史忠科*

西北工業(yè)大學 自動化學院,西安 710072

目前,國內外很多研究工作者以飛行器作為控制方法的研究背景,很多實驗室都購買了穩(wěn)定性很好的四旋翼無人機以探討飛行控制問題。同時,飛行控制的仿真研究也方興未艾。然而,飛行安全是現(xiàn)代飛行控制面臨的主要問題?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機為滿足全包線超機動能力和高機敏性要求放寬了靜穩(wěn)定性,相應的不穩(wěn)定和過失速機動使得飛行安全問題十分凸顯；大型軍用運輸機在超低空重載空投過程中出現(xiàn)性能突變容易造成機毀人亡；民用飛機的短距起降和艦載機起飛/著艦過程中的多種因素使得飛行事故屢屢發(fā)生,固定翼或單旋翼戰(zhàn)術無人機試驗中也常常發(fā)生飛行事故。為此,本文對飛行器控制問題進行了簡要綜述,以便為飛行控制研究工作提供參考。

1 飛機大迎角機動對非線性控制理論的挑戰(zhàn)

飛機大迎角飛行是現(xiàn)代和未來高性能飛機的重要標志。飛機在進行過失速機動時,利用大迎角下自身所受到的很大阻力,飛行員可靈活操縱飛機繞速度軸滾轉,使機頭快速指向任意方向,既可以獲得指向優(yōu)勢對敵實施打擊,也可以規(guī)避敵方攻擊并很快轉入反擊,提高自身的生存能力。因此,過失速機動能力是取得空戰(zhàn)優(yōu)勢的關鍵因素之一,也是現(xiàn)代和未來先進戰(zhàn)斗機的主要特征之一。然而,飛機大迎角機動會跨越飛行安全包線,進入尾旋/偏離狀態(tài)甚至導致機毀人亡。因此,對飛機大迎角特性的系統(tǒng)分析和控制研究,對于飛機大迎角飛行時操縱控制系統(tǒng)既能極大發(fā)揮戰(zhàn)術性能,又可以確保飛行安全等有著極為重要的實際意義。

現(xiàn)代和未來高性能戰(zhàn)斗機研究依賴于大迎角特性。在目前與將來相當長的時間內,戰(zhàn)斗機空戰(zhàn)仍會存在近距格斗的模式?，F(xiàn)代戰(zhàn)斗機通過氣動布局的優(yōu)化所達到的最大升力系數和失速迎角已基本達到極限,很難再使飛機的常規(guī)機動性相對于其他戰(zhàn)斗機有明顯的優(yōu)勢,而且戰(zhàn)斗機進行常規(guī)機動在一定范圍內還要受到人體承受過載能力的限制；雖然新型近距格斗導彈具備大離軸角發(fā)射甚至越肩攻擊的能力,但在發(fā)射初期推力矢量的使用會極大地消耗火箭能量,造成導彈的射程明顯減小。由此可知,機頭的快速精準指向目標,仍是提高飛機格斗能力的重要手段之一。過失速機動極大地提高了機頭指向目標的速度,大大增加了戰(zhàn)斗機在格斗中的攻擊機會,目前和未來戰(zhàn)機的過失速機動常常需要強迫飛機進入大迎角區(qū)域。第四代戰(zhàn)斗機(俄羅斯稱五代機)已經具有很完善的過失速機動能力,經驗很豐富的飛行員可以完成“尾沖”、“眼鏡蛇”和“錐子”等比較簡單的過失速機動,也可以完成在水平盤旋中進入過失速,然后繞速度矢量滾轉成直立的穩(wěn)態(tài)大迎角飛行的“貓鼬”動作和難度很高的“赫伯斯特”機動。然而,飛機進入失速等大迎角飛行狀態(tài)的危險性極大,如果不能有效操控,就可能機毀人亡。如何正確利用飛機大迎角特性已經成為現(xiàn)代和未來戰(zhàn)斗機研究的重點內容。

飛行控制方法直接影響大迎角特性的發(fā)揮。飛機大迎角流動通常是指氣流發(fā)生分離,空氣動力呈現(xiàn)非線性特性的飛行區(qū)域。新一代戰(zhàn)機普遍采用小展弦比、尖前緣的機翼、利用翼前緣渦的分離產生的非線性增長的升力,增大飛機的升阻比以提高飛機的失速迎角。但是當迎角過大時,渦在運動過程中受逆壓梯度或粘性損耗的影響會發(fā)生渦核破裂,使得渦核處的軸向速度會突降、周徑突然擴大且壓力增加,導致環(huán)流逐漸取代原有渦的集中渦核,發(fā)生在機翼上方的渦破裂會對機翼的氣動特性產生極為不利的影響。由于機翼、機身隨迎角和馬赫數的增大會出現(xiàn)各種復雜流態(tài),機翼渦和機頭渦的形成、形態(tài)和發(fā)展過程、渦的空間軌跡和渦的破裂位置以及渦系之間的相互干擾都將對飛機的氣動特性產生很大影響,引起氣動力和力矩的高度非線性和非定常遲滯特性,這就使大迎角下的氣動特性以及由此產生的過失速等特殊機動現(xiàn)象和飛機操縱十分復雜,很難由試飛員給出合理的評價和操縱規(guī)則,而必須通過復雜系統(tǒng)分析并設計控制器使得飛機發(fā)揮優(yōu)良的大迎角特性。因此,飛行控制方法成為當今的研究主題。

飛機大迎角建模與控制是中國未來戰(zhàn)斗機研制和保證飛行安全的瓶頸,需要加速研究。隨著第4代戰(zhàn)斗機設計中推力矢量和先進氣動力控制等大迎角控制技術的實際應用帶來的飛行包線大幅擴展,以及雷達系統(tǒng)、飛行控制系統(tǒng)和武器導彈系統(tǒng)的不斷改進與更新,戰(zhàn)機的生存環(huán)境急劇惡化,飛機的大迎角機動飛行能力己經成為戰(zhàn)機攻擊與防衛(wèi)的必要手段。中國在當今和未來戰(zhàn)斗機的設計中將更加重視大迎角機動性能,而國內研究工作積累少,可供研究使用的風洞和飛行試驗數據少,使得飛機大迎角建模與控制成為未來戰(zhàn)斗機研制和保證飛行安全的瓶頸,失速和過失速迎角范圍內戰(zhàn)機模型的動態(tài)特性及控制特性研究已經刻不容緩,必須在幾年時間內給出能夠指導實際的有關理論方法和研究結果,才能為新一代和未來高性能戰(zhàn)機的研發(fā)提供有力的技術支持和安全保障,促進新一代和未來戰(zhàn)機的研制速度,使中國新型戰(zhàn)機在生存環(huán)境日益惡化的未來空戰(zhàn)中處于強勢地位。

飛機在大迎角飛行時,由于機身周圍流場的空氣動力學特性極為復雜,一個小的姿態(tài)變化,就可能導致較大的氣動力和氣動力矩變化,從而導致操縱性和穩(wěn)定性的急劇變化,出現(xiàn)強慣性耦合、機翼搖晃、深失速和尾旋等諸多危險的非線性運動現(xiàn)象,嚴重威脅著戰(zhàn)機的機動安全和作戰(zhàn)效能。國內外關于大迎角氣動特性研究主要有風洞試驗方法、流體力學理論分析、通過參數辨識飛行試驗或風洞試驗的數據建立大迎角氣動力數學模型分析3種方法,并針對慣性耦合、機翼搖晃、過失速機動和尾旋等非線性現(xiàn)象開展了一定的研究工作。

1)慣性耦合研究

慣性耦合是指飛機作快速橫滾機動飛行時,由于本身質量的慣性力矩而使迎角和側滑角大幅度變化的現(xiàn)象,又稱慣性交感。現(xiàn)代高性能戰(zhàn)斗機,滾轉通道一般都設計成繞速度矢量滾轉,滾轉軸不在飛機的慣性主軸上,因此,慣性耦合問題是不可避免的。國內外諸多學者對慣性耦合問題進行了大量的研究。Phillips[1]很早就對定常滾轉耦合進行了研究,得出了對工程設計有重要參考價值的Phillips穩(wěn)定性判據；Mehra等[2]用分叉突變理論方法對機動飛機的五階運動方程進行了分叉分析,計算了滾轉耦合過程中的分叉面,對滾轉過程中的跳躍現(xiàn)象和極限環(huán)運動進行了深入的探討；Liefer[3]研究了慣性耦合對現(xiàn)代戰(zhàn)斗機敏捷性的影響；Jahnke[4]采用8階方程對慣性耦合進行了研究,計算了滾轉過程中慣性耦合力矩和分叉面；Goman等[5]對非線性飛行動力學中的非線性現(xiàn)象進行了系統(tǒng)的綜述,對諸多學者的工作進行了總結,對滾轉耦合問題進行了詳細的討論；Modi和Ananthkrishnan[6]采用擬定常方法對繞速度矢量的快速滾轉進行了研究,給出了由于慣性耦合引起的跳躍現(xiàn)象的抑制措施。

2)機翼搖晃研究

機翼搖晃是一種非指令的橫滾偏航振蕩,以大幅度滾轉振蕩為主,較小程度偏航振蕩為輔,還伴有高頻率的輕微俯仰振蕩。它是一種中高迎角下特有的復雜非線性空氣動力學現(xiàn)象,與翼面上渦的不對稱發(fā)展和渦的破裂特性密切相關。在試驗方面,此類機理性探索試驗大多數是針對單個機翼在低速風洞中進行的,且局限于滾轉單自由度。關于機翼搖晃的誘因,比較一致的觀點是機翼搖晃是由翼面渦的不對稱性發(fā)展引發(fā)并維持；較大迎角下渦的破裂對此極限環(huán)振蕩又起限幅和降幅作用,為了適應新型戰(zhàn)機的設計需要,近年來,翼-體搖晃、非細長翼搖晃及跨音速下機翼搖晃也逐漸納入航空界的研究范疇,并引起了歐美各軍事強國的足夠重視。機翼搖晃的理論研究主要涉及振蕩模型的構建、模型的理論分析以及模型的振蕩抑制等。單自由度模型研究開展較早,再加上相對簡單,因此研究比較透徹和深入。單自由度模型雖然易于分析,但適用迎角范圍較?。磺覠o法探究俯仰、偏航兩自由度對滾轉振蕩造成的影響；另外試驗數據來源決定了其只能用于近似分析低音速的機翼搖晃現(xiàn)象,與實際飛行相差甚遠。近年來的二自由度、三自由度模型都不可避免地進行了一些利于建模和分析的假設。文獻[7-22]等利用歐拉角變換推導二自由度機翼搖晃模型時就假定忽略偏航振蕩；Go和Ramnath[23]利用Lagrange方程建立的三自由度先進戰(zhàn)斗機機翼搖晃模型的頻率和幅值都很小,從而導致仿真時各振蕩方向的幅值都很?。徊捎枚嘧杂啥葯C翼搖晃模型在實用性及仿真精度上明顯優(yōu)于低自由度模型,但計算分析卻較為復雜,動態(tài)氣動力和力矩的計算需要充分的實際飛行和風洞試驗數據；目前研究機翼搖晃大多數基于Ross模型[23-29]。機翼搖晃模型的分析與控制在近年來一直為人們所重視,研究內容涉及極限環(huán)振蕩的幅值、頻率和起始迎角的近似估算、預測指標的假設和驗證、模型的穩(wěn)定性分析以及機翼振蕩的抑制等。低自由度模型的理論分析開展較早且相對比較深入,常用分析方法有攝動理論、相平面圖法、分叉突變理論、小擾動線性化、多時間尺度法及中心流形降維法。多維高階非線性模型的分析難度很大,或需要降階,或通過分叉突變理論、平衡點附近小擾動線性化分析等。多數機翼搖晃的控制研究也是針對單自由度機翼搖晃模型,涉及的控制算法包括模糊控制、最優(yōu)控制、神經網絡控制、自適應控制、反步控制、非線性動態(tài)逆、龐特里亞金最大值法 (Pontryagin Maximum Principle,PMP)和李雅普諾夫函數法(Lyapunov Function Method,LFM)；而對于高維機翼搖晃模型,目前多數控制分析基于平衡點附近線性化理論。這些模型和方法雖然可以近似地用以對機翼搖晃做局部分析或控制,但無法從全局角度對整個系統(tǒng)進行剖析,而且大多數還局限于固定迎角或迎角變化很小的情況下進行的,并不能真實地反映出戰(zhàn)機實際飛行的振蕩情況[24-32]。

3)深失速和尾旋研究

Garrard和Jordan[33]使用F-8“十字軍”戰(zhàn)斗機的縱向模型進行了分叉分析和分叉控制,模型假設飛機在高度為9 000 m、俯仰角很小的水平范圍飛行；Montgomery和Moul[34]采用穩(wěn)定坐標系下的縱向三自由度模型,并對模型作忽略大氣密度假設和簡化后分析深度失速問題；Powers[35]通過對“T”尾翼運輸機的風洞試驗研究了縱向俯仰深失速特性；Lee等[36]研究了54種飛機的升力系數在低雷諾數下的大迎角變化現(xiàn)象,并將其化分為5類:恢復(12%)、常態(tài)(33%)、急劇掉(36%)、跳躍(7%)、急劇掉與跳躍(12%),將影響升力系數變化的物理特性分為:最大厚度、拱形、后緣機翼角等；Montgomery和Moul[34]采用相平面技術分析了某“T”尾翼飛機非線性動力特性中導致深失速的因素,所得到的相平面軌線結果對定量分析深失速的改出邊界具有指導作用；Meznarsie和Gregory[37-38]等也對這類問題進行了分析；Mehra和Carroll[39]提出了分叉分析和突變理論(Bifurcation Analysis and Catastrophe Theory Methodology,BACTM)方法,首次把BACTM應用于飛行動力學,并首次用連續(xù)算法分析了可變尾翼飛機和有后掠翼飛機F-4大迎角下的全局穩(wěn)定特性,通過學習兩架飛機的穩(wěn)定狀態(tài)發(fā)現(xiàn)由于配平穩(wěn)定狀態(tài)下的Hopf分叉引起失速迎角處出現(xiàn)了機翼搖晃,并對飛機將經歷失速/尾旋等危險狀態(tài)的舵面位置進行了預測；此后Carroll,Chen,Sibilski,Liaw,Cochran和Gates[40-45]等對分叉分析方法進行了一系列研究,結果表明分叉分析方法在計算平衡解或周期解的同時,也可以得到平衡面的穩(wěn)定性,但是對需要多個舵面協(xié)調偏轉的約束飛行,如定直飛行、定常盤旋及無側滑盤旋及繞速度矢量滾轉等,需要對分叉分析法進行推廣；Young等[46]擴展了Gates和Minka的分析方法,得到擴展分叉分析法(Extended Bifurcation Analysis,EBA),分析了比較完整的模型(空氣動力學模型為迎角非線性函數的五階運動方程)的穩(wěn)定狀態(tài),定量分析了飛機運動方程的全局特性,預測了由滾轉耦合不穩(wěn)定性引起的跳躍現(xiàn)象；Thomas等和Guicheteau[47-48]用分叉分析法和連續(xù)算法分析了包含不穩(wěn)定氣動導數的非線性飛機模型,并分析了重心的橫向偏移和發(fā)動機陀螺力矩在尾旋進入和改出的影響等問題；Avanzini和 Matteis[49]采用分叉分析研究了放寬靜穩(wěn)定性后的F-16飛機,并對全權限飛行控制系統(tǒng)飛機的靜態(tài)不穩(wěn)定和邊界穩(wěn)定狀態(tài)下有關問題進行了仿真；Marusak等[50]采用分叉理論和連續(xù)算法分析了噴氣式飛機IRYDA和軍用直升機PZLSOKOL的飛行臨界狀態(tài),發(fā)現(xiàn)了噴氣式飛機IRYDA穩(wěn)定狀態(tài)升降舵操縱會導致周期運動兩個Hopf分叉產生；Lina和Moul[51]在高度為4 572 m和無推力的情況下用飛行模擬器對“T”尾翼飛機進行深失速研究,指出俯仰阻尼是深失速改出的重要指標—低俯仰阻尼比和負阻尼比對深失速改出是有利的。

4)過失速機動研究

過失速機動的理論是德國MBB公司先進戰(zhàn)斗機部主任沃爾夫岡·赫伯斯特(Wolfgang Herbst)博士于20世紀70年代提出的。過失速機動是第四代和未來戰(zhàn)機的典型特征。國際航空界給予高度重視,使得部分型號的三代機也具有不同程度的過失速狀態(tài)飛行能力,如美國格魯門公司設計的F-14戰(zhàn)斗機在迎角40°～45°時仍能保持穩(wěn)定的亞聲速飛行；F/A-18戰(zhàn)斗機失速迎角僅為37.5°,但卻具有約55°迎角的配平能力,可瞬態(tài)進入60°以上的迎角,并且保持飛機在各軸向一定的控制能力；蘇-27戰(zhàn)機可以完成具有極高知名度的戰(zhàn)術動作“眼鏡蛇”機動等；美國為了驗證過失速機動而研制的X-31、F-16MATV、F-18HARV以及YF-22等戰(zhàn)斗機都具有過失速機動能力；第四代戰(zhàn)斗機F-22采用氣動舵面與推力矢量結合的控制手段,已經具有很完善的過失速機動能力。在過失速機動理論研究方面,Beh等[52]研究了X-31的大迎角方法和著陸控制律,并在線性和非線性的范圍內對ESTOL(Extreme Short Take Off and Landing)控制律的穩(wěn)定性和性能進行了分析；Sibilski[42]使用分叉分析方法對連續(xù)方法實現(xiàn)和控制律參數全局辨識問題進行了研究,認為研究這兩種方法對分析飛機運動方程有一定的應用價值,可以用來分析更復雜的空氣動力學模型,在設計中可以預測并改善飛機的動態(tài)特性；Atesoglu和?zg?ren[53]對應用推力矢量來加強大迎角戰(zhàn)機的機動性能問題進行了研究,給出了單獨應用空氣動力學控制和單獨應用推力矢量控制下眼鏡蛇和赫伯斯特兩種超機動仿真對比分析,綜合建立了非線性六自由度非線性飛行動力學、發(fā)動機和推力矢量的數學模型,證明了在常規(guī)氣動布局的基礎上結合推力矢量技術,在大迎角狀態(tài)下能有效地增加戰(zhàn)機的機動性能；Jouannet和Krus[54]給出了大迎角狀態(tài)下空氣動力學的數學預測模型,該模型可以應用到飛機的概念設計,并且可以推廣到根據風洞試驗數據和實際飛行數據進行參數辨識過程中；Forsythe等[55]采用六自由度計算模型來估算F-15E進入旋轉的機動動作,應用DES(Detached-Eddy Simulation)來預測機體周圍大量分離的氣流區(qū)域,并在9 144 m標準高度上計算了3種進入尾旋機動；Michal等[56]以F-16XL戰(zhàn)機為模型,應用Flight Condition 7飛行試驗數據,對基于BCFD(Boeing Computational Fluid Dynamics)和CAWAPI(Cranked Arrow Wing Aerodynamics Project Investigation)的大迎角狀態(tài)下的研究結果進行了分析；Green[57]以F/A-18E戰(zhàn)斗機為模型論證了CFD在預測飛機亞聲速大迎角狀態(tài)下的縱向穩(wěn)定性和控制特性的適用性；Park等[58]應用三維可壓縮Navier-stokes方程和k-ω SST(Shear Stress Transport)湍流方程計算了分析5°半錐角超聲速飛機的大迎角空氣動力學特性。

在防止深失速的控制方法研究方面,早期使用推桿到底和動態(tài)改出法——俯仰振蕩法改出,它是基于李雅普諾夫方法的控制律,其基本思想是在深失速區(qū)域內有意識地造成擾動,使飛機能夠從深失速吸引區(qū)中跳出來；Roberts和Strom[59]在大迎角時使用水平尾翼、前緣襟翼和發(fā)動機推力構成了全軸控制改出常規(guī)飛機的深失速,并針對推力矢量飛機提出了分支剪裁方法,改善了飛機大迎角區(qū)域內的分叉結構；Goman等[60]將分叉控制與最優(yōu)控制相結合,使得飛機非線性穩(wěn)定平衡點的吸引域最大化,提高了系統(tǒng)對大擾動的魯棒性,結果表明了分叉控制在非線性控制中的巨大潛力；Lowenberg[61]利用分叉分析方法研究了飛機偏離穩(wěn)定性和控制問題；Littleboy和Smith[62]利用分叉分析和動態(tài)逆方法改進了非線性控制律的設計。

國內研究主要是跟蹤國外的研究,如高浩、陳永亮等[63-64]對機翼搖晃預測與抑制問題進行了研究；周曉欲和余勇軍等[65-66]為了構造深失速走廊采用反向積分技術,對F-16飛機機體坐標下的縱向運動方程做了速度和航跡角不變的假設,將其簡化為二階短周期運動模態(tài)的模型；鄭賢芬等[67]建立了“T”型尾翼飛機的閉環(huán)特性計算數學模型,應用時間歷程法討論了“T”型尾翼飛機的深失速開環(huán)特性,分析了氣動力矩特性和升降舵操縱規(guī)律對深失速改出特性的影響；程澤蔭[68-69]應用BACTM方法對Y7-200B飛機的失速特性進行了分析,同時對波音公司的控制飛機失速特性的縱向力矩“勺形”區(qū)寬度和深度指標進行了驗證,詳細地分析了Y7-200B/A飛機的縱、橫航向靜穩(wěn)定性；王大海等[70]用分叉分析法分析了飛機全局穩(wěn)定性,用四階龍格-庫塔積分計算飛機運動的平衡點和分歧點,構造運動狀態(tài)的擾動傳播矩陣,并利用擾動傳播矩陣求得滿足規(guī)定的飛機反應特性所需的操縱,即各操縱面反饋回路的放大系數值；黎康和方振平[71-72]用分叉分析方法研究了大迎角非線性動力學系統(tǒng)的結構穩(wěn)定性問題,通過合理選擇平衡點線性化方程,采用特征結構配置方法設計調參的大迎角控制律,以使飛機的穩(wěn)定飛行狀態(tài)可延伸至大迎角范圍；陳永亮等分別設計了深失速改出控制規(guī)律。

近年來,國際航空界對飛機過失速機動進行了一系列研究,Zanotti,Wang和Visbal等采用數值方法對動態(tài)深失速現(xiàn)象的流動特性進行了建模和分析[73-75]；范麗和辛琪等采用靜態(tài)分支和動態(tài)分支進行解析和數值分析研究了大迎角飛行的穩(wěn)定性問題[76-78]。

根據以上分析可見,國內外的飛機大迎角分析主要依賴于風洞試驗和簡化模型而展開,多數研究者都是對風洞試驗結果建模進行穩(wěn)定性等分析,沒有對試驗條件限制、分析方法本身的缺陷、模型不準確或過度簡化產生的安全性隱患等問題進行系統(tǒng)研究。直至目前,很多大迎角特性是飛行員試飛出來的,而不是根據系統(tǒng)分析和自動控制系統(tǒng)實現(xiàn)而得到的,理論方法還不能科學預測和運用飛機大迎角性能并保證飛行安全,高性能飛機研制水平仍然在很大程度上依賴于試飛員。因此,系統(tǒng)研究飛機大迎角不確定模型下的非線性分析、預測、控制方法和實現(xiàn)仍然是當前和今后航空界研究的重點內容。

1.1 常用操縱穩(wěn)定性飛行試驗方法回顧

操縱穩(wěn)定性飛行試驗的目的是為了建立飛行器的數學模型,飛機模型實際上是一個很復雜的非線性微分方程式,人們很難得到準確的數學模型。工程上為了簡化問題,在給定高度和馬赫數(類似于研究三極管放大特性時給定工作點)條件下對模型進行線性化處理,試飛員在無剩余推力下首先保證飛機在給定高度和馬赫數下平飛,再給飛機操縱桿機動動作(通常為脈沖、倍脈沖或3211動作)激勵,然后使得飛機自由運動回到平飛狀態(tài),獲得飛機在高度和馬赫數下的操縱穩(wěn)定性試驗數據,再根據式(1)～式(4)使用系統(tǒng)辨識方法確定氣動參數。

對于飛機縱向運動而言,在給定高度、馬赫數下的小擾動狀態(tài)方程通常為

式中:q為俯仰角速度；α為氣流迎角(攻角)；?為俯仰角；V0為空速；φ0為給定高度和速度飛行時的滾轉角平均值；nx和nz分別為縱向和法向過載；δe、δc和δL分別為升降舵偏角、鴨翼偏角和其他舵偏角；g為重力加速度；Xq、Xα、XV、XδL、、Zq、Zα、ZV、Zδe、ZδL和Zδc分別為縱向和法向氣動力系數；Mq、Mα、MV、Mδe、Mδc和 MδL為氣動力矩系數、和分別為q、α、?和V0的估計值；bq、bα、bθ和bV為狀態(tài)方程模型偏差、、、和為觀測方程模型偏差,模型用度作為單位。

在給定高度和馬赫數下的飛機橫航向小擾動狀態(tài)方程通常為

觀測量可選p、r、β、φ和側向過載ny作為觀測量,p、r、β、φ 的表達式與q、α、?、V0類似,ny的表達式為

式中:p、r、β和φ分別為滾轉角速度、偏航角速度、側滑角和滾轉角；δa和δr分別為副翼和方向舵偏角；Yp、Yr、Yβ、Yδa和Yδr為側向氣動力系數；LP、Lr、Lβ、Lδa、Lδr、NP、Nr和Nβ為氣動力矩系數；bp、br、bβ、bφ和by分別為狀態(tài)方程和觀測方程偏差；?0和α0分別為給定高度和速度飛行時的俯仰角和氣流迎角,模型用度作為單位。

這樣通過一系列飛行試驗就可以獲得飛行器的網格點模型。

因此,飛行試驗所得模型可以統(tǒng)一描述為

在給定第i高度為H(i)、馬赫數為Ma(i)時,飛行器的狀態(tài)方程為

式中:xi為給定第i高度為H(i)和馬赫數為Ma(i)時的狀態(tài)變量；Ai和Bi分別為已知系統(tǒng)矩陣和控制矩陣；ΔAi和ΔBi為模型描述以及飛行試驗、系統(tǒng)辨識帶來的系統(tǒng)矩陣和控制矩陣建模誤差。

飛行控制器的設計任務就是根據式(5)設計若干個飛行控制器,使得飛行器在包線內達到穩(wěn)定裕度等性能指標。

在經典飛行控制器設計中,將式(5)飛行器模型簡化為

在給定第i高度為H(i)、馬赫數為Ma(i)時,飛行器的狀態(tài)方程為

然后根據式(6)設計若干個飛行控制器,使得飛行器在包線內達到穩(wěn)定裕度等性能指標,這種模型對靜穩(wěn)定性較好的飛行控制器設計很實用。

40多年以來,隨著非線性控制理論得到飛速發(fā)展,國際航空界已將有關成果用到飛行控制系統(tǒng)的設計中,許多飛行控制學者在非線性控制領域進行了深入研究,取得了比較突出的成果。特別是德國宇航院和美國NASA所做的研究工作尤為突出。通常采用的方法有以下幾種:

1)數值優(yōu)化法:數值優(yōu)化法根據飛機所要完成的機動動作的要求,建立目標函數及約束條件,通過求極值來解出飛機的飛行規(guī)律,完成控制系統(tǒng)的設計。

2)微分幾何法:微分幾何在非線性系統(tǒng)中所取得的成功有如1950年后的拉氏變換和復變函數之于單輸入單輸出系統(tǒng),1960年后的線性代數之于多輸入多輸出線性系統(tǒng)。該方法應用微分流形概念,借助于構造微分同胚變換和反饋變換可以實現(xiàn)非線性系統(tǒng)的完全精確線性化。

3)滑模變結構設計方法:滑態(tài)是全狀態(tài)空間中的一個子空間,一旦系統(tǒng)進入滑動狀態(tài),就將永遠保持在其中。

4)動態(tài)逆設計方法。非線性控制的動態(tài)逆設計方法在理論上已經比較成熟,廣泛應用于飛行控制系統(tǒng)的設計中。該方法要求系統(tǒng)的輸入和輸出變量相同,在飛行控制系統(tǒng)設計中,可以通過時間尺度來解決。動態(tài)逆方法由于具有直觀、簡明、對應用模型所作的限制少等特點,被廣泛應用于飛行控制等領域。

對于飛機過失速機動的大迎角飛行問題,則需要對進行輸入設計、非線性模型進行結構和參數辨識和模型驗證后,才能得到工程使用的飛機模型[79],目前的控制理論也不能給出飛行控制的統(tǒng)一設計方法。

1.2 魯棒飛行控制器研究問題

飛機魯棒控制研究具有重要的理論和工程意義?，F(xiàn)代和未來的戰(zhàn)斗機為了提高“機敏性”都放寬了對飛機靜穩(wěn)定性的限制,飛機通常要求在開環(huán)臨界穩(wěn)定點附近工作,這樣就要求飛行控制系統(tǒng)能良好地處理所謂模型不確定性問題。在實際飛行控制系統(tǒng)設計中還要考慮以下問題:

1)在已經建立起數學模型的飛機參數發(fā)生變化或存在結構不確定時,飛行控制系統(tǒng)應該具有小的靈敏度響應。

2)由于控制器頻帶比較寬,使得飛機性能受飛機結構和執(zhí)行機構動態(tài)性能變化的影響的靈敏度響應比較大。

3)反饋控制器的設計雖然對飛行員指令會得到較理想的響應,但是對于外部干擾的響應可能會是破壞性的。

4)執(zhí)行部件與控制元件存在制造容差,系統(tǒng)運行過程中也存在老化、磨損及環(huán)境和運行條件惡化等現(xiàn)象。

5)在實際工程問題中,通常對數學模型要人為地進行簡化,去掉一些復雜的因素。為此,在研究現(xiàn)代飛機的控制問題時,就必須考慮魯棒性問題。

1990年以來,國際上對魯棒飛行控制和智能飛行控制問題展開了廣泛研究。H∞由加拿大學者Zames提出的。Zames認為,基于狀態(tài)空間模型的LQG方法之所以魯棒性不好,主要是因為用白噪聲模型表示不確定的干擾是不現(xiàn)實的。因此,在假定干擾屬于某一已知信號集的情況下,Zames提出用其相應靈敏度函數的H∞范數作為指標,設計目標是在可能發(fā)生的最壞干擾下使系統(tǒng)的誤差在這種范數意義下達到極小,從而將干擾抑制問題轉化為閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性設計問題。從此,國內外很多學者展開了H∞控制方法研究,為了便于計算,出現(xiàn)了LMI方法,以后又出現(xiàn)了μ綜合方法等。魯棒控制方法在航空界一直處于探索階段,美國NASA、德國宇航研究院以及荷蘭等國都對魯棒控制方法進行了研究,取得了很多仿真和實驗結果。國內的航空院校也對飛機魯棒控制方法進行了一系列的研究。但這些結果與實際應用的距離還相差甚遠。

作者認為,魯棒控制器設計方法應該主要開展以下研究:

1)模型不確定系統(tǒng)的魯棒控制方法研究。該研究主要是為了解決風洞試驗、飛行試驗給出的飛機模型結構和參數不確定問題。

2)時間滯后系統(tǒng)的魯棒控制方法研究。該研究主要是解決反饋測量量如氣流迎角和側滑角等給系統(tǒng)帶來的不確定的時間滯后問題。

3)區(qū)間系統(tǒng)的魯棒控制方法研究。通常,飛機控制是按不同的高度和馬赫數構成一系列控制器,然后根據飛行狀態(tài)進行切換。該項研究主要是為了尋求控制器的最小個數,確?？刂破髑袚Q時的穩(wěn)定性和整個飛行區(qū)域的穩(wěn)定性。

4)不穩(wěn)定系統(tǒng)的魯棒控制問題。由于現(xiàn)代和未來戰(zhàn)斗機都放寬了靜穩(wěn)定性,高性能飛機的開環(huán)模型在某高度、馬赫數的范圍內是不穩(wěn)定的,而在其他區(qū)域穩(wěn)定。為此,就需要研究不穩(wěn)定系統(tǒng)的魯棒控制問題。

5)飛機姿態(tài)和快速瞄準魯棒控制。現(xiàn)代和未來戰(zhàn)斗機必須考慮快速瞄準敵機的能力并具有很高的機敏性,飛機模型等存在種種不確定因素時,所設計的控制器能否使飛機保持這種能力需要研究。

6)輸入、狀態(tài)受限制的魯棒控制?，F(xiàn)有的魯棒控制理論與方法大多數都沒有對系統(tǒng)狀態(tài)和輸入的大小進行限制,而飛機的操縱舵和飛行狀態(tài)都有限制。如線性矩陣不等式(LMI)方法不具備完備性,只給出了不等式而沒有給出不等式的存在條件。

7)多輸入多輸出(MIMO)系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度控制。如何滿足軍標的穩(wěn)定裕度要求,需要從魯棒性的角度來考慮。

8)陣風干擾下的魯棒控制。當飛機遇到陣風等干擾時,如何進行控制需要研究。

1.3 飛機大迎角飛行需要解決的控制問題

飛機大迎角飛行時,飛機運動方程為高度復雜的不確定非線性系統(tǒng),存在多種混合的非線性運動現(xiàn)象。為了系統(tǒng)分析、預測和控制這些非線性現(xiàn)象,揭示飛機的全局飛行動力學特性,應該系統(tǒng)地對以下3個方面問題展開深入研究:

1)具有多平衡點、突變等飛行試驗建模問題。過失速機動飛機本身是具有跳躍等復雜的非線性、時變的動力學系統(tǒng),飛行的氣動參數會隨高度、馬赫數、迎角、側滑角以及操縱面偏轉的變化而變化,較常規(guī)飛機而言,這種變化幅值和速率要大得多,并且4代機一般均具有鴨翼等非常規(guī)控制舵面,因此利用經過非線性辨識的氣動導數構建大迎角機動動力學模型非常重要。為了發(fā)揮戰(zhàn)機性能,需要根據實際舵面的控制條件研究擴展包線推力矢量等飛機動力學建模,建立完善的推力矢量飛機含過失速機動擴展包線的總體模型,飛機的低速大迎角和特大迎角區(qū)域如給出推力矢量力和力矩在三軸上的數學模型,推導單發(fā)與雙發(fā)戰(zhàn)斗機帶三軸推力矢量飛機的非線性運動方程,為控制律設計奠定基礎。該研究涉及試驗中的充分激勵問題、模型優(yōu)選判據和優(yōu)選算法、模型驗證問題、模型分離問題、數據預處理與參數辨識問題以及不確定系統(tǒng)的估計問題等。

2)過失速機動時飛機模型不確定非線性控制問題。過失速狀態(tài)下的飛機帶有復雜的不確定性,這種不確定性既包括自身建模過程中的不準確性,還包括了外部飛行環(huán)境的擾動,這些都使得飛機模型具有快時變、強非線性、強耦合和不確定性等特點,尤其是有些突變問題在模型中也未反映出來。采用何種非線性控制方法解決飛機模型的強非線性、強耦合、快時變和多變量等問題,同時還能夠抑制不確定性因素,保證系統(tǒng)的足夠的穩(wěn)定性和安全性,將是過失速機動飛行控制的關鍵問題?；谠囼災Ｐ偷聂敯舴€(wěn)定性分析、飛行中的分叉、混沌等特殊現(xiàn)象分析、能量和輸入受限制的不確定大迎角模型的穩(wěn)定性控制問題等。

3)過失速機動時飛行軌跡和姿態(tài)協(xié)調控制問題。大迎角狀態(tài)下,飛機的動態(tài)對飛行條件的變化異常敏感,任何飛行軌跡的變化都將直接影響到飛機推進系統(tǒng)的效率、飛行的氣動特性以及機體結構特性,所以為了確保飛機高機動性和操縱性,必須深入研究具有高精度高帶寬的協(xié)調控制方法,實現(xiàn)飛機混合異類多操縱面的復合控制,優(yōu)化超機動飛機不同模態(tài)之間的運動關系,實現(xiàn)飛行軌跡與飛行姿態(tài)之間的協(xié)調控制,使得過失速機動飛行時在所有的飛行階段上都能有效、安全地從一個飛行目標達到另一個飛行目標,順利完成預定的飛行任務。

為此,在大迎角模型建立過程中,不僅要考慮常規(guī)布局戰(zhàn)機,還要考慮非常規(guī)布局或加入特殊控制舵面或翼形的戰(zhàn)機和應用推力矢量的新型戰(zhàn)機。并且,還要充分考慮飛行試驗中所出現(xiàn)的各種非線性現(xiàn)象,如機翼搖晃、深失速、尾旋、縱向跳躍、混沌和長周期振蕩等,力求最后模型能精確仿真出其中多數危險機動動作所帶來的不利影響。并把建立的模型用實際飛行數據進行大量的測試,從而進行修正完善。另外,鑒于以往大迎角建模,比如橫側向機翼搖晃和縱向深失速,一般是在假定橫縱解耦的條件下即進行了大量的簡化后進行的,為了提高模型精度、可信度以及對實際飛機設計和控制方面的參考和指導意義,有必要在更高維甚至全維的基礎上來進行模型的建立。除此之外,模型建立過程中的參數辨識,不可避免地會帶來一定程度的精度損失,極有可能使所建立的模型掩蓋了一部分邊緣危險,因此有必要對所建立的模型在合理的誤差帶范圍內進行攝動分析,最大限度地探測出實際戰(zhàn)機高超機動所潛伏的非線性危險,如振蕩跳躍和長周期振蕩等。由于大迎角飛行情況下的諸多不確定性,某一特定非線性現(xiàn)象的分析和控制器往往與實際響應差異很大,設計控制器時要立足于大迎角模型充分的非線性分析基礎之上,能抑制各種非線性現(xiàn)象所隱含的潛在危險。

2 大型運輸機超低空重載空投或飛行故障對突變控制理論的挑戰(zhàn)

大型運輸機在超低空重載空投過程中,駕駛員的反應往往存在偏差,不能在時間上精確地進行控制器切換,以至于控制器的切換會發(fā)生超前或者滯后,而控制器切換超前或者滯后易使飛機姿態(tài)發(fā)生劇烈振蕩,從而誘發(fā)飛行高度的較大波動,容易造成機毀人亡。該問題屬于突變模型的控制問題。

2.1 大型運輸機超低空重載空投

現(xiàn)代化戰(zhàn)爭具有突發(fā)性強、作戰(zhàn)節(jié)奏快、作戰(zhàn)強度大、物資消耗大和時效性高的特點,以大型軍用運輸機為主體的空中運輸可快速、靈活、有效地保障作戰(zhàn)人員和物資的供應,能快速遠距離提供機動能力,成為部隊戰(zhàn)略開進和快速部署的重要支柱。

在戰(zhàn)爭中,軍用運輸機的主要任務是空運軍事人員、散裝貨運(包括食品、醫(yī)藥和彈藥等)、大型車輛(包括卡車、吉普車、裝甲車、防空車和小型直升機等)、特大型車輛(包括坦克、大炮、工程和建筑設備、大型卡車和面包車、大型貨運直升機)等。急需大型軍用運輸機為預警指揮機、加油機和電子戰(zhàn)飛機等特種作戰(zhàn)飛機提供空中載機平臺。

現(xiàn)代戰(zhàn)役中,大型運輸機的重要作用體現(xiàn)在3個方面:實施部隊的快速部署和機動；實施戰(zhàn)役縱深的空投空降；執(zhí)行戰(zhàn)場持續(xù)保障支援任務。及時快捷地輸送大量作戰(zhàn)人員、武器裝備和給養(yǎng),實施大規(guī)模的空投、空降,對敵入侵做出快速反應；有了大型運輸機,中國才擁有改裝各種特種飛機的空中平臺,進而才能有效地實施電子偵察、電子干擾和電子對抗,給陸、海、空三軍提供高科技時代最基礎、最基本的攻防手段。

作為低空飛行的典型任務,超低空重裝空投具有空投質量大、效率高的優(yōu)點,但飛機在進行超低空重裝空投時,因貨物后移將引起迎角、俯仰角速度的不斷增大,在貨物出艙瞬間盡管俯仰角速度將減小,但只有在角速度減小到零附近時,迎角才基本停止增大,同時貨物出艙瞬間將引起空投模型的突變,因而要保障飛機超低空重裝空投安全,需解決低空大迎角運動和模型突變時的安全控制問題。

目前,運輸機己經成為各國空軍必須裝備的重要機種之一。不但美國、俄羅斯這樣的大國研制并裝備了大量運輸機,而且歐洲國家也打算研制并裝備A400M運輸機,以便打破美國在軍用運輸機領域的壟斷地位。中國的臺灣地區(qū)及周邊的日本、印度雖然不具備研制大型軍用運輸機的條件,但是它們從美國、俄羅斯積極引進了伊爾-76、C-130等運輸機,從而使部隊的機動作戰(zhàn)能力有了很大提高。在現(xiàn)役的軍用運輸機中,C-5、C-130、C-17和伊爾-76最具有代表性。其中,美國洛克希德·馬丁公司研制的有C-5、C-130和C-17。C-5具有座艙現(xiàn)代化,并安裝包括GPS、衛(wèi)星通信和甚高頻數據鏈在內的通信導航系統(tǒng)。C-130中型運輸機自1954年研制成功以來已有40多種改型,能執(zhí)行多種作戰(zhàn)任務。C-17是美國最新研制的重型運輸機,由于該機同時具有載重量大和起落性能好的特點,使它能夠同時承擔戰(zhàn)略運輸和戰(zhàn)術運輸的任務。

伊爾-76是俄羅斯伊留申航空聯(lián)合體研制的重型運輸機,其外形和載重能力都類似于美國的C-141。通過改進改型,伊爾-76已經發(fā)展了10余個型別,而且伊爾-78空中加油機、A-50預警機、伊爾-82空中指揮機和伊爾-84遠程搜索救援飛機也都是以伊爾76為平臺研制的。俄羅斯和烏克蘭聯(lián)合研制的中型運輸機安-70是世界上第一種采用槳扇發(fā)動機、并達到實用階段的飛機。機上的電子設備包括導航和氣象雷達、多普勒自動導航系統(tǒng)、敵我識別系統(tǒng)、塔康和無線電通信電臺等。西歐國家也在可以購買美國飛機的情況下決定研制歐洲人自己的A400,它是空中客車軍事公司目前正在研制的中型運輸機,主要用來取代歐洲國家目前使用的C-130和C-160運輸機。

長期以來,對超低空空投系統(tǒng)的設計研究較多,但對于高空重載空投過程的建模和控制飛行試驗方法的研究還比較欠缺。在建模方法上,由于缺乏系統(tǒng)的、精確的理論分析,主要依靠設計人員根據簡單的數學模型,憑借經驗進行初步設計,難以準確評估飛機安全性和沖擊載荷的大小。

重型貨物投放瞬間會使運輸機重量、質心及慣性矩產生突然變化,飛行器數學模型瞬間發(fā)生突變[80-84]。通常情況下,人們根據不同的飛行狀態(tài)設計不同的控制器,飛行條件發(fā)生變化控制器也隨之切換,以完成控制任務。在空投任務中,駕駛員的反應往往存在偏差,不能在時間上精確地進行控制器切換,以至于控制器的切換會發(fā)生超前或者滯后,使得飛機姿態(tài)發(fā)生劇烈振蕩,從而飛行高度發(fā)生較大波動,在這種情況下控制器的設計必須滿足一定條件,保障空投過程的飛行穩(wěn)定,否則極易發(fā)生嚴重的飛行事故。

針對重型貨物離機突變過程建立非線性數學模型,將此過程分為前后2個狀態(tài):①重型貨物離機前即貨物已經移至艙內尾部階段；②重型貨物離機后即貨物已經移出機艙,此時運輸機的數學模型瞬間發(fā)生突變。進而在2個狀態(tài)下分別建立運輸機六自由度非線性動力學模型,并將運輸機非線性方程輸入輸出反饋線性化。由于運輸機空投突變過程中其數學模型發(fā)生突變,載機飛行高度及飛行姿態(tài)會發(fā)生較大波動,為了解決飛機的高度與姿態(tài)控制問題,所以根據飛機的狀態(tài)方程,選擇高度和俯仰角這兩個狀態(tài)變量作為控制變量。

如果控制器切換超前,則在超前時間段內為空投前的模型在空投后模型的控制器下工作,將待求投放后控制律代入空投前模型系統(tǒng)表達式；同理,如果控制器切換滯后,則在滯后時間段內為空投后的模型在空投前模型的控制器下工作,將待求投放前控制律代入空投后模型系統(tǒng)表達式。由于需要在控制器切換錯誤情況下仍能保持系統(tǒng)的穩(wěn)定,即在控制器切換超前時間段內閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定且其振蕩較小,在控制器切換滯后時間段內閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定且振蕩較小。

寬適應性設計要求控制器在切換錯誤時間內,其對應模型的動態(tài)響應不會發(fā)生較大振蕩。即當設計控制器使空投前閉環(huán)系統(tǒng)模型具有最佳響應同時應使第2個模型漸近穩(wěn)定且振蕩較小,同樣在設計控制器使空投后閉環(huán)系統(tǒng)模型具有最佳響應同時應使第1個模型漸近穩(wěn)定且振蕩較小,這樣能保證在控制器切換錯誤時間內,系統(tǒng)響應不發(fā)生劇烈振蕩。

通過研究超低空重載空投寬適應控制策略解決模型突變問題,采用一個控制器對整個突變過程進行控制,從閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性角度出發(fā),通過對突變前后2個系統(tǒng)的黎卡提方程進行聯(lián)立約束:

式中:Q1、R1、Q2和R2為需要選定的正定矩陣；P1和P2為需要求解的正定常矩陣；A1、A2、B1和B2為投放前和投放后系統(tǒng)矩陣和控制矩陣。式(7)和式(8)滿足:

2)在控制器超前切換時間段Δt內,閉環(huán)系統(tǒng)1 由 ˙x1=(A1-B1R-11BT1P1)x1切 換 至 ˙x1=(A1-B1R-12BT2P2)x1和由˙x1=(A1-B1R-12BT2P2)x1切換至˙x2=(A2-B2R-12BT2P2)x2的響應穩(wěn)定且振蕩不能過大,即要求Re[eig(A1-B1P2)]＜0,且其復特征根阻尼比較大。

3)在控制器滯后切換時間段Δt內,閉環(huán)系統(tǒng)2 由 ˙x1=(A1-B1P1)x1切 換 至 ˙x2=(A2-B2P1)x2和由˙x2=(A2-B2P1)x2切換至˙x2=(A2-B22)x2的響應是穩(wěn)定的且振蕩不能過大,即要求Re[eig(A2-B2P1)]＜0,且其復特征根阻尼比較大。

進而完成閉環(huán)控制器的優(yōu)化求解,該寬適應控制策略的優(yōu)點是在駕駛員反應時間存在不確定情況下,控制器仍能保證內環(huán)飛行速度與姿態(tài)具有良好動態(tài)響應,結合外環(huán)高度控制系統(tǒng),實現(xiàn)了空投過程中飛行姿態(tài)與高度的平穩(wěn)過渡,保證了空投突變過程的安全。

今后對于超低空重載空投研究中,需要考慮飛機輸入和狀態(tài)等限制條件、地效、陣風干擾、模型變化及不確定、顫振等各類情況,按照具有平穩(wěn)無超調裕度的寬適應性設計方法設計飛行控制器,使得針對空投前或空投后的兩個控制器無超調,空投前的控制器在切換滯后時能平穩(wěn)響應,空投后的控制器在切換提前時能平穩(wěn)響應,從而保證了超低空重載空投過程中的飛行安全。

2.2 飛機發(fā)生故障的突變控制問題

飛行器系統(tǒng)的故障診斷研究已經越來越受到人們的重視；故障診斷對于安全性要求高的系統(tǒng)極其重要,及時地檢測出系統(tǒng)故障,使自修復系統(tǒng)及時重構控制律,可避免系統(tǒng)崩潰及由此造成的物質損失和人員傷亡。

以解析冗余為主導的故障檢測與診斷技術是從20世紀70年代初首先在美國發(fā)展起來的。1971年,美國麻省理工大學Beard在他的博士論文中首先提出了用解析冗余代替硬件冗余,并通過系統(tǒng)自組織使系統(tǒng)閉環(huán)穩(wěn)定；通過比較觀測器的輸出得到系統(tǒng)故障信息的新思想,標志著基于解析冗余的故障診斷技術的誕生。國外對于故障診斷的研究主要集中于工業(yè)系統(tǒng)和航空航天系統(tǒng),目前以研究廣義系統(tǒng)和非線性系統(tǒng)的故障診斷為主,采用的方法非常多樣,具體有滑模觀測器方法、神經網絡方法、專家系統(tǒng)方法、小波變換方法和未知輸入觀測器方法等,并多將幾種方法結合起來使用。對于線性系統(tǒng)和有關傳感器的故障診斷方法已經比較成熟,已經有一套比較完整的診斷方法,并已經有一些實際的應用系統(tǒng)。

航空工業(yè)界非常重視飛機本身的故障診斷和健康預測管理系統(tǒng)研究,并且在現(xiàn)代運輸機和戰(zhàn)斗機等飛機上采用了多余度和自修復技術。對飛機機電等系統(tǒng)故障診斷和健康管理的研究,不僅可有效地提高飛機的可靠性,減少故障的發(fā)生,還可降低使用和維護費用,提高任務出勤率。以飛機機電系統(tǒng)為例,發(fā)動機、環(huán)境控制、起落架、飛機燃油、液壓系統(tǒng)、供電系統(tǒng)、機輪剎車系統(tǒng)、第2動力、外掛吊艙、生命保障和彈射救生等系統(tǒng)如果出現(xiàn)故障,如何進行應急控制,以保證飛行安全。

故障發(fā)生過程模型都會發(fā)生突變。因此,當飛行器自身出現(xiàn)故障時,整機氣動力、力矩、參數和輸入量都可能發(fā)生變化,如飛機機翼穿透一個小孔就會導致全機所有的氣動力和力矩等突變,而且不同的機動動作會增加一個等效輸入[85-98]；然而,目前的理論研究方法主要以將飛行器出現(xiàn)故障前后的模型用相同的結構和參數來描述,僅僅對輸入系數等參數進行調整,設計中沒有考慮空氣動力學特性,導致給出的容錯控制方案脫離實際飛行器而難以應用。

對于飛行器三維運動非發(fā)動機空中停車等必須應急或迫降的其他故障診斷和容錯控制而言[99],飛行器無故障時三維運動的非線性模型為

式中:h和VT分別為飛行高度和飛行速度；Q、S、m、Ix、Iy、Iz和Izx分別為動壓、機翼面積、飛行器質量、繞機體軸系x軸的轉動慣量、繞機體軸系Y軸的轉動慣量、繞機體軸系z軸的轉動慣量以及機體軸系xz 軸的慣性積；Cx(α,β,δ)、Cy(α,β,δ)和Cz(α,β,δ)分別為縱向力、側向力和法向力；CL(α,β,δ)、CN(α,β,δ)和 CM(α,β,δ)分 別 為 滾轉力矩、偏航力矩和俯仰力矩；δ為控制量；通常側滑角小于90°,cosβ不會為零。

故障檢出方法為:當狀態(tài)組合指標J≥1,則判定飛行器有故障,其中:

式中:hpre(i)、VTpre(i)、αpre(i)、βpre(i)、Ψpre(i)、φpre(i)、?pre(i)、ppre(i)和qpre(i)和rpre(i)分別為根據式(9)在時間t=i T(i=k,k+1,…,N)計算得到的h、VT、α、β、Ψ、φ、?、p、q 和r 值；hout(i)、VTout(i)、αout(i)、βout(i)、Ψout(i)、φout(i)、?out(i)、pout(i)、qout(i)和rout(i)分別為在時間t=i T(i=k,k+1,…,N)實際測量得到的h、VT、α、β、Ψ、φ、?、p、q和r值；Δht、ΔVTt、Δαt、Δβt、ΔΨt、Δφt、Δ?t、Δpt、Δqt和 Δrt為設定的檢測閾值；sign(x)為符號函數:當x＞0時為1,其余為0；k表示第k個采樣點,對應采樣時間為t=k T；N為設定誤差累計個數；T為采樣周期。

飛行器出現(xiàn)故障時首先對故障分類,再針對確定的故障類別分析飛行器全機參數和飛行動力學特性的影響,然后重新對故障發(fā)生后突變系統(tǒng)建模,得到飛行器出現(xiàn)故障時三維運動的非線性模型描述為

式中:Sf、mf、Ixf、Iyf、Izf和Izxf分別為飛行器出現(xiàn)故障時的機翼面積、飛行器質量、繞機體軸系x軸的轉動慣量、繞機體軸系y軸的轉動慣量和繞機體軸系z軸的轉動慣量和機體軸系xz軸的轉動慣量積；Cxf(α,β,δf)、Cyf(α,β,δf)和Czf(α,β,δf)分別為飛行器出現(xiàn)故障時的縱向力、側向力和法向力；CLf(α,β,δf)、CNf(α,β,δf)和 CMf(α,β,δf)分別為飛行器出現(xiàn)故障時的滾轉力矩、偏航力矩、俯仰力矩；δf=[δ δapf]T為飛行器出現(xiàn)故障時的控制輸入,δapf為飛行器故障引起的非人為附加控制量。

容錯控制器的設計方法為:設計出的控制量δ使得非線性模型式(9)穩(wěn)定裕度達到軍標要求,且該控制量δ和飛行器故障引起的非人為附加控制量δapf共同組成的飛行器出現(xiàn)故障時的控制輸入δf=[δ δapf]T使得非線性模型式(11)輸出穩(wěn)定。

3 姿態(tài)估計誤差對飛行控制仿真驗證的挑戰(zhàn)

飛行控制的效果主要依賴于較準確的測量,在給定的測量精度下,很多控制方法的精度基本相同,即使使用經典的頻率法也可以達到較好的控制效果。

空間運動體的姿態(tài)、位置和速度等狀態(tài)輸出是控制系統(tǒng)或地面指揮者所需的基本數據,對空間運動體的平穩(wěn)性和安全性有重要作用。

對于艦載戰(zhàn)斗機和無人飛行器的離艦/著艦而言,只有保持飛行姿態(tài)平穩(wěn)且與沿著甲板跑道平行飛行,才可以避免飛機與甲板碰撞；飛機起飛著陸時,也必須保持飛行姿態(tài)平穩(wěn)且對準機場跑道平行飛行,否則就會出現(xiàn)事故；對于無人駕駛的飛機而言,不僅起飛著陸等過程的姿態(tài)正確與否直接決定飛行安全,而且在巡航飛行時由于沒有駕駛員感受飛行姿態(tài)也會使無人機偏離預定飛行軌跡甚至墜毀。

對于無人駕駛飛機而言,常常使用微機電系統(tǒng)(Micro-electromechanical Systems,MEMS)等器件構成的慣性測量單元(Inertial Measurement Unit,IMU)或姿態(tài)方位參考系統(tǒng)(Attitude and Heading Reference System,AHRS)。發(fā)動機產生的振動對慣性測量器件造成較大的測量誤差,尤其是活塞式發(fā)動機常常使得MEMS器件精度顯著減小,使得姿態(tài)估計出現(xiàn)較大的誤差造成控制舵機的方向舵機的方向性錯誤,使得無人機事故頻繁發(fā)生。國際上現(xiàn)在都十分重視無人駕駛飛機,但要脫離地面人員遙控操作進行自主飛行,使用活塞式發(fā)動機或使用MEMS器件導航無人飛機還難以實現(xiàn)[100-110]。微型飛行器超低空復雜地形飛行、仿生飛行及相關研究,大型高精度慣性設備通常無法安裝,姿態(tài)直接可視化測量可以獲得基本測量數據。

四旋翼無人機由于機動能力較差,測量儀器問題不是很突出,但是要對固定翼或單旋翼戰(zhàn)術無人機等現(xiàn)代高性能無人機研究,必須選擇測量系統(tǒng)。作者在臨界穩(wěn)定性的無人機飛行試驗中,測量準確性問題難以解決,因此與中航工業(yè)618所共同設計了新的測控系統(tǒng)。

飛行控制器需要經過大量的地面“鐵鳥”調試和飛行試驗,特別是對于現(xiàn)代的靜不穩(wěn)定和多個操縱舵面的飛機,需要飛行試驗次數更多。

在飛行控制方法研究中,由于不涉及測量問題使得飛行控制的研究結果嚴重背離實際,使得飛行仿真器難以接近實際,限制了實際飛行試驗研究和新型飛機設計發(fā)展。目前大多數研究工作中的飛行控制器設計過程中的仿真與真實飛機飛行具有以下差異,如圖1所示。

圖1 飛行控制器仿真與真實飛機飛行的差異Fig.1 Differences between simulations of flight controller and real aircraft

飛行控制器設計過程中的仿真計算沒引入真實飛機飛行狀態(tài)輸出的對比,即使引入所謂的“觀測器”,也非真實飛機輸出,仿真計算誤差、實際測量誤差等都與真實飛行不符；很多研究都不是發(fā)動機在無剩余推力及其他輸入、狀態(tài)受限情況下進行仿真,因此限制了研究結果對現(xiàn)代高性能飛機飛行控制器設計的指導作用。

當測量完全準確時,數字仿真也存在問題。例如著名的歐拉方程為

讀者只要首先給定3個姿態(tài)角機動的動態(tài)過程,然后通過式(13)計算出三軸角速度,再代入式(12)積分對比姿態(tài)角的結果就可以發(fā)現(xiàn)仿真計算中的部分問題。

從事飛行控制器方法的研究人員如果能夠對固定翼或單旋翼戰(zhàn)術無人機進行實際飛行試驗,就更能對自己研究的工作定位。

4 結 論

1)本文根據筆者30余年來飛行試驗研究的實踐,從實際飛行角度對影響飛行安全的大迎角過失速機動、超低空重載空投、飛行器突發(fā)故障和無人機控制方法研究作了簡單綜述,指出了飛行控制方法研究的方向和仿真研究存在的部分問題。

2)建議國家自然科學基金等重點支持結合實際飛行的飛行控制方法研究,無人機控制方法主要支持固定翼或單旋翼戰(zhàn)術無人機等高層次研究,以便促進我國高性能飛機和高端戰(zhàn)術無人機的發(fā)展。

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