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      無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析研究

      2014-06-16 05:33王婷張喆王博
      關(guān)鍵詞:無人機(jī)

      王婷 張喆 王博

      摘 要:該文以X-48無人機(jī)穩(wěn)定性飛行試驗(yàn)為例,介紹無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析試驗(yàn)方法。提出在舵機(jī)控制器前加入激勵(lì)信號(hào),通過激勵(lì)的飛機(jī)響應(yīng)計(jì)算出傳遞函數(shù),進(jìn)而進(jìn)行穩(wěn)定性分析的方法。并利用我院獨(dú)有的無人機(jī)驗(yàn)證平臺(tái)系統(tǒng)對(duì)該方法進(jìn)行仿真驗(yàn)證。仿真驗(yàn)證結(jié)果表明,無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析試驗(yàn)具有工程可實(shí)施性,可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

      關(guān)鍵詞:無人機(jī);飛行穩(wěn)定性;穩(wěn)定裕度;激勵(lì)信號(hào)

      中圖分類號(hào):V249 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A 文章編號(hào):1674-098X(2014)02(a)-0094-02

      先進(jìn)的高性能無人機(jī)與以往最大的不同是采用了高自主導(dǎo)航系統(tǒng)。以往的經(jīng)驗(yàn)顯示駕駛員操縱錯(cuò)誤是無人機(jī)事故的重要原因,另外由于存在數(shù)據(jù)鏈路延遲影響,無人機(jī)指揮控制系統(tǒng)通常存在嚴(yán)重的指令延遲,導(dǎo)致閉環(huán)駕駛幾乎不可能實(shí)現(xiàn)。因此,現(xiàn)代的大多數(shù)無人機(jī)均配備高度自主的飛行控制系統(tǒng),能實(shí)現(xiàn)無需操作員干預(yù)的滑跑、起飛、巡航、著陸,甚至緊急操作。飛控系統(tǒng)和飛行安全密切相關(guān),飛控系統(tǒng)與飛行品質(zhì)試驗(yàn)需要在無人機(jī)研制試驗(yàn)初期就與其它試驗(yàn)同步開展。由于自主飛行控制系統(tǒng)沒有直接的“桿力、桿位移”輸入,常規(guī)的飛行品質(zhì)試驗(yàn)方法不適用,而且其控制系統(tǒng)始終處于閉環(huán)運(yùn)行狀態(tài),開環(huán)穩(wěn)定性和控制試驗(yàn)也不可行。因此,無人機(jī)飛控系統(tǒng)飛行試驗(yàn)被迫回到最基本的試飛方法,即開展任務(wù)相關(guān)的操作、觀察飛機(jī)的反應(yīng)、判斷飛機(jī)的飛行品質(zhì)是否能完成該任務(wù)。同時(shí),試驗(yàn)中加入俯仰、橫滾、偏航指令激勵(lì)信號(hào)對(duì)飛行控制系統(tǒng)形成激勵(lì),用以測(cè)試無人機(jī)飛控系統(tǒng)的閉環(huán)穩(wěn)定性。

      該文以X-48無人機(jī)穩(wěn)定性飛行試驗(yàn)為例,介紹無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析試驗(yàn)方法,進(jìn)而利用現(xiàn)有的無人機(jī)驗(yàn)證平臺(tái)仿真系統(tǒng)進(jìn)行驗(yàn)證。通過仿真驗(yàn)證可知無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析試驗(yàn)是可行的,具有工程可實(shí)施性,可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

      1 穩(wěn)定性分析方法

      通常來說對(duì)于飛行期間的穩(wěn)定性分析是一個(gè)循序漸進(jìn)的過程。早期NASA DFRC就在Grumman X-29A1,2飛機(jī)上進(jìn)行了飛行穩(wěn)定性分析技術(shù)研發(fā)[1-2],包括飛行手動(dòng)掃頻技術(shù)和穩(wěn)定性分析等。而X-36飛機(jī)飛行試驗(yàn)也在自動(dòng)系統(tǒng)中加入了掃頻激勵(lì)[3]。在X-43A驗(yàn)證機(jī)和NF-15B智能飛行控制系統(tǒng)飛機(jī),飛行試驗(yàn)中均自動(dòng)加入混合激勵(lì)信號(hào),同時(shí)在飛行后進(jìn)行多軸穩(wěn)定性分析[4-5]。

      X-48無人機(jī)是最新研發(fā)的大展弦比飛翼式無人機(jī)驗(yàn)證平臺(tái)。穩(wěn)定性分析試驗(yàn)方法為:機(jī)載激勵(lì)裝置在特定飛行狀態(tài)點(diǎn)產(chǎn)生特定的激勵(lì)信號(hào)同時(shí)對(duì)三軸進(jìn)行激勵(lì),根據(jù)激勵(lì)得到的飛機(jī)響應(yīng)計(jì)算飛機(jī)開環(huán)頻率響應(yīng),進(jìn)一步估算傳遞函數(shù),使用估算的傳遞函數(shù)進(jìn)行穩(wěn)定裕度分析,將該穩(wěn)定裕度與仿真數(shù)據(jù)和飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比,從而進(jìn)行快速包線擴(kuò)展。

      2 激勵(lì)信號(hào)

      激勵(lì)信號(hào)信息嵌入在機(jī)載飛控計(jì)算機(jī)中運(yùn)行的飛機(jī)管理系統(tǒng)(VMS)中,包括激勵(lì)信號(hào)特征信息和注入點(diǎn)位置信息。

      等式(1)為激勵(lì)信號(hào)的簡(jiǎn)單表達(dá)式。

      通??梢宰杂蛇x擇激勵(lì)信號(hào)各頻率成分以及每個(gè)頻率成分的相關(guān)權(quán)量值。為保證信號(hào)互不相關(guān),需要選擇的頻率成分能夠構(gòu)成諧波序列。激勵(lì)信號(hào)的互不相關(guān)性可以使激勵(lì)同時(shí)作用于各個(gè)通道,減少激勵(lì)必需的時(shí)間。為了保持飛行在初始平衡位置附近或者配平點(diǎn),激勵(lì)信號(hào)的峰值應(yīng)該最小化,見等式(2)。

      X-48無人機(jī)選用了以下兩種激勵(lì)信號(hào),激勵(lì)信號(hào)特征參數(shù)見表1。

      激勵(lì)信號(hào)注入位置見圖1。

      在舵機(jī)控制器C2前加入激勵(lì)信號(hào)能夠使控制器的維度減小到最小的三通道。激勵(lì)涉及滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三軸角速度命令。在該位置加入激勵(lì)信號(hào)也能夠減小由飛機(jī)P額外帶來的潛在影響,從而減小對(duì)開環(huán)傳遞函數(shù)的影響。飛機(jī)開環(huán)傳遞函數(shù),C1、P、C2均能夠通閉環(huán)時(shí)間歷程曲線進(jìn)行估算。式(3)為傳遞函數(shù)的時(shí)域形式。

      外環(huán)輸入命令r中包含了駕駛員命令,通常情況下在激勵(lì)動(dòng)作期間要求駕駛員盡量不進(jìn)行輸入操縱,故在分析時(shí)可以忽略不計(jì)。

      開環(huán)傳遞函數(shù)可以通過多種方法估算。式(4)為使用控制器命令信號(hào)和建立的一個(gè)簡(jiǎn)單的傳遞函數(shù)。

      以該形式估算的傳遞函數(shù)可避免和信號(hào)間的噪聲影響[6]。

      3 仿真試驗(yàn)及結(jié)果

      該文利用我院特有的無人機(jī)驗(yàn)證平臺(tái)仿真系統(tǒng)對(duì)無人機(jī)飛控系統(tǒng)穩(wěn)定性分析方法進(jìn)行驗(yàn)證。無人機(jī)驗(yàn)證平臺(tái)是將某型有人駕駛飛機(jī)加裝了數(shù)據(jù)鏈傳輸系統(tǒng)、電視前視系統(tǒng)等相關(guān)系統(tǒng),配以地面控制站進(jìn)行飛行控制,從而構(gòu)建成完整的無人機(jī)演示驗(yàn)證系統(tǒng)。該無人機(jī)演示驗(yàn)證系統(tǒng)已完成遙控狀態(tài)下的飛行試驗(yàn)及飛行品質(zhì)評(píng)定,即將開展程控控制律穩(wěn)定性分析及飛行品質(zhì)評(píng)定。

      該文在程控模態(tài)下進(jìn)行仿真研究。程控控制律包括:高度保持、傾斜保持、速度保持等模態(tài)。

      無人機(jī)驗(yàn)證系統(tǒng)上述各模態(tài)的控制律基本都建立在內(nèi)環(huán)角速度穩(wěn)定,外環(huán)角度跟蹤的原理上,實(shí)現(xiàn)方法和調(diào)參較為簡(jiǎn)便。面向各種飛行階段的控制律基本結(jié)構(gòu)是一致的,但面向各種飛行任務(wù)進(jìn)行針對(duì)性的增益調(diào)參。以精確著陸任務(wù)和巡航偵查任務(wù)為例,試驗(yàn)任務(wù)特征見表2。

      利用掃頻試驗(yàn)方法對(duì)設(shè)計(jì)的控制律穩(wěn)定裕度進(jìn)行計(jì)算,在縱向、橫向、航向的舵機(jī)指令綜合口處加入激勵(lì)信號(hào)。試驗(yàn)條件如表3所示。最小頻率0.1 Hz,最大頻率10 Hz,持續(xù)時(shí)間30 s。

      試驗(yàn)結(jié)果見表4。

      結(jié)果分析:

      (1)利用掃頻信號(hào)激勵(lì)容易獲得非參數(shù)模型的頻域特性信息,并提供有用的飛行品質(zhì)數(shù)據(jù)。

      (2)完整、詳細(xì)的動(dòng)力學(xué)模型的仿真計(jì)算結(jié)果逼真度較高,在真實(shí)掃頻試飛前應(yīng)盡量利用6自由度全量模型進(jìn)行計(jì)算。

      (3)在計(jì)算的2種構(gòu)型的穩(wěn)定裕度結(jié)果中,均滿足6 dB的幅值裕度和45°的相位裕度,滿足有人駕駛飛機(jī)飛行品質(zhì)的要求,對(duì)于無人機(jī),該指標(biāo)要求是否適用,應(yīng)通過飛行試驗(yàn)進(jìn)一步確認(rèn)。endprint

      4 結(jié)語

      利用在舵機(jī)控制器前加入激勵(lì)信號(hào)的方法可用于無人機(jī)穩(wěn)定性分析,該方法具有工程可實(shí)施性,可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

      參考文獻(xiàn)

      [1] Bosworth,J.T.West,J.C.Real-Time Open-Loop Frequency Response Analysis of Flight Test Data.AIAA 86-9738,1986.

      [2] Gera,J.Bosworth,J.T.,“Dynamic Stability and Handling Qualities Tests on a Highly Augmented,Statically Unstable Airplane.NASA TM-88297,1987.

      [3] Balough,D.L.“Determination of X-36 Stability Margins Using Real-Time Frequency Response Techniques.AIAA-984154,1998.

      [4] Baumann,E.“Tailored Excitation for Frequency Response Measurement Applied to the X-43A Flight Vehicle. AIAA2006-638, 2006.

      [5] Morelli,E.A.Multiple Input Design for Real-Time Parameter Estimation in the Frequency Domain.Paper REG-360,13th IFAC Symposium on System Identification,Rotterdam,The Netherlands,2003.

      [6] Tischler,M.B.,Remple,R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification: Engineering Methods with Flight Test Examples,AIAA Education Series,AIAA,Inc.,Reston,VA, 2006.endprint

      4 結(jié)語

      利用在舵機(jī)控制器前加入激勵(lì)信號(hào)的方法可用于無人機(jī)穩(wěn)定性分析,該方法具有工程可實(shí)施性,可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

      參考文獻(xiàn)

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      [6] Tischler,M.B.,Remple,R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification: Engineering Methods with Flight Test Examples,AIAA Education Series,AIAA,Inc.,Reston,VA, 2006.endprint

      4 結(jié)語

      利用在舵機(jī)控制器前加入激勵(lì)信號(hào)的方法可用于無人機(jī)穩(wěn)定性分析,該方法具有工程可實(shí)施性,可作為未來我國進(jìn)行該項(xiàng)試驗(yàn)的參考依據(jù)。

      參考文獻(xiàn)

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      [6] Tischler,M.B.,Remple,R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification: Engineering Methods with Flight Test Examples,AIAA Education Series,AIAA,Inc.,Reston,VA, 2006.endprint

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