V/STOL飛機(jī)建模與仿真分析

范 勇，朱紀(jì)洪，孟憲宇，劉 凱，楊喜立

(1.清華大學(xué)計(jì)算機(jī)科學(xué)與技術(shù)系，北京 100084;2.海軍裝備研究院，北京 100161)

V/STOL飛機(jī)建模與仿真分析

范 勇1，朱紀(jì)洪1，孟憲宇1，劉 凱1，楊喜立2

(1.清華大學(xué)計(jì)算機(jī)科學(xué)與技術(shù)系，北京 100084;2.海軍裝備研究院，北京 100161)

以原理驗(yàn)證機(jī)為背景，建立了無尾布局垂直/短距起降飛行器的數(shù)學(xué)模型，并通過智能自適應(yīng)方法對(duì)其進(jìn)行了閉環(huán)飛行控制，控制量通過控制分配合理的協(xié)調(diào)各操縱面，最后在MATLAB7.0/Simulink環(huán)境下通過數(shù)值仿真進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果顯示，該平臺(tái)具備垂直/短距起降能力和較好的飛行性能。

無尾布局飛行器;垂直/短距起降飛行器(V/STOL);動(dòng)力學(xué)建模;飛行控制

1 前言

與常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)不同，垂直/短距起降戰(zhàn)斗機(jī)不僅具有常規(guī)的氣動(dòng)升力面和控制面，而且采用大角度推力矢量加上各種形式的輔助升力裝置(如升力風(fēng)扇、升力噴管、引射器等)來提供垂直或短距起降時(shí)的直接升力，同時(shí)在懸停和低速飛行時(shí)，必須依靠反作用力系統(tǒng)(reaction control system，RCS)控制飛機(jī)姿態(tài)。如何準(zhǔn)確地分析低速情況下、受噴射氣流誘導(dǎo)作用和地面效應(yīng)影響的非線性氣動(dòng)力，并在此基礎(chǔ)上建立較為精確的動(dòng)力學(xué)模型，通過氣動(dòng)舵面、發(fā)動(dòng)機(jī)推力矢量、升力風(fēng)扇和RCS等多個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的綜合協(xié)調(diào)實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定、優(yōu)越的控制性能，是實(shí)現(xiàn)V/STOL飛機(jī)飛行控制的關(guān)鍵［1，2］。

本文針對(duì)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)建模、協(xié)調(diào)綜合飛行控制等關(guān)鍵問題，研究無尾布局V/STOL平臺(tái)總體方案、氣動(dòng)布局特性分析、飛行器動(dòng)力學(xué)及協(xié)調(diào)綜合飛行控制律設(shè)計(jì)等機(jī)理和關(guān)鍵技術(shù):介紹了原理驗(yàn)證機(jī)的總體配置，在此基礎(chǔ)上建立面向控制的數(shù)學(xué)模型;通過智能自適應(yīng)方法進(jìn)行異構(gòu)多操縱面協(xié)調(diào)綜合飛行控制，控制量通過控制分配合理的協(xié)調(diào)各操縱面，最后在MATLAB7.0/Simulink環(huán)境下通過仿真進(jìn)行了驗(yàn)證。

2 平臺(tái)動(dòng)力學(xué)特性與建模

2.1 平臺(tái)控制系統(tǒng)配置

飛機(jī)氣動(dòng)布局采用無尾鴨翼式布局，氣動(dòng)舵面包括升降副翼和分裂式阻力方向舵，如圖1所示，在機(jī)翼內(nèi)側(cè)安裝升降副翼，在機(jī)翼外側(cè)安裝阻力方向舵。升降副翼偏轉(zhuǎn)范圍是－30°～45°，分裂式方向舵上下偏轉(zhuǎn)行程均為0°～60°。

圖1 無尾布局垂直起降飛行平臺(tái)布局圖Fig.1 Layout of tailless V/STOL

如圖2所示，動(dòng)力裝置包括飛機(jī)后部靠近重心位置的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)和安裝在飛機(jī)前端的升力風(fēng)扇。渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)本身可向下偏轉(zhuǎn)90°，為飛機(jī)提供升力和巡航推力。另外在兩側(cè)機(jī)翼接近翼端處各安裝一個(gè)小型電動(dòng)涵道風(fēng)扇，為飛機(jī)提供滾轉(zhuǎn)控制力矩。

在常規(guī)飛行階段，飛機(jī)的控制力來自于氣動(dòng)舵面，其中升降副翼提供俯仰控制力矩，而阻力方向舵提供滾轉(zhuǎn)和偏航控制力矩。在懸停階段，飛機(jī)控制力來自于推進(jìn)系統(tǒng)，由升力風(fēng)扇升力、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)推力和渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)推力偏轉(zhuǎn)角提供俯仰控制力矩，由兩側(cè)電涵道風(fēng)扇提供滾轉(zhuǎn)控制力矩。在過渡飛行階段，由氣動(dòng)舵面和推進(jìn)系統(tǒng)混合提供控制力，這也是垂直/短距起降飛機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)最為復(fù)雜的飛行階段［3～5］。

圖2 無尾垂直起降飛機(jī)動(dòng)力裝置布局Fig.2 Engine layout of V/STOL aircraft prototype

2.2 六自由度動(dòng)力學(xué)模型

飛機(jī)飛行狀態(tài)千變?nèi)f化，尤其在做機(jī)動(dòng)飛行任務(wù)時(shí)，整個(gè)系統(tǒng)為一個(gè)時(shí)變的、非線性、強(qiáng)耦合系統(tǒng)。飛機(jī)運(yùn)動(dòng)可用六自由度非線性剛體動(dòng)力學(xué)描述，在機(jī)體坐標(biāo)系中可以表示成以下12個(gè)狀態(tài)方程(采用國際標(biāo)準(zhǔn)坐標(biāo)軸系)。

(u，v，w)是三軸線速度(飛機(jī)速度在機(jī)體坐標(biāo)系中的三軸分量);(p，q，r)是三軸角速度;(φ，θ，ψ)是姿態(tài)角;(xN，yE，hD)是慣性系(地面坐標(biāo)系)中的飛機(jī)位置;(uE，vE，wE)是飛機(jī)速度在慣性系(地面坐標(biāo)系)中的三軸分量;(ax，ay，az)是飛機(jī)除重力外所受的合力(包括氣動(dòng)力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力、風(fēng)扇升力等)產(chǎn)生的加速度;(Fx，F(xiàn)y，F(xiàn)z)是飛機(jī)除重力外所受的合力(包括氣動(dòng)力和發(fā)動(dòng)機(jī)推力、風(fēng)扇升力等);(L，M，N)是飛機(jī)所受的合力矩;(Ix，Iy，Iz，Ixz)是飛機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

設(shè)在機(jī)體軸中發(fā)動(dòng)機(jī)、升力風(fēng)扇及涵道風(fēng)扇提供的升推力為[Tx，Ty，Tz]T，氣動(dòng)力為[Ax，Ay，Az]T，則[Fx，F(xiàn)y，F(xiàn)z]T的計(jì)算公式為:

設(shè)在機(jī)體軸中發(fā)動(dòng)機(jī)、升力風(fēng)扇及涵道風(fēng)扇產(chǎn)生的力矩為[LT，MT，NT]T，氣動(dòng)力矩為[LA，MA，NA]T，則飛機(jī)所受合力矩 [L，M，N]T計(jì)算公式為:

3 平臺(tái)飛行控制設(shè)計(jì)

3.1 概述

無尾垂直起降飛行平臺(tái)在不同的飛行階段，飛行參數(shù)變化巨大，飛行特性也有著極大不同。例如，在常規(guī)飛行階段飛機(jī)的速度與普通殲擊機(jī)相同，而在懸停階段飛機(jī)的速度則接近于零;在過渡飛行階段飛機(jī)的控制來源是包括氣動(dòng)舵面和推進(jìn)系統(tǒng)的混合控制［6～8］。在不同的飛行階段控制特性極為不同，不能使用單一的控制策略，因而需要針對(duì)各飛行階段設(shè)計(jì)不同的控制策略，針對(duì)不同的控制目標(biāo)進(jìn)行控制(見表1)。

表1 飛行控制模式Table 1 Flight control mode

對(duì)應(yīng)無尾垂直起降飛行平臺(tái)各個(gè)差異極大的飛行階段，相應(yīng)地也需要設(shè)計(jì)不同的控制模式，而在不同控制模式下控制律也有所差異，需要針對(duì)不同控制模式設(shè)計(jì)控制律，然后將其綜合為一個(gè)總控制律，并實(shí)現(xiàn)不同控制模式間的平滑過渡。

各個(gè)控制模式的控制律雖然有所差異，但其基本結(jié)構(gòu)是相同的，如圖3所示。圖3中，線性控制器模塊的輸出即為期望閉環(huán)動(dòng)態(tài)特性v，飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)模型模塊的輸出為非線性輸出動(dòng)態(tài)b(x)，控制分配和限制模塊代表控制分配矩陣A(x)，但在實(shí)際的應(yīng)用中控制分配并不是簡單的線性矩陣相乘，而是包含非線性函數(shù)映射的關(guān)系。

3.2 綜合飛行/推進(jìn)控制分配算法研究

V/STOL飛機(jī)必須融合多種控制手段，在研究先進(jìn)綜合飛行控制系統(tǒng)時(shí)應(yīng)綜合考慮各種先進(jìn)的氣動(dòng)力控制手段和新型的控制面，如推力矢量、反作用力控制(RCS)、復(fù)合舵面等。因此，飛行過程就存在多加力裝置的輸入配合和協(xié)調(diào)控制問題［9，10］。飛機(jī)主要通過飛行狀態(tài)的變化影響推進(jìn)子系統(tǒng)的工作，如馬赫數(shù)Ma、高度H、迎角α、側(cè)滑角β等均對(duì)進(jìn)氣道的進(jìn)氣流量有直接影響，進(jìn)而影響推進(jìn)系統(tǒng)產(chǎn)生的推力;推進(jìn)子系統(tǒng)對(duì)飛機(jī)的耦合作用主要是通過推力變化引起作用在飛機(jī)上的力和力矩不平衡，從而使飛機(jī)姿態(tài)發(fā)生變化。綜合飛行/推進(jìn)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖4所示。

圖3 非線性動(dòng)態(tài)逆控制結(jié)構(gòu)Fig.3 Nonlinear dynamic inverse controller

圖4 綜合飛行/推進(jìn)系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.4 Flight/propulsion controller

無尾垂直起降飛行平臺(tái)最為復(fù)雜的控制階段是過渡階段，此時(shí)控制機(jī)構(gòu)方面存在氣動(dòng)舵面控制力和推進(jìn)系統(tǒng)控制的冗余。過渡階段的控制分配問題，通過利用各控制機(jī)構(gòu)的控制效率來解決，在滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航通道控制律產(chǎn)生的力矩指令，根據(jù)各控制機(jī)構(gòu)所能產(chǎn)生的最大控制力按比例進(jìn)行分配，這一控制分配算法可以表示為

式(4)中，下標(biāo)i表示單個(gè)控制機(jī)構(gòu)。

對(duì)懸停階段飛行控制進(jìn)行了仿真驗(yàn)證，各通道的響應(yīng)如圖5、圖6所示。

圖5 懸停段俯仰姿態(tài)指令響應(yīng)Fig.5 Pitch commander response of hover phase

圖6 懸停段垂直速度指令響應(yīng)Fig.6 Vertical velocity commander response of hover phase

3.3 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)輸出反饋飛行控制

3.3.1 指令濾波器和線性控制器

指令濾波器具有如下形式:

式(5)中，ωn是濾波器的自然頻率;ζ是阻尼比。定義跟蹤誤差向量如下

線性控制器vdc具有如下形式:

式(7)中，ηi至少是ri－1維的。定義誤差向量

則有誤差動(dòng)態(tài)

完整的誤差動(dòng)態(tài)為

設(shè)計(jì)線性控制器vdc使得是Hurwitz矩陣，則對(duì)于正定矩陣Q，如下Lyapunov方程存在唯一正定對(duì)稱解

3.3.2 線性觀測器

假設(shè)控制信號(hào)的自適應(yīng)單元能夠補(bǔ)償建模誤差，則建立如下線性觀測器

其中設(shè)計(jì)增益矩陣K使得ˉA－KˉC漸進(jìn)穩(wěn)定，一般使得觀測器動(dòng)態(tài)比誤差動(dòng)態(tài)速度快5倍。使得

則觀測誤差動(dòng)態(tài)為

3.3.3 數(shù)值仿真結(jié)果

圖7對(duì)V/STOL飛機(jī)的過渡飛行過程進(jìn)行控制仿真。在這一過程中，飛機(jī)由懸停狀態(tài)逐步加速到60 m/s，同時(shí)俯仰姿態(tài)也進(jìn)行相應(yīng)的調(diào)整。在過渡過程中，V/STOL飛機(jī)保持誤差在2 m范圍內(nèi)的平直飛狀態(tài)。當(dāng)過渡飛行過程結(jié)束，過渡到普通巡航飛行狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)的升力風(fēng)扇的推力減小到0，推力矢量方向從90°逐步減小到0°。而在這一過渡過程中，在開始時(shí)，由于速度較小。姿態(tài)控制主要通過推力矢量和升力風(fēng)扇等實(shí)現(xiàn)，當(dāng)速度逐步加大時(shí)，氣動(dòng)舵面的控制作用逐步增加，并最終過渡到姿態(tài)主要由氣動(dòng)舵面控制。

圖7 過渡飛行過程控制響應(yīng)曲線Fig.7 Simulation results of the transition flight stage

5 結(jié)語

為了跟蹤21世紀(jì)國際航空高新技術(shù)的發(fā)展，推進(jìn)我國航空技術(shù)的持續(xù)發(fā)展，進(jìn)行V/STOL綜合飛行/推力矢量控制技術(shù)的應(yīng)用基礎(chǔ)研究十分必要。通過機(jī)理分析和CFD計(jì)算對(duì)原理驗(yàn)證機(jī)的動(dòng)力學(xué)和數(shù)學(xué)模型進(jìn)行了研究，建立了平臺(tái)的非線性六自由度全量運(yùn)動(dòng)方程。討論了非常規(guī)無尾氣動(dòng)布局下多氣動(dòng)面冗余配置及與推力矢量協(xié)同作用控制飛機(jī)軌跡和姿態(tài)的空氣動(dòng)力學(xué)特性及它們的數(shù)值計(jì)算模型。并通過智能自適應(yīng)方法對(duì)其進(jìn)行控制，控制量通過控制分配合理的協(xié)調(diào)各操縱面，最后在MATLAB7.0/Simulink環(huán)境下通過數(shù)字仿真進(jìn)行了驗(yàn)證。仿真結(jié)果表明通過所設(shè)計(jì)的智能自適應(yīng)控制方案和控制分配方法，對(duì)該模型機(jī)的控制效果良好。

致謝

該文章得到了國家高科技計(jì)劃863－809專家組的指導(dǎo)和支持(2008AAJ114，2008AAJ201)，在研究過程中，還得到了“清華大學(xué)－沈陽飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所聯(lián)合研究中心”和“智能系統(tǒng)與技術(shù)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室”的大力幫助，在此表示衷心的感謝。

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Study on modeling and simulation analysis for tailless configured V/STOL

Fan Yong1，Zhu Jihong1，Meng Xianyu1，Liu Kai1，Yang Xili2

(1.Department of Computer Science ＆ Technology，Tsinghua University，Beijing 100084，China;2.Naval Academy of Armament，Beijing 100161，China)

The mathematical model was studied by mechanical analysis and CFD(computing fluid dynamics)computation.Besides，an intelligent adaptive based control law was proposed and the optimization approach is employed to solve the constrained control allocation problem.The results show good closed loop performance and validate the intelligent optimization approach of constrained control allocation for flight control.

tailless configured aerial vehicle;V/STOL;dynamic modeling;flight control

V249

A

1009－1742(2011)03－0107－06

2009－12－25

國家863計(jì)劃項(xiàng)目(2008AAJ114，2008AAJ201);國家自然科學(xué)基金項(xiàng)目(60974142，U0970112)

范 勇(1978—)，男，陜西西安市人，講師，主要從事先進(jìn)飛行控制、無人飛行器研究;E－mail:fan－y05@mails.tsinghua.edu.cn