多用途作戰(zhàn)飛機(jī)復(fù)合控制技術(shù)研究

占正勇, 崔玉偉

(中航工業(yè)西安飛行自動(dòng)控制研究所 飛控部, 陜西 西安 710065)

多用途作戰(zhàn)飛機(jī)復(fù)合控制技術(shù)研究

占正勇, 崔玉偉

(中航工業(yè)西安飛行自動(dòng)控制研究所 飛控部, 陜西 西安 710065)

為充分發(fā)揮多用途作戰(zhàn)飛機(jī)的飛行特性,提高其在執(zhí)行不同任務(wù)中的綜合性能,提出了一種面向任務(wù)的復(fù)合控制技術(shù)框架。針對(duì)舵面控制不足和控制冗余兩種情況,設(shè)計(jì)了相應(yīng)的復(fù)合控制方案,并結(jié)合現(xiàn)有的復(fù)合控制方法,實(shí)現(xiàn)了基于飛行任務(wù)的復(fù)合控制策略。仿真結(jié)果表明,該控制策略能夠有效地實(shí)現(xiàn)面向典型飛行任務(wù)鏈的復(fù)合控制,保證了整個(gè)任務(wù)過(guò)程的飛行性能。

飛行控制; 多用途; 復(fù)合控制

0 引言

現(xiàn)代戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的特點(diǎn)要求作戰(zhàn)飛機(jī)必須同時(shí)擁有空戰(zhàn)、對(duì)地和對(duì)海等打擊能力,以應(yīng)對(duì)來(lái)自空中、地面和海面各種可能的威脅,其多用途化已成為戰(zhàn)術(shù)特性的一個(gè)重要指標(biāo)。高靈活、高機(jī)動(dòng)和高隱身等性能的追求使得多用途作戰(zhàn)飛機(jī)開(kāi)始普遍采用新型氣動(dòng)布局[1-2]。與傳統(tǒng)飛機(jī)相比,它們具有氣動(dòng)冗余、操縱特性復(fù)雜且功能耦合等特點(diǎn)。對(duì)于飛行控制來(lái)說(shuō),舵面的控制方式和組合方式都不再唯一。面向任務(wù)的復(fù)合控制技術(shù)是解決多用途作戰(zhàn)飛機(jī)在復(fù)雜任務(wù)需求下進(jìn)行飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一項(xiàng)重要的解決方案。該技術(shù)不僅僅局限于對(duì)控制目標(biāo)指令的簡(jiǎn)單實(shí)現(xiàn),而且將復(fù)合控制擴(kuò)展到不同的飛行任務(wù)階段,追求多種最優(yōu)性能指標(biāo)。本文將針對(duì)飛機(jī)的復(fù)雜任務(wù)鏈進(jìn)行復(fù)合控制的設(shè)計(jì)研究,探索面向任務(wù)的復(fù)合控制方法。

1 面向任務(wù)的復(fù)合控制技術(shù)框架

隨著現(xiàn)代飛機(jī)平臺(tái)在氣動(dòng)布局上的極大變化,新型氣動(dòng)舵面的種類(lèi)和數(shù)目不斷增加。另外,非氣動(dòng)舵面(如推力矢量)在飛行控制中的引入,又使得飛機(jī)具備了較多的控制冗余。因此,在飛機(jī)的可達(dá)運(yùn)動(dòng)集內(nèi),對(duì)于俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航三軸力矩需求下的舵面偏轉(zhuǎn)組合問(wèn)題,與傳統(tǒng)布局飛機(jī)的控制相比,可以存在多種組合提供相同的力矩,并且可以提供額外的控制力用來(lái)進(jìn)行冗余控制,以滿足舵面損傷或其他的目標(biāo)需求。這樣,多用途作戰(zhàn)飛機(jī)的復(fù)合控制問(wèn)題就成為一個(gè)多目標(biāo)優(yōu)化問(wèn)題。例如:飛機(jī)起飛著陸階段應(yīng)考慮舵面的升阻特性以及升力對(duì)輔助舵面的需求,巡航飛行階段要考慮舵面的阻力特性,空戰(zhàn)、攻擊等大機(jī)動(dòng)飛行階段要考慮飛機(jī)對(duì)新型舵面的需求。因此,根據(jù)飛行器不同飛行階段下既定的飛行任務(wù)進(jìn)行面向任務(wù)的復(fù)合控制技術(shù)研究具有實(shí)際意義。

面向任務(wù)的復(fù)合控制技術(shù)旨在研究飛機(jī)實(shí)際飛行過(guò)程中由于舵面的工作狀態(tài)、飛行任務(wù)的要求變化,根據(jù)舵面管理狀態(tài)和駕駛員操縱,實(shí)時(shí)地對(duì)舵面的組合方式和控制方式進(jìn)行調(diào)整,以達(dá)到對(duì)多用途作戰(zhàn)飛機(jī)性能的最大優(yōu)化,而傳統(tǒng)的飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)思路難以滿足上述要求。如圖1所示,面向任務(wù)的復(fù)合控制技術(shù)框架在傳統(tǒng)飛控系統(tǒng)框架的基礎(chǔ)上擴(kuò)展飛行任務(wù)管理和舵面管理,針對(duì)各類(lèi)常規(guī)、組合和新型舵面,進(jìn)行控制功能的分配與管理,最終實(shí)現(xiàn)大系統(tǒng)的優(yōu)化控制。其中,復(fù)合控制策略承擔(dān)著核心作用。

圖1 面向任務(wù)的復(fù)合控制技術(shù)框架Fig.1 Architecture of mission-oriented complex control technology

2 面向任務(wù)的復(fù)合控制設(shè)計(jì)方案

2.1 數(shù)學(xué)模型

在討論面向任務(wù)的復(fù)合控制技術(shù)之前,先給出復(fù)合控制問(wèn)題的數(shù)學(xué)描述:假設(shè)飛機(jī)期望的控制目標(biāo)指令輸出向量是v(t)∈Rk,稱(chēng)為虛擬控制量,一般為所需的三軸力矩v∈R3,各舵面的偏轉(zhuǎn)量為u(t)∈Rm,稱(chēng)之為真實(shí)控制量或舵面偏轉(zhuǎn)量。復(fù)合控制問(wèn)題就是在給定待分配的控制目標(biāo)指令輸出向量v(t)及映射g:Rm→Rk(m>k)的情況下,求解方程g(u(t))=v(t),使u(t)滿足期望的性能指標(biāo)。

因此,與常規(guī)的飛行控制相比,面向任務(wù)的復(fù)合控制問(wèn)題最明顯的特征是其實(shí)現(xiàn)目標(biāo)由原來(lái)的三維轉(zhuǎn)化為四維。

首先,從優(yōu)化的角度對(duì)含有任務(wù)目標(biāo)的線性控制方法進(jìn)行深入的探討。當(dāng)不存在舵面限制時(shí),含有任務(wù)目標(biāo)的線性控制問(wèn)題可以歸結(jié)為如下的優(yōu)化問(wèn)題:

(1)

式中:B∈Rk×m為控制效率矩陣。線性等式約束作為飛行控制中的控制目標(biāo),非線性優(yōu)化目標(biāo)作為任務(wù)目標(biāo),是針對(duì)飛行任務(wù)管理中要達(dá)到的飛行任務(wù)。

經(jīng)分析可知,對(duì)于一定形式的優(yōu)化目標(biāo),上式存在最優(yōu)解。比如,當(dāng)選擇二次優(yōu)化目標(biāo)時(shí),得到的解是通常所說(shuō)的偽逆解:

(2)

u=W-1BT(BW-1BT)-1(v-Bupref)+upref

(3)

式中:upref為期望的舵面偏轉(zhuǎn)量,一般追求其為0;W為權(quán)值矩陣。

在考慮舵面偏轉(zhuǎn)的位置限制和速率限制的情況下,需要加入非線性不等式約束以防止舵面超出限制,此時(shí)含有任務(wù)目標(biāo)的線性控制問(wèn)題描述為:

(4)

(5)

式中:umin為舵面偏轉(zhuǎn)的位置下限;T為系統(tǒng)的時(shí)間步長(zhǎng);ρmin為舵面偏轉(zhuǎn)的速率下限;umax為舵面偏轉(zhuǎn)的位置上限;ρmax為舵面偏轉(zhuǎn)的速率上限。

由于舵面限制的存在,并不能保證式(4)中的等式約束總是成立,即可能不可達(dá),因此引入額外的約束以確保其可達(dá)性:

(6)

式中:λ的含義為當(dāng)待分配的控制目標(biāo)指令不可達(dá)時(shí),可以放松等式約束,以使其不超出舵面的固有限制,同時(shí)這也給待分配的控制目標(biāo)指令是否可達(dá)提供了一個(gè)標(biāo)識(shí):如果λ=1,則可達(dá),否則不可達(dá)。事實(shí)上,λ限制了待分配的控制目標(biāo)指令,在不可達(dá)情況下可以通過(guò)維持轉(zhuǎn)矩方向,減小其幅值的方法來(lái)實(shí)現(xiàn)分配解的求解。

上式在一步內(nèi)既判斷了待分配的控制目標(biāo)指令是否可達(dá),又能夠在控制冗余的情況下通過(guò)選擇合適的性能指標(biāo)來(lái)達(dá)到任務(wù)目標(biāo)。當(dāng)λ≠1時(shí),待分配的控制目標(biāo)指令不可達(dá),控制不足,則通過(guò)維持待分配的控制目標(biāo)指令方向上的幅值最大化來(lái)實(shí)現(xiàn)。

2.2 控制不足情況下的解決方案

事實(shí)上,各舵面及其偏轉(zhuǎn)限制使得復(fù)合控制問(wèn)題的解決方案分為兩個(gè)基本的部分:在舵面偏轉(zhuǎn)限制范圍內(nèi),待分配的控制目標(biāo)指令是否可達(dá),即可達(dá)性問(wèn)題;在此前提下,當(dāng)控制冗余時(shí)由該方法提出唯一的最優(yōu)解;當(dāng)控制不足時(shí),縮小待分配轉(zhuǎn)矩幅值以防止超出舵面限制,得出唯一的次優(yōu)解。

根據(jù)以上分析,面向任務(wù)的復(fù)合控制問(wèn)題可以分為以下兩步來(lái)實(shí)現(xiàn):

首先,待分配轉(zhuǎn)矩的可達(dá)性問(wèn)題可以通過(guò)求解下面的優(yōu)化得到:

(7)

如果優(yōu)化函數(shù)采用1-范數(shù),那么可達(dá)性問(wèn)題就可以轉(zhuǎn)換為標(biāo)準(zhǔn)的線性規(guī)劃問(wèn)題:

(8)

式中:us為松弛變量。如果J=0,則表明待分配的控制目標(biāo)指令可達(dá),否則表明不可達(dá),即控制不足。由于優(yōu)化目標(biāo)是最小化us,優(yōu)化結(jié)果即舵面偏轉(zhuǎn)向量u*給出了在1-范數(shù)準(zhǔn)則下的最接近v的最優(yōu)可達(dá)轉(zhuǎn)矩。

綜合起來(lái),利用線性規(guī)劃求解優(yōu)化目標(biāo)式(8)的結(jié)果可以用來(lái)判定待分配轉(zhuǎn)矩的可達(dá)性。如果J=0,則待分配轉(zhuǎn)矩可達(dá)并且可以利用下面所要闡述的控制冗余方案繼續(xù)優(yōu)化額外的任務(wù)目標(biāo);如果J≠0,則待分配轉(zhuǎn)矩不可達(dá)。式(8)在1-范數(shù)的準(zhǔn)則下按某個(gè)優(yōu)化方向最小化Bu與v的距離,得到次優(yōu)解u*。

2.3 控制冗余情況下的解決方案

本節(jié)接著對(duì)控制冗余情況下的解決方案給出說(shuō)明。當(dāng)式(8)的結(jié)果使得J=0時(shí),表明獲取待分配的控制目標(biāo)指令過(guò)程中存在控制冗余。從本質(zhì)上講,控制冗余是指操縱效率機(jī)構(gòu)對(duì)各個(gè)軸向控制通道提供的控制力和力矩的冗余。在傳統(tǒng)的控制方案設(shè)計(jì)中,這類(lèi)控制冗余往往被忽略,以致浪費(fèi)飛機(jī)自身具備的控制能力。事實(shí)上,此時(shí)冗余的控制能力可以用來(lái)優(yōu)化各類(lèi)任務(wù)目標(biāo),在面向任務(wù)的復(fù)合控制中發(fā)揮巨大的潛力。

同樣采用1-范數(shù),下面的標(biāo)準(zhǔn)線性規(guī)劃問(wèn)題給出了控制冗余情況下的解決方案:

(9)

式中:upref和Wu的選擇是基于待優(yōu)化的任務(wù)目標(biāo)。

因此,針對(duì)不同的飛行任務(wù)目標(biāo),式(7)和式(9)給出了面向任務(wù)的復(fù)合控制設(shè)計(jì)方案的最優(yōu)解u*。如果J≠0,則u*在不超出舵面限制的情況下給出了以式(7)為性能指標(biāo)準(zhǔn)則下最接近v的轉(zhuǎn)矩Bu*;如果J=0,則進(jìn)一步可由式(9)求解得到最優(yōu)解u*,此時(shí)的u*在不超出舵面限制的情況下,不僅達(dá)到了待分配的控制目標(biāo)指令,而且在以式(9)為性能指標(biāo)的準(zhǔn)則下實(shí)現(xiàn)第四維目標(biāo)的最優(yōu)。

事實(shí)上,由于氣動(dòng)構(gòu)型與飛行任務(wù)的不同,復(fù)合控制方法的選取原則也有所不同,應(yīng)在充分分析飛機(jī)氣動(dòng)特性和舵面效能的基礎(chǔ)上,結(jié)合上述設(shè)計(jì)方案,確定適當(dāng)?shù)膹?fù)合控制策略,以達(dá)到不同任務(wù)的性能最優(yōu)。

3 面向任務(wù)的復(fù)合控制設(shè)計(jì)模式

目前面向任務(wù)的復(fù)合控制設(shè)計(jì)大部分以舵面的偏轉(zhuǎn)量最小為主要優(yōu)化目標(biāo),而實(shí)際上在不同的飛行階段有著不同的控制要求。通常巡航階段應(yīng)以飛行阻力較小[3-4]、節(jié)省飛機(jī)燃油為重點(diǎn);機(jī)動(dòng)飛行階段,需產(chǎn)生較大的機(jī)動(dòng)過(guò)載;同樣還有最小雷達(dá)信號(hào)模式、最小翼面載荷等有各自不同的應(yīng)用目標(biāo)。復(fù)合控制設(shè)計(jì)模式與飛控系統(tǒng)設(shè)計(jì)原則的對(duì)應(yīng)關(guān)系歸納如表1所示。

經(jīng)過(guò)近30年的發(fā)展,解決復(fù)合控制問(wèn)題的方法主要有:偽逆法及其改進(jìn)法、串接鏈法、直接幾何法、基于數(shù)學(xué)規(guī)劃的復(fù)合控制以及智能控制等。

如前所述,在控制技術(shù)的應(yīng)用研究中,在整個(gè)飛行階段往往只考慮一種控制方法。事實(shí)上,由于飛機(jī)在不同飛行任務(wù)階段追求的性能指標(biāo)差異較大,在實(shí)際的飛行任務(wù)中必須綜合考慮對(duì)特定任務(wù)的控制需求、飛機(jī)本體氣動(dòng)特性、發(fā)動(dòng)機(jī)與推力矢量操縱特性、功能余度需求及安全裕度等5項(xiàng)要素,進(jìn)行基于任務(wù)鏈的復(fù)合控制策略設(shè)計(jì)。

本文針對(duì)某型帶推力矢量的常規(guī)布局戰(zhàn)機(jī),通過(guò)綜合權(quán)衡設(shè)計(jì),給出基于飛行任務(wù)階段實(shí)時(shí)在線調(diào)整的復(fù)合控制策略,以達(dá)到飛機(jī)的最佳性能要求,如表2所示。

表1 復(fù)合控制設(shè)計(jì)模式Table 1 Complex control types

表2 基于飛行任務(wù)階段的復(fù)合控制策略Table 2 Complex control strategies based on flight missions

4 仿真驗(yàn)證

針對(duì)起飛后快速爬升、巡航飛行、進(jìn)入戰(zhàn)區(qū)、退出戰(zhàn)區(qū)的典型任務(wù)鏈進(jìn)行仿真分析,以驗(yàn)證飛行過(guò)程中所采用的面向不同任務(wù)的復(fù)合控制方案的有效性。

仿真初始高度為100 m,初始速度為90 m/s,機(jī)動(dòng)過(guò)程如下:

(1)飛機(jī)大角度快速爬升到6 000 m,采用常規(guī)舵面+襟翼+推力矢量串接鏈法;

(2)飛機(jī)在6 000 m高度平飛巡航進(jìn)入戰(zhàn)區(qū),采用常規(guī)舵面?zhèn)文娣?

(3)在戰(zhàn)區(qū)內(nèi)快速平面轉(zhuǎn)彎,采用常規(guī)舵面+推力矢量的串接鏈法;

(4)退出戰(zhàn)區(qū)采用蛇形機(jī)動(dòng)規(guī)避攻擊,在機(jī)動(dòng)過(guò)程中升降舵面卡死在2°,采用常規(guī)舵面+襟翼+推力矢量的加權(quán)偽逆法。

面向任務(wù)鏈的復(fù)合控制機(jī)動(dòng)響應(yīng)曲線和狀態(tài)響應(yīng)曲線分別如圖2和圖3所示。從仿真曲線可以看出,在初始快速爬升段,為達(dá)到快速爬升的飛行任務(wù),在升降舵處于飽和狀態(tài)、常規(guī)舵面控制能力不足的情況下,依據(jù)選擇的串接鏈法,增加俯仰推力矢量的輔助控制,飛機(jī)實(shí)現(xiàn)快速爬升;在平飛段,常規(guī)舵面控制即可滿足巡航飛行的任務(wù)目標(biāo);在快速轉(zhuǎn)彎階段,側(cè)滑角比較小,在方向舵沒(méi)有達(dá)到飽和、存在控制冗余的情況下,偏航推力矢量沒(méi)有參與控制;在快速蛇形機(jī)動(dòng)逃逸過(guò)程中,正常情況下各舵面均未飽和時(shí),推力矢量沒(méi)有參與控制;當(dāng)升降舵面卡死之后,為繼續(xù)完成俯仰機(jī)動(dòng),俯仰推力矢量實(shí)現(xiàn)重構(gòu)控制。在整個(gè)機(jī)動(dòng)過(guò)程中,飛機(jī)各舵面按照所選擇的控制策略協(xié)調(diào)控制,很好地完成了任務(wù)鏈的機(jī)動(dòng)控制,驗(yàn)證了本文所提出的面向任務(wù)的復(fù)合控制設(shè)計(jì)方案的正確性,以及基于飛行階段調(diào)整的復(fù)合控制策略的有效性。

圖2 機(jī)動(dòng)響應(yīng)曲線Fig.2 Maneuvering response curve

圖3 狀態(tài)響應(yīng)曲線Fig.3 State response curves

5 結(jié)束語(yǔ)

本文從多用途作戰(zhàn)飛機(jī)的氣動(dòng)特性出發(fā),提出了面向任務(wù)的復(fù)合控制技術(shù)框架,基于優(yōu)化方法靈活地實(shí)現(xiàn)了面向任務(wù)的復(fù)合控制設(shè)計(jì)方案,并結(jié)合復(fù)合控制設(shè)計(jì)模式給出了典型飛行任務(wù)階段的復(fù)合

控制策略。針對(duì)某型多用途作戰(zhàn)飛機(jī)的典型任務(wù)鏈進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。結(jié)果表明,該控制策略能有效地解決其復(fù)合控制問(wèn)題,實(shí)現(xiàn)整個(gè)飛行過(guò)程性能的提升,具有較大的工程應(yīng)用價(jià)值。

[1] 張汝麟.飛行控制與飛機(jī)發(fā)展[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2003,29(12):1077-1083.

[2] 占正勇,劉林.控制分配在復(fù)雜飛行控制系統(tǒng)中的應(yīng)用設(shè)計(jì)[J].飛行力學(xué),2006,24(2):73-76.

[3] Frost S A,Taylor B R,Jutte C V,et al.A framework for optimal control allocation with structural load constraints[R].AIAA-2010-8112,2010.

[4] Chen Yan,Wang Junmin.A global optimization algorithm for energy-efficient control allocation of over-actuated systems[C]//American Control Conference.San Francisco,CA,2011:5300-5305.

(編輯：姚妙慧)

Research on complex control for multi-purpose combat aircraft

ZHAN Zheng-yong, CUI Yu-wei

(Department of Flight Control, AVIC Xi’an Flight Automatic Control Research Institute, Xi’an 710065, China)

To take full advantage of flight characteristics and enhance the comprehensive performance of combat aircraft, a mission-oriented complex control technology architecture was presented. The complex control schemes which were used in the control-deficiency and control-sufficiency flight states were derived, and a complex control strategy based on the flight missions was adopted. The simulations demonstrate that, the control strategy can deal with complex control oriented to the typical flight mission chain so as to ensure the flight performance during the whole flight.

flight control; multi-purpose; complex control

2015-03-11;

2015-06-26;

時(shí)間:2015-08-17 11:05

航空科學(xué)基金資助(2013ZC18003)

占正勇(1975-)，男，湖北麻城人，研究員，博士，研究方向?yàn)轱w行控制理論與應(yīng)用。

V249.1

A

1002-0853(2015)06-0537-05