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    亞軌道飛行器無動(dòng)力自動(dòng)著陸的橫側(cè)向控制

    2014-08-11 11:29:41趙志芳倪少波賈志強(qiáng)穆曉敏
    航天控制 2014年6期
    關(guān)鍵詞:控制參數(shù)角速度轉(zhuǎn)角

    趙志芳 倪少波 賈志強(qiáng) 穆曉敏

    北京航天自動(dòng)控制研究所,北京100854

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    亞軌道飛行器無動(dòng)力自動(dòng)著陸的橫側(cè)向控制

    趙志芳 倪少波 賈志強(qiáng) 穆曉敏

    北京航天自動(dòng)控制研究所,北京100854

    針對(duì)重復(fù)使用亞軌道飛行器無動(dòng)力自動(dòng)著陸的橫側(cè)向控制,偏航通道根據(jù)狀態(tài)反饋和輸出反饋理論將“偏航角速度+偏航角”反饋轉(zhuǎn)換成適于工程應(yīng)用的“偏航角速度+側(cè)向過載”控制方式;滾轉(zhuǎn)通道設(shè)計(jì)了“滾轉(zhuǎn)角速度+滾轉(zhuǎn)角”控制方式,在此基礎(chǔ)上首次推導(dǎo)了BTT控制方式側(cè)偏距回路的穩(wěn)定性分析原理,并據(jù)此理論設(shè)計(jì)了橫側(cè)向回路的控制參數(shù)。仿真結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的橫側(cè)向控制器能夠快速消除側(cè)滑角,有效的消除側(cè)偏距,并且對(duì)平穩(wěn)風(fēng)和切變風(fēng)有較強(qiáng)的魯棒性。

    無動(dòng)力自動(dòng)著陸;橫側(cè)向控制;BTT;側(cè)偏距回路穩(wěn)定性

    重復(fù)使用亞軌道飛行器(Sub-Orbital Reusable Launch Vehicle, SRLV)作為集成了運(yùn)載火箭、航天器和航空器(無人機(jī))等多項(xiàng)技術(shù)的復(fù)雜飛行器,無動(dòng)力自動(dòng)著陸控制技術(shù)是其重要的關(guān)鍵技術(shù),SRLV飛行器自動(dòng)著陸過程中飛行速度低、具有復(fù)雜的大氣條件如平穩(wěn)風(fēng)、風(fēng)切變、大氣紊流和地面效應(yīng)等,控制目標(biāo)要求高精度對(duì)準(zhǔn)跑道,因此要求飛行器在橫側(cè)向控制方面具有較強(qiáng)的抗干擾和抗側(cè)風(fēng)能力以及高精度的跟蹤性能。本文采用飛行器迎著側(cè)風(fēng)飛行(側(cè)滑角為0°),滾轉(zhuǎn)控制側(cè)偏距的協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎控制策略(BTT),以提高橫側(cè)向抵抗側(cè)風(fēng)的能力。

    偏航通道控制方法主要有2種:1)采用偏航角速度控制,當(dāng)飛行器的靜不穩(wěn)定度很大時(shí),需要很高的控制增益才能使系統(tǒng)穩(wěn)定,工程實(shí)現(xiàn)不可行;2)采用“角速度+側(cè)滑角”反饋,由于側(cè)滑角測(cè)量設(shè)備復(fù)雜,測(cè)量精度難以滿足設(shè)計(jì)需求,因此本文采用“角速度+側(cè)向過載”的控制方式,首先設(shè)計(jì)“側(cè)滑角+角速度”狀態(tài)反饋的控制參數(shù),然后通過狀態(tài)反饋和輸出反饋的轉(zhuǎn)換原理將“側(cè)滑角+角速度”控制參數(shù)轉(zhuǎn)換成“側(cè)向過載+角速度”的控制參數(shù)。

    傳統(tǒng)側(cè)偏距回路的穩(wěn)定性分析是基于STT控制方式下結(jié)合偏航通道內(nèi)回路頻率特性進(jìn)行,本文是基于BTT控制方式糾正側(cè)偏,該控制方式需要結(jié)合滾轉(zhuǎn)通道來實(shí)現(xiàn),現(xiàn)有的頻域分析方法沒有結(jié)合滾轉(zhuǎn)通道的頻域特性來分析側(cè)偏距回路的穩(wěn)定性,本文從BTT控制的原理出發(fā),結(jié)合滾轉(zhuǎn)通道的控制方式推導(dǎo)了BTT控制側(cè)偏距回路的穩(wěn)定性分析原理,設(shè)計(jì)了“滾轉(zhuǎn)通道滾轉(zhuǎn)角速度+滾轉(zhuǎn)角”的控制參數(shù),并根據(jù)推導(dǎo)的BTT控制側(cè)偏距回路的穩(wěn)定性分析原理設(shè)計(jì)了“側(cè)偏距+側(cè)偏速度”的控制參數(shù)。

    1 問題描述

    (1)

    式中,β,γc為側(cè)滑角和速度傾斜角,m,V,θ分別為飛行器的質(zhì)量、速度和彈道傾角,ωx1,ωy1,ωz1分別為滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰角速度,Jx1,Jy1,Jz1為飛行器的主轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。Y,Z分別是氣動(dòng)升力和側(cè)向力,Mx1,My1和Mz1分別為滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩和俯仰力矩。

    經(jīng)過線性化處理[1]得到橫側(cè)向的小偏差的方程:

    (2)

    其中,

    x=[Δωy1ΔβΔωx1Δγv]T
    u=[ΔδrΔδa]T
    y=[ΔβΔNz1Δγv]T

    (3)

    ΔNz1為機(jī)體坐標(biāo)系下的側(cè)向過載。

    2 控制器設(shè)計(jì)

    2.1 狀態(tài)反饋到輸出反饋之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系

    狀態(tài)反饋是將系統(tǒng)狀態(tài)作為反饋?zhàn)兞?,反饋?zhàn)兞砍艘苑答佋鲆娴捷斎攵伺c參考輸入相加形成控制律,作為受控系統(tǒng)的控制輸入。狀態(tài)反饋的結(jié)構(gòu)圖如圖1。

    圖1 狀態(tài)反饋的結(jié)構(gòu)

    由圖1可以看出,狀態(tài)反饋下受控系統(tǒng)的輸入為:

    u=-Κx+r′

    (4)

    輸出反饋是輸出矢量乘以反饋矩陣到輸入端,與參考輸入相加形成控制律,輸出反饋的結(jié)構(gòu)圖如圖2。

    圖2 輸出反饋的結(jié)構(gòu)

    由圖2可以看出,輸出反饋下受控系統(tǒng)的輸入為:

    u=-Fy+r

    (5)

    當(dāng)系統(tǒng)全狀態(tài)可觀時(shí),狀態(tài)反饋和輸出反饋之間可相互轉(zhuǎn)化,轉(zhuǎn)換的關(guān)系式如下:

    u=-Kx+r′=-Fy+r

    (6)

    由式(2)可知,

    x=C-1(y-Du)

    (7)

    將式(7)代入式(6),得

    u=-KC-1(y-Du)+r′

    (8)

    求解得到:

    u=-(I-KC-1D)KC-1y+(I-KC-1D)r′

    (9)

    令r=(I-KC-1D)r′,可得到狀態(tài)反饋和輸出反饋之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系為:

    F=(I-KC-1D)KC-1
    r=(I-KC-1D)r′

    (10)

    2.2 BTT控制方式側(cè)偏距回路穩(wěn)定性分析原理推導(dǎo)

    BTT控制是指通過飛行器傾斜來實(shí)現(xiàn)轉(zhuǎn)彎或者機(jī)動(dòng),BTT控制要求側(cè)滑角近似為0°?;贐TT控制方式糾正側(cè)偏是需要通過滾動(dòng)通道控制傾側(cè)角來實(shí)現(xiàn),因此需要結(jié)合滾轉(zhuǎn)通道的控制方程來分析側(cè)偏距回路的穩(wěn)定性,具體推導(dǎo)過程如下。

    由坐標(biāo)轉(zhuǎn)換原理可知:

    (11)

    飛行過程中,Nz1≈0,則

    (12)

    其中,Ny1和Nz1為機(jī)體坐標(biāo)系的過載,Nym和Nzm為彈道系下的過載。

    設(shè)定程序滾轉(zhuǎn)角由側(cè)偏距Zm和側(cè)偏速度Vzm反饋生成,如下式

    (13)

    由于內(nèi)回路角速度反饋屬于短周期運(yùn)動(dòng),會(huì)快速的衰減,則閉合滾轉(zhuǎn)通道內(nèi)回路后側(cè)偏距回路的控制方程為

    (14)

    將式(12)代入式(14),得到側(cè)偏距回路的閉環(huán)特征方程

    (15)

    為保證糾偏過程中無超調(diào),取阻尼系數(shù)為1.0,ωn為外回路的截止頻率,則側(cè)偏距Zm和側(cè)偏速度Vzm的反饋增益為

    (16)

    2.3 設(shè)計(jì)偏航通道的控制器

    選取某下滑飛行段的幾個(gè)特征點(diǎn),選取狀態(tài)反饋量為[βωy1],通過頻域設(shè)計(jì)理論設(shè)計(jì)了狀態(tài)反饋增益K=[1.4,1.07],選取輸出反饋量[Nz1ωy1],根據(jù)式將狀態(tài)反饋增益轉(zhuǎn)換成輸出反饋增益F=[0.06,0.19],偏航通道Bode圖如圖3所示。

    圖3 偏航通道角速度+過載控制bode圖

    2.4 設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)通道的控制器

    選取狀態(tài)反饋量為[γωx1],通過頻域設(shè)計(jì)理論設(shè)計(jì)了滾轉(zhuǎn)通道滾轉(zhuǎn)角和滾轉(zhuǎn)角速度的反饋增益K=[12.5,0.63],滾轉(zhuǎn)通道Bode圖如圖4所示。

    圖4 滾轉(zhuǎn)通道滾轉(zhuǎn)角+角速度控制Bode圖

    圖5 側(cè)偏距回路側(cè)偏距+側(cè)偏速度Bode圖

    3 仿真結(jié)果

    針對(duì)本文設(shè)計(jì)的控制方案和控制參數(shù),進(jìn)行六自由度數(shù)學(xué)仿真,仿真條件1):飛行器在著陸過程中某一時(shí)刻側(cè)向偏離為20m,飛行過程中加入10m/s的平穩(wěn)風(fēng),3m/s的切變風(fēng); 2):為充分說明本文設(shè)計(jì)的控制方案的優(yōu)勢(shì),將傳統(tǒng)的“側(cè)滑角+角速度反饋”的控制方案進(jìn)行了六自由度仿真,其中側(cè)滑角是由控制計(jì)算機(jī)計(jì)算的側(cè)滑角。仿真結(jié)果如圖6~10所示。

    圖6 仿真條件1側(cè)偏距

    圖7 仿真條件1側(cè)滑角

    圖8 仿真條件1滾轉(zhuǎn)角

    圖9 仿真條件2側(cè)偏距

    由仿真結(jié)果圖可以看出,當(dāng)有側(cè)偏距時(shí),所設(shè)計(jì)的控制器具有較強(qiáng)的糾正側(cè)偏距的能力,對(duì)平穩(wěn)風(fēng)和切變風(fēng)具有較強(qiáng)的魯棒能力。

    4 結(jié)論

    從工程實(shí)際應(yīng)用出發(fā),針對(duì)重復(fù)使用亞軌道飛行器無動(dòng)力自動(dòng)著陸的橫側(cè)向控制進(jìn)行控制器設(shè)計(jì),偏航通道提出的“角速度+側(cè)向過載”控制方式能夠快速消除側(cè)滑角,滾轉(zhuǎn)通道內(nèi)回路采用“滾轉(zhuǎn)角速度+滾轉(zhuǎn)角”的控制方式能夠精確快速的跟蹤滾轉(zhuǎn)角指令,首次推導(dǎo)了BTT方式下控制側(cè)偏距回路的穩(wěn)定性分析原理,并根據(jù)此原理設(shè)計(jì)了側(cè)偏距回路的控制參數(shù),仿真結(jié)果表明控制方案和參數(shù)可行有效,能夠有效的消除側(cè)偏距,并且對(duì)平穩(wěn)風(fēng)和切變風(fēng)有較強(qiáng)的魯棒性。

    圖10 仿真條件2側(cè)滑角

    [1] 趙漢元.大氣飛行器姿態(tài)動(dòng)力學(xué)[M].國防科技大學(xué)出版社,1987.

    [2] 林德福.戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì)與制導(dǎo)律分析[M].北京理工大學(xué)出版社,2012.

    [3] 吳森堂.飛行控制系統(tǒng)[M].北京航空航天大學(xué)出版社,2005.

    [4] 宋輝.復(fù)雜條件下無人機(jī)自動(dòng)著陸控制技術(shù)研究[D].南京航空航天大學(xué)碩士論文,2011.

    [5] 吳昊.無人機(jī)自動(dòng)著陸控制[D].南京航空航天大學(xué)碩士論文,2003.

    [6] VolKan K. Design of an Autonomous Landing Control Algorithm for a Fixed Wing UAV[D].Master of Science Thesis,Ankara,Middle East Technical University,2007.

    TheUnpoweredAutolandingLateralControlDesignforSub-orbitalReusableLaunchVehicle

    ZHAO Zhifang NI Shaobo JIA Zhiqiang MU Xiaomin
    Beijing Aerospace Automatic Control Institute, Beijing 100854, China

    Theunpoweredautolandinglateralcontrollerofsub-orbitalreusablelaunchvehicle(SRLV)isdesigned.Firstly,basedoninputfeedbackandoutputfeedbacktheory,theyawrateandyawcontrollerofyawloopareconvertedintoyawrateandoverloadcontrollerforSRLVisdesigned.Secondly,therollchannelcontrollerofrollrateandrolliscompleted,andthenaccordingtothestabilityanalysisprinciplesoflateraldeviationloopforBTTcontrolwhichhasbeenevolvedforthefirsttime,thefeedbackcontrollerparametersofthedeviateddistanceanddeviatedrateareestablished.Thesimulationresultsshowthatthecontrollerdesignednotonlycaneliminatethelateraldeviationeffectivelyandbutalsocancontrolthesidesliptozerorapidly.Mostimportantly,therobustnesstosteadywindandwindshearhasbeenverifiedbythesimulation.

    Unpoweredautolanding;Lateralcontroller; BTT;Stabilityoflateraldeviationloop

    2014- 02- 20

    趙志芳(1986-),女,山西人,碩士,助理工程師,主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制;倪少波(1973-),男,湖北人,博士,研究員,主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制;賈志強(qiáng)(1982-),男,河北人,碩士,高級(jí)工程師,主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航、制導(dǎo)與控制;穆曉敏(1981-),女,山西人,博士,工程師,主要研究方向?yàn)閷?dǎo)航制導(dǎo)與控制。

    V448.2

    : A

    1006- 3242(2014)06- 0030- 04

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