α、β、γ為飛行器的攻角、側滑角、傾側角;ωx、ωy、ωz為飛行器的滾轉角速度、偏航角速度、俯仰角速度;δx、δy、δz分別為飛行器副翼偏角、方向舵偏角、水平舵偏角;Jx、Jy、Jz為飛行器相對體坐標系三軸的轉動慣量;S、L分別為飛行器特征面積和特征長度;q為來流動壓,m為飛行器質量,V為飛行器瞬時速度。

      2 控制系統(tǒng)設計

      雙環(huán)結構協(xié)調解耦控制系統(tǒng)結構圖如圖1所示??刂葡到y(tǒng)分為控制回路與解耦回路2部分。其中控制回路由內外2個反饋回路組成,內環(huán)實現(xiàn)快變量角速度控制,保證飛行器的動態(tài)性能;外環(huán)實現(xiàn)慢變量角度控制,保證整個系統(tǒng)的穩(wěn)定性[12],如圖1中所示的實線部分。解耦回路由角速度解耦回路f1與舵偏解耦回路f22部分組成,如圖1中所示虛線部分。

      2.1 解耦回路設計

      由(1)式所示姿態(tài)動力學模型可以看出,6個狀態(tài)量中除傾側角γ外的5個狀態(tài)量都存在耦合作用,在控制系統(tǒng)設計時需要進行解耦,才能實現(xiàn)精確控制。這5個狀態(tài)量之間雖存在著復雜的耦合作用,卻又都受到角速度控制信號與舵偏控制信號的控制,采用如圖1所示的快、慢變量雙回路反饋系統(tǒng),能夠實現(xiàn)對動力學模型的精確解耦。

      圖1 控制系統(tǒng)結構圖

      定義ωc=ω+Δωc,δc=δ+Δδ。其中,ωc為角速度控制信號,ω為角速度反饋信號,Δωc為解耦角速度信號,用來抵消姿態(tài)角方程中的耦合作用;δc為舵機執(zhí)行舵偏;δ為理想控制舵偏,即在不考慮耦合時,為使飛行器達到理想狀態(tài)所需舵偏;Δδ為解耦舵偏,即用來抵消各角速度方程中的耦合作用所需舵偏。執(zhí)行機構按照δc進行機動,既可以抵消設計之外來自其他通道的耦合作用,又可使飛行器按期望的指令飛行。將ωc、δc代入(1)式進行整理,并將耦合項、解耦舵偏、解耦角速度與其他項分離可得解耦狀態(tài)方程:

      (2)

      方程(2)給出了解耦舵偏、解耦角速度與狀態(tài)參數(shù)之間的關系。通過選取合適的解耦角速度、解耦舵偏控制信號,可使得由耦合項造成的狀態(tài)參數(shù)誤差值為零或近似為零,實現(xiàn)對動力學模型的解耦。

      對(1)式所示的姿態(tài)動力學模型進行解耦,得到解耦后的姿態(tài)動力學模型為:

      (3)

      以某型飛行器氣動參數(shù)為設計數(shù)據(jù),選取速度為3 172 m/s,高度為40 000 m的特征點進行控制系統(tǒng)解耦。選取5條解耦回路分別為:Δδx=kc1β+kc2δy,Δδy=kc3ωxωz+kc4δx,Δδz=kc5ωxωy,Δωy=kc6ωxα,Δωz=kc7ωxβ。計算可得解耦增益分別為:kc1=-1.240 0,kc2=-0.064 5,kc3=0.833 4,kc4=-0.995 7,kc5=-0.087 4,kc6=-1.012,kc7=1.059。

      2.2 控制回路設計

      選取速度為3 172 m/s,高度為40 000 m的特征點進行控制回路設計,得到的俯仰、偏航、滾轉3個通道的控制器如下:

      2.3 全軌跡控制策略

      在對特征點上的解耦回路和控制回路進行有效設計的基礎上,要實現(xiàn)大包線全軌跡控制,必須采用適合的控制策略,在不同的飛行條件下進行增益調度。針對雙環(huán)結構協(xié)調解耦控制系統(tǒng)采用的全軌跡控制策略的基本思想是保持整個控制系統(tǒng)結構不變,根據(jù)動壓與攻角選取多個特征點并進行參數(shù)設計,在不同的飛行狀態(tài)下選取不同的控制器參數(shù)與解耦增益進行解耦與控制。全軌跡控制框圖如圖2所示。

      這種全軌跡控制的顯著優(yōu)點主要有如下2點:①只進行增益調度不進行控制器結構切換可以避免不必要的振蕩;②控制參數(shù)與解耦增益同時進行調度,從而保證實時精確解耦與控制。采用這種全軌跡控制策略能使飛行器在全軌跡上任意一點都擁有最好的解耦效果和控制效果。

      圖2 全軌跡控制框圖

      3 仿真分析

      仿真中的非線性模型采用旋轉球狀地面動力學模型[13]與姿態(tài)動力學模型,其中姿態(tài)動力學方程包含一階近似和二階小項。

      仿真工作主要包括:參數(shù)拉偏仿真,驗證控制系統(tǒng)的抗擾動魯棒性能;全軌跡仿真,驗證控制方法全軌跡飛行性能和全軌跡控制策略的正確性。仿真中考慮工程可實現(xiàn)性對舵偏范圍進行如下限制:-20°≤δx≤20°;-20°≤δy≤20°;-30°≤δz≤10°。

      3.1 參數(shù)拉偏仿真

      表1 不確定性參數(shù)取值

      圖3 參數(shù)拉偏條件下的姿態(tài)響應曲線

      由圖3可知,在對高靈敏度參數(shù)進行大范圍拉偏的情況下,控制系統(tǒng)仍然能穩(wěn)定跟蹤控制指令,且姿態(tài)角響應曲線,具有較好的抗擾動魯棒性。

      3.2 全軌跡仿真

      為驗證控制系統(tǒng)的全軌跡飛行可行性與全軌跡控制策略的正確性,進行全軌跡設計與仿真。

      根據(jù)標稱軌跡中的攻角曲線與標稱動壓曲線,選取多個特征點,對每個特征點進行控制參數(shù)與解耦增益的設計,采用圖2的全軌跡控制策略進行全軌跡仿真。圖4~圖7給出了指令角度與軌跡跟蹤曲線。

      圖4 攻角指令跟蹤曲線 圖5 側滑角變化曲線 圖6 傾側角指令跟蹤曲線

      圖7 三維軌跡跟蹤曲線

      從全軌跡仿真結果可以看出,控制系統(tǒng)在大包線范圍內能夠很好地跟蹤設計軌跡,采用插值法的全軌跡增益調度策略沒有產(chǎn)生振蕩。從3個角度指令跟蹤曲線來看,攻角基本無誤差的跟蹤控制指令信號,且響應十分迅速;傾側角在初始時刻由于進行快速機動,產(chǎn)生了小幅振蕩但很快消失,能高精度地跟蹤指令;側滑角始終保持在±2°之內,能夠滿足設計要求。以上仿真結果表明所設計的雙環(huán)結構協(xié)調解耦控制系統(tǒng)能夠實現(xiàn)滑翔式高超聲速飛行器在大包線內對軌跡的精確跟蹤。

      4 結 論

      本文針對滑翔式高超聲速飛行器飛行包線大,三通道之間的耦合作用強的特點,提出并采用了基于快、慢變量的雙環(huán)控制結構與協(xié)調解耦控制相結合的設計方法對飛行器控制系統(tǒng)進行設計,并通過基于simulink的非線性參數(shù)拉偏仿真和全軌跡仿真對控制系統(tǒng)的解耦能力、抗擾動魯棒性、軌跡跟蹤控制能力進行了驗證。仿真結果表明:采用該方法設計的控制系統(tǒng)能夠進行有效地解耦與控制,具有很強的抗擾動魯棒性,能夠實現(xiàn)飛行器大包線下全軌跡精確跟蹤。

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