某推力矢量無(wú)人機(jī)優(yōu)化控制分配策略研究

范林飛，王道波，劉孝成

(南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，江蘇 南京 210016)

0 引言

本文設(shè)計(jì)的新型矢量推力無(wú)人機(jī)，通過(guò)操縱氣動(dòng)舵面出舵量和改變左右發(fā)動(dòng)機(jī)推力軸線的方向來(lái)控制飛機(jī)的飛行姿態(tài)。所謂矢量推力技術(shù)，指的是通過(guò)噴管等裝置改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力線的方向，從而將發(fā)動(dòng)機(jī)推力沿軸向、法向和側(cè)向進(jìn)行分解，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航。兩種控制結(jié)合起來(lái)能非常有效地改善飛機(jī)的操縱性。傳統(tǒng)固定翼無(wú)人機(jī)單獨(dú)依靠氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)來(lái)控制無(wú)人機(jī)的狀態(tài)，這種控制方式不適用于低速無(wú)人機(jī)，當(dāng)飛機(jī)飛行速度較慢時(shí)，這種控制方式就顯得較為乏力。本文在這種傳統(tǒng)控制的基礎(chǔ)上，加入矢量推力技術(shù)，設(shè)計(jì)了控制器，經(jīng)過(guò)控制分配后無(wú)人機(jī)的動(dòng)態(tài)性能和操縱性以及飛行品質(zhì)大大提高。

1 新型推力矢量固定翼無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及各模塊功能介紹

如圖1所示，所設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)整個(gè)系統(tǒng)分為兩大模塊：以TMS320F28335處理器為核心，結(jié)合了多種傳感器以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)，用于通信數(shù)據(jù)的接收和發(fā)送，解析飛行數(shù)據(jù)的飛控系統(tǒng)；另外一個(gè)模塊為地面監(jiān)測(cè)系統(tǒng)，主要用于接收從飛機(jī)上下傳的飛行參數(shù)，在界面上顯示供操縱者觀測(cè)。

圖1 無(wú)人機(jī)整體系統(tǒng)圖

1.1 機(jī)載設(shè)備

該無(wú)人機(jī)機(jī)載設(shè)備主要有陀螺(IMU)、GPS、通訊電臺(tái)動(dòng)力電池和氣壓高度表等。其中陀螺和GPS是無(wú)人機(jī)的核心機(jī)載設(shè)備，在控制回路中作為傳感器將飛機(jī)的姿態(tài)信息和位置信息反饋至輸入端，從而實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)閉環(huán)控制[1]。采用GI550慣導(dǎo)來(lái)采集無(wú)人機(jī)的姿態(tài)信息，為保證無(wú)人機(jī)的精確定位，采用雙GPS進(jìn)行定位，GPS主要負(fù)責(zé)采集無(wú)人機(jī)的位置信息，包括經(jīng)度、緯度、GPS高度等，此外還包括氣壓高度表、速度傳感器等機(jī)載設(shè)備。

1.2 執(zhí)行機(jī)構(gòu)和通訊設(shè)備

無(wú)人機(jī)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)主要為舵機(jī)。該無(wú)人機(jī)有8個(gè)舵面，其中尾輪舵用來(lái)控制無(wú)人機(jī)起飛滑跑時(shí)的側(cè)滑方式，而無(wú)人機(jī)的推力則通過(guò)油門(mén)舵的開(kāi)度來(lái)控制。動(dòng)力電池采用+12 V，經(jīng)電壓轉(zhuǎn)換模塊將電壓轉(zhuǎn)換成+5 V來(lái)給飛控計(jì)算機(jī)供電。機(jī)載調(diào)頻電臺(tái)用來(lái)實(shí)現(xiàn)飛控計(jì)算機(jī)與地面站之間的通信數(shù)據(jù)傳輸。使用前需要對(duì)兩個(gè)電臺(tái)進(jìn)行參數(shù)配置，包括通信方式、波特率、通訊速率、電臺(tái)頻段等參數(shù)的配置，飛控?cái)?shù)據(jù)電臺(tái)采用232串口與飛控計(jì)算機(jī)連接。

1.3 地面監(jiān)測(cè)系統(tǒng)

地面監(jiān)測(cè)系統(tǒng)主要用來(lái)檢測(cè)無(wú)人機(jī)在空中飛行時(shí)的姿態(tài)、位置以及各機(jī)載設(shè)備工作時(shí)的信息。該系統(tǒng)主要由一臺(tái)綜顯計(jì)算機(jī)、調(diào)頻電臺(tái)和DSP操縱箱組成。綜顯計(jì)算機(jī)軟件界面是基于VC6.0編程環(huán)境下的MFC開(kāi)發(fā)軟件,其顯示控件和輸出控件均為NI Measurement Studio AppWizard控件。這些控件主要用來(lái)顯示飛機(jī)的飛行參數(shù)、航跡規(guī)劃以及地面站向飛控計(jì)算機(jī)發(fā)送的控制指令。這些指令通過(guò)DSP操縱臺(tái)來(lái)發(fā)送，而飛控系統(tǒng)和地面檢測(cè)系統(tǒng)之間數(shù)據(jù)則通過(guò)調(diào)頻電臺(tái)的無(wú)線電波進(jìn)行傳送和接收。

2 混合控制策略

無(wú)人機(jī)控制器整體結(jié)構(gòu)控制采用串級(jí)控制，這樣能很好地在無(wú)法建立比較精確數(shù)學(xué)模型的情況下研究無(wú)人機(jī)的控制規(guī)律。內(nèi)回路為增穩(wěn)回路和姿態(tài)回路，這是整個(gè)無(wú)人機(jī)控制的核心回路，外回路為位置回路。內(nèi)回路通過(guò)不斷逼近內(nèi)回路期望的姿態(tài)角與傳感器測(cè)得的實(shí)際角之間的誤差來(lái)給出相應(yīng)舵面偏角，以控制無(wú)人機(jī)的姿態(tài)。同時(shí)將角速率接入控制律，使系統(tǒng)的阻尼特性得到提升，形成一個(gè)增穩(wěn)回路。外回路為位置控制，通過(guò)將GPS傳輸?shù)奈恢眯畔⒎答佒凛斎攵?，不斷修正位置誤差，使其逐漸逼近期望值。整體控制框圖如圖2所示。無(wú)人機(jī)有俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三個(gè)通道，其中俯仰通道為縱向通道，滾轉(zhuǎn)通道和航向通道為橫側(cè)向通道。下面分別從縱向和橫側(cè)向這兩個(gè)通道來(lái)設(shè)計(jì)控制器。

圖2 整體控制框圖

2.1 縱向混合控制

無(wú)人機(jī)縱向控制回路為俯仰角控制回路，回路采用閉環(huán)PID控制，同時(shí)為了增加系統(tǒng)的阻尼特性，將角速率反饋信號(hào)引入控制回路，使得飛機(jī)的整體動(dòng)態(tài)性能更加完善[2]。從縱向通道來(lái)看，本文所研究的無(wú)人機(jī)在此基礎(chǔ)上增加了矢量推力，改變無(wú)人機(jī)左、右兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)推力軸線的方向，從而對(duì)無(wú)人機(jī)質(zhì)心產(chǎn)生俯仰力矩，使得飛機(jī)的姿態(tài)改變。氣動(dòng)舵面控制和矢量推力控制各自具有一定的控制權(quán)限，將兩者結(jié)合使用，能有效地改善該無(wú)人機(jī)的控制性能。圖3為縱向通道控制框圖。

圖3 俯仰姿態(tài)控制策略框圖

如圖3所示，該固定翼無(wú)人機(jī)俯仰姿態(tài)控制采用俯仰角和俯仰角速率閉環(huán)控制方式，使得無(wú)人機(jī)有著優(yōu)良的阻尼特性，動(dòng)態(tài)性能得到提高?？刂坡扇缦拢?/p>

(1)

(2)

(3)

在控制回路中加入積分控制算法，若俯仰角的偏差較小時(shí)，積分能起到有效作用，當(dāng)俯仰角偏差較大時(shí)，積分控制算法失效。上式中：δe為升降舵出舵量，可通過(guò)操縱地面站操縱桿來(lái)改變其出舵量；δal和δar分別為左發(fā)推力操縱量和右發(fā)推力操縱量，這三者對(duì)于固定翼無(wú)人機(jī)的俯仰姿態(tài)均具有一定操縱權(quán)限，共同控制使得無(wú)人機(jī)縱向通道的穩(wěn)定性得到保障；q為由GI550陀螺采集的俯仰角速率；Kθ、Kθl、Kθr為比例系數(shù)；Kq1、Kq2和Kq3為俯仰角速率反饋系數(shù)；Khi、Kθil和Kθir為積分系數(shù)。

2.2 起飛橫側(cè)向姿態(tài)控制

該固定翼無(wú)人機(jī)為三點(diǎn)起落架式布局，后方有一個(gè)尾輪，通過(guò)舵機(jī)能控制其滑動(dòng)方向，前面有兩個(gè)前輪，通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)提供推力使得飛機(jī)在地面滑動(dòng)，同時(shí)保持足夠大升降舵出舵量和足夠大迎角使得飛機(jī)在地面滑跑過(guò)程中能夠產(chǎn)生足夠大的升力來(lái)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)的起飛。俯仰角度由地面測(cè)控站的操縱箱操縱俯仰桿控制升降舵出舵量來(lái)獲取相應(yīng)迎角，但要注意的是，要使得飛機(jī)俯仰角在約束范圍內(nèi)盡量保持飛機(jī)的姿態(tài)穩(wěn)定，飛機(jī)的縱向俯仰力矩要能使得飛機(jī)平衡[3]。在起飛滑跑過(guò)程中，還要保持飛機(jī)在橫側(cè)向的姿態(tài)穩(wěn)定性。通過(guò)在滑跑過(guò)程中操縱尾輪的轉(zhuǎn)向δw和方向舵操縱量δd來(lái)保持無(wú)人機(jī)航向的穩(wěn)定，從而減小無(wú)人機(jī)的側(cè)滑位移，同時(shí)約束無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)角，從而保持無(wú)人機(jī)在滑跑起飛過(guò)程中的平穩(wěn)性。起飛橫側(cè)向姿態(tài)控制如圖4所示。

圖4 起飛滑跑橫側(cè)向姿態(tài)控制

其控制律如下：

(4)

(5)

3 推力矢量無(wú)人機(jī)優(yōu)化控制分配策略

在第2節(jié)中設(shè)計(jì)了推力矢量無(wú)人機(jī)縱向和起飛時(shí)橫側(cè)向控制策略，采用了氣動(dòng)舵面控制和推力矢量操縱混合控制。以縱向控制為例，常規(guī)無(wú)人機(jī)通過(guò)升降舵偏轉(zhuǎn)來(lái)使得飛機(jī)的俯仰姿態(tài)發(fā)生變化，控制命令維數(shù)為1維，本文設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)增加了左、右2個(gè)推力矢量操縱量機(jī)構(gòu)，使得控制命令維數(shù)為3維，造成控制余度增加，輸出端產(chǎn)生的控制量具有抽象性，相應(yīng)舵面偏轉(zhuǎn)量和左右推力矢量操縱量需要配置相應(yīng)的加權(quán)系數(shù)才具有實(shí)際意義。假定控制器模塊直接輸出的虛擬指令為A，經(jīng)過(guò)控制分配后的控制命令為B，實(shí)際系統(tǒng)命令為C，則這三者滿足如下關(guān)系：

A(t)=gB(x,B,t)B(t)

(6)

gA(x,t)A(t)=gδ(x,t)δ(t)

(7)

式中：gA(x,t)為B和A函數(shù)關(guān)系；gB(x,B,t)為A的輸入矩陣。忽略一些次要因素，利用泰勒公式將上述非線性方程線性化，得出A→B的線性化函數(shù)關(guān)系如下：

(8)

式中C為效率矩陣。實(shí)際控制分配問(wèn)題為確定虛擬命令A(yù)和實(shí)際命令C之間的關(guān)系即加權(quán)系數(shù)的確定[4]。由上述分析可知，分配結(jié)果不唯一，因此需要合理運(yùn)用優(yōu)化控制分配方法來(lái)使得實(shí)際命令值逼近期望值。在無(wú)人機(jī)飛行中，常常將無(wú)人機(jī)動(dòng)態(tài)性能指標(biāo)和能量消耗量作為最終優(yōu)化指標(biāo)，將性能指標(biāo)定義為D(x,B,t)，最終優(yōu)化指標(biāo)取其最小值。本文介紹一種線形規(guī)劃方法：假設(shè)性能指標(biāo)定義為D=fTx，?E∈Rm×n,在Ex≤b的情況下，使得性能指標(biāo)D取得最優(yōu)值，此時(shí)的x即為所求B。其表達(dá)式如下：

(9)

EB≤b

(10)

其中不等式約束條件為左、右推力矢量操縱量限制δal、δar和升降舵出舵量限制δe。上述性能指標(biāo)表達(dá)式及約束條件表示為：

(11)

-40°≤δe≤40°

(12)

-20°≤δal≤20°

(13)

-20°≤δar≤20°

(14)

因此不等式(10)中約束條件各項(xiàng)矩陣系數(shù)為：

(15)

(16)

其中B矩陣中的Ke、Kal、Kar為推力矢量操縱量和升降舵面權(quán)重系數(shù)，利用單純形法可以有效求解上述矩陣的最優(yōu)解[5-6]。目前基于關(guān)于單純形法求解最優(yōu)解的軟件很多，只需輸入矩陣系數(shù)即可很方便地求出上述線性規(guī)劃問(wèn)題的最優(yōu)解。以縱向控制為例，將控制分配模塊加入混合控制器中，重新設(shè)計(jì)縱向控制器如圖5所示。

圖5 優(yōu)化控制分配后縱向控制器

其縱向控制表達(dá)式如下：

(17)

(18)

(19)

其選取原則以性能指標(biāo)D達(dá)到最優(yōu)指標(biāo)為目標(biāo)。由于橫側(cè)向控制優(yōu)化分配設(shè)計(jì)與縱向控制原理相同，這里不再贅述。

4 飛控仿真實(shí)驗(yàn)

該固定翼無(wú)人機(jī)在飛行前需要通過(guò)仿真實(shí)驗(yàn)進(jìn)行飛行質(zhì)量評(píng)估，保證飛機(jī)正式飛行的品質(zhì)。首先要確定控制器各個(gè)PID參數(shù)值，控制器中各個(gè)PID系數(shù)通過(guò)穩(wěn)定邊界法進(jìn)行確定[7-8]，而氣動(dòng)舵面和左、右推力矢量加權(quán)系數(shù)的分配則根據(jù)上節(jié)提供的方法選取。以縱向控制為例，給定俯仰角θg=10°和θg=30°，分別得出無(wú)人機(jī)在無(wú)推力矢量作用和經(jīng)過(guò)優(yōu)化分配后推力矢量作用的仿真圖如圖6、圖7所示。

圖6 俯仰角給定為10°時(shí)響應(yīng)

由圖6-圖7對(duì)比可以看出：在俯仰角較小情況下，傳統(tǒng)氣動(dòng)舵面控制和優(yōu)化控制分配混合控制響應(yīng)均無(wú)超調(diào)，但優(yōu)化控制分配混合控制響應(yīng)速度比傳統(tǒng)氣動(dòng)舵面控制快很多，動(dòng)態(tài)性能更好；在俯仰角較大情況下，傳統(tǒng)氣動(dòng)舵面控制響應(yīng)時(shí)間很長(zhǎng)，且存在穩(wěn)態(tài)誤差；優(yōu)化控制分配混合雖然存在超調(diào)量，響應(yīng)速度很快，且無(wú)穩(wěn)態(tài)誤差。

圖7 俯仰角給定為30°時(shí)響應(yīng)

5 結(jié)語(yǔ)

綜上所述，經(jīng)優(yōu)化控制分配后的推力矢量無(wú)人機(jī)與傳統(tǒng)氣動(dòng)舵面控制的無(wú)人機(jī)相比，在姿態(tài)角較大和較小時(shí)均不存在穩(wěn)態(tài)誤差，控制精度大大提高；同時(shí)響應(yīng)速度相比傳統(tǒng)氣動(dòng)舵面控制更快，推力矢量無(wú)人機(jī)的動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)性能均有所提高，具有良好的飛行品質(zhì)，能更好地完成相應(yīng)的飛行任務(wù)。