直接力與推力矢量復(fù)合控制技術(shù)研究

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(北京精密機(jī)電控制設(shè)備研究所，北京100076)

直接力與推力矢量復(fù)合控制技術(shù)研究

丁偉濤，肖翀，黃玉平

(北京精密機(jī)電控制設(shè)備研究所，北京100076)

隨著飛行器控制技術(shù)的發(fā)展，直接力、推力矢量等控制執(zhí)行技術(shù)在飛行器控制領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用。直接力與推力矢量都具有對飛行器姿態(tài)控制效率高、精度好等優(yōu)點(diǎn)，但推力矢量對姿態(tài)控制的響應(yīng)速度不如直接力響應(yīng)快，而直接力長時(shí)間開啟會(huì)消耗大量燃料。結(jié)合直接力與推力矢量的控制特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了直接力與推力矢量復(fù)合控制策略。以某飛行器為研究對象，建立了飛行器的動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)模型以及直接力與推力矢量模型，提出了直接力/矢量推力復(fù)合控制技術(shù)的分配策略。經(jīng)仿真驗(yàn)證表明，復(fù)合控制方法及控制分配策略使控制系統(tǒng)具有較快的響應(yīng)速度和控制精度。

直接力控制；推力矢量控制；復(fù)合控制分配策略

0 引言

隨著飛行控制技術(shù)的不斷發(fā)展，推力矢量伺服控制、空氣動(dòng)力伺服控制、直接力伺服控制以及變質(zhì)心伺服控制等控制執(zhí)行技術(shù)在飛行器姿態(tài)控制中得到了廣泛的應(yīng)用，飛行器的機(jī)動(dòng)性得到了較大的提升。其中，推力矢量控制技術(shù)是指通過改變飛行器發(fā)動(dòng)機(jī)/噴管噴流方向來調(diào)節(jié)飛行器姿態(tài)的一種控制技術(shù)，具有不依賴氣動(dòng)力、響應(yīng)速度快等特點(diǎn)，可以起到在稀薄大氣環(huán)境甚至無大氣環(huán)境下補(bǔ)償氣動(dòng)力或者取代氣動(dòng)力的作用。推力矢量控制能夠提供較大控制力，在飛行器存在較大姿態(tài)偏差時(shí)迅速響應(yīng)，對飛行器姿態(tài)進(jìn)行調(diào)節(jié)。在飛行器姿態(tài)控制精度要求較高時(shí)，往往要與其他控制執(zhí)行方式結(jié)合使用，比如推力矢量與空氣動(dòng)力復(fù)合控制、推力矢量與直接力復(fù)合控制等。常用的推力矢量可以分為擺動(dòng)噴管、流體二次噴射以及噴流偏轉(zhuǎn)三類。其中擺動(dòng)類噴管推力矢量具有控制效率高、推力損失較小等優(yōu)點(diǎn)，一般在火箭與彈道導(dǎo)彈上應(yīng)用廣泛。直接力控制技術(shù)是指通過安裝在飛行器上的側(cè)向噴流機(jī)構(gòu)的側(cè)向噴流來調(diào)節(jié)飛行器姿態(tài)的一種控制技術(shù)，同樣具有不依賴氣動(dòng)力，響應(yīng)速度快的特點(diǎn)。此外，直接力噴流提供的側(cè)向推力為恒定推力，具有噴流過程離散化等特點(diǎn)。雖然直接力為恒定值，但可以通過脈寬調(diào)制方式實(shí)現(xiàn)近似連續(xù)的推力。相比推力矢量控制，直接力控制對姿態(tài)的精確控制能力要更強(qiáng)。目前工程上常用的主要有四種產(chǎn)生直接力的方式：連續(xù)側(cè)向噴流、一次側(cè)向噴流、高壓氣瓶冷噴以及發(fā)動(dòng)機(jī)尾氣側(cè)噴控制方式。其中，連續(xù)側(cè)向噴流直接力控制隨著技術(shù)的成熟正逐漸得到廣泛的應(yīng)用，相比一次側(cè)向噴流、連續(xù)側(cè)向噴流技術(shù)可以使一個(gè)側(cè)向噴管多次間斷地噴流，這種噴流技術(shù)使直接力控制方式設(shè)計(jì)更簡單。

本文以某飛行器為研究對象，提出了推力矢量與直接力復(fù)合控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)方案，對復(fù)合控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)方案和策略進(jìn)行了研究。飛行器進(jìn)行機(jī)動(dòng)分為如下幾個(gè)過程：

1)建立機(jī)動(dòng)飛行所需要的姿態(tài)角；

2)在姿態(tài)角基礎(chǔ)上，依靠推力矢量在初始速度垂直方向的分量提供飛行器法向過載，使飛行器完成法向機(jī)動(dòng)。

飛行器的法向機(jī)動(dòng)能力直接取決于推力矢量在速度法向的分量大小，姿態(tài)角越大，飛行器機(jī)動(dòng)能力越強(qiáng)。單獨(dú)依靠推力矢量建立姿態(tài)角過程比較緩慢，為提升姿態(tài)角響應(yīng)速度，使用直接力輔助推力矢量完成姿態(tài)角的建立。

1 飛行器復(fù)合控制系統(tǒng)模型

1.1 推力矢量系統(tǒng)模型

本文選擇的推力矢量伺服控制對象為二元擺動(dòng)噴管，噴管可分別在俯仰與偏航方向擺動(dòng)。推力矢量提供的推力為PTVC，最大擺動(dòng)角速度限制為ωTVC0，最大擺角限制為βTVC0。

現(xiàn)以俯仰通道為控制對象，推力矢量擺動(dòng)角度為β(β<βTVC0)，擺動(dòng)噴口距飛行器質(zhì)心距離為lTVC，可得到推力矢量在機(jī)體坐標(biāo)系上的分量：PX,PY,PZ。

(1)

1.2 直接力系統(tǒng)模型

直接力系統(tǒng)是典型的一階慣性環(huán)節(jié)，直接力控制系統(tǒng)側(cè)噴延遲由時(shí)間常數(shù)T決定，所以建立傳遞函數(shù)如下

(2)

其中，F(xiàn)p為發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)向噴流產(chǎn)生的推力，F(xiàn)為作用于飛行器機(jī)體的推力。

1.3 飛行器復(fù)合控制模型

本文主要研究直接力/推力矢量對飛行器姿態(tài)的復(fù)合控制。根據(jù)文獻(xiàn)[1]，通過對飛行器所受合外力以及力矩等因素的分析，飛行器關(guān)于姿態(tài)的繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程如下：

(3)

式中，Jx1、Jy1、Jz1分別為飛行器對機(jī)體坐標(biāo)系3個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；ωx1、ωy1、ωz1分別為機(jī)體坐標(biāo)系相對地面坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)動(dòng)角速度ω在機(jī)體坐標(biāo)系3個(gè)軸向的分量；Mx1、My1、Mz1分別為作用于飛行器上所有外力對質(zhì)心的力矩在機(jī)體坐標(biāo)系各軸上的分量；?、ψ、γ分別為飛行器的俯仰角、偏航角以及滾轉(zhuǎn)角。

2 直接力與推力矢量控制特性比較

直接力與推力矢量都具有姿態(tài)調(diào)節(jié)能力，但由于工作原理的差異，其對姿態(tài)調(diào)整的能力也有差異。

為更直觀地了解直接力與推力矢量的控制差異，在縱向給定俯仰角指令?c為2°，仿真兩種控制作用下系統(tǒng)的響應(yīng)。為使直接力與推力矢量姿態(tài)調(diào)整仿真效果具有可比性，兩者推力大小滿足PTVC·sinβTVC0≈PRCS，即直接力與推力矢量提供的最大側(cè)向推力相等。以飛行器縱向作為飛行控制通道，分別得到直接力與推力矢量的階躍控制響應(yīng)如圖1～圖4所示。

圖1 直接力作用下飛行器階躍響應(yīng)Fig.1 The aerocraft’s step response of direct force control

圖2 直接力作用下直接力噴流情況Fig.2 The thrust of direct force control

圖3 推力矢量作用下飛行器階躍響應(yīng)Fig.3 The aerocraft’s step response of thrust vector control

圖4 推力矢量作用下推力矢量的側(cè)向推力Fig.4 The lateral thrust of thrust vector control

對比直接力與推力矢量作用下飛行器的響應(yīng)，直接力作用下飛行器的響應(yīng)速度更快，超調(diào)更小。同時(shí)，直接力產(chǎn)生的側(cè)向推力為最大恒值，間斷產(chǎn)生，側(cè)向推力轉(zhuǎn)向迅速，直接力通過脈寬調(diào)制方式實(shí)現(xiàn)了連續(xù)推力的效果；推力矢量產(chǎn)生的側(cè)向推力依靠噴管的連續(xù)擺動(dòng)，擺動(dòng)速度受伺服機(jī)構(gòu)的限制，這導(dǎo)致推力矢量不能像直接力一樣實(shí)現(xiàn)側(cè)向推力方向瞬間的改變，使得推力矢量控制下的飛行器響應(yīng)速度不如直接力作用下的飛行器響應(yīng)速度。

3 復(fù)合控制策略設(shè)計(jì)及仿真

推力矢量依靠姿態(tài)誤差控制飛行器的姿態(tài)。在存在姿態(tài)誤差的初始階段，推力矢量從無擺角位置開始擺動(dòng)，隨著擺角的不斷變化，姿態(tài)角誤差逐漸減??；在擺動(dòng)的初始階段，擺角小，推力矢量產(chǎn)生的側(cè)向推力小，姿態(tài)角誤差減少的速度慢，此時(shí)建立擺角的過程比較消耗時(shí)間。此外，當(dāng)姿態(tài)角誤差變化速率以及角誤差減少到一定程度時(shí)，矢量噴管開始向發(fā)動(dòng)機(jī)軸線方向擺動(dòng)，這個(gè)過程稱為消除擺動(dòng)角速率過程，該過程消耗調(diào)節(jié)時(shí)間。綜合以上分析，利用推力矢量調(diào)節(jié)飛行姿態(tài)的過程中，擺角建立過程以及擺動(dòng)角速率消除過程是消耗調(diào)節(jié)時(shí)間的過程，該過程的控制效率比較低。

相比之下，直接力調(diào)節(jié)姿態(tài)誤差的動(dòng)態(tài)過程中，當(dāng)姿態(tài)誤差大于設(shè)定閾值時(shí)，直接力開啟，產(chǎn)生恒定推力，姿態(tài)誤差逐漸減小；當(dāng)姿態(tài)誤差小于設(shè)定閾值時(shí)，直接力瞬間關(guān)閉，不產(chǎn)生推力。如此反復(fù)地調(diào)節(jié)最終使飛行姿態(tài)誤差減小到允許的誤差范圍內(nèi)。由于直接力瞬間的開啟與關(guān)閉以及開啟時(shí)產(chǎn)生的恒定推力，直接力調(diào)節(jié)速度快于推力矢量。

3.1 直接力/推力矢量復(fù)合控制系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)

直接力/推力矢量復(fù)合控制系統(tǒng)有以下三種方案，通過分析比較選擇對于飛行器直接力/推力矢量復(fù)合控制系統(tǒng)比較適合的方案。

(1)直接力前饋-推力矢量反饋復(fù)合控制系統(tǒng)

前饋控制不影響系統(tǒng)的穩(wěn)定性，使系統(tǒng)參數(shù)整定過程變得簡單。采用直接力作為前饋控制，復(fù)合控制系統(tǒng)具有較強(qiáng)的響應(yīng)能力。但該方案無法完全發(fā)揮直接力系統(tǒng)的優(yōu)秀控制特點(diǎn)。

(2)直接力反饋-推力矢量前饋復(fù)合控制系統(tǒng)

該方案僅僅靠直接力控制回路對姿態(tài)進(jìn)行控制，推力矢量控制只是提高響應(yīng)的快速性，這樣勢必增加飛行器燃料質(zhì)量在整個(gè)飛行器設(shè)計(jì)中的比重，不夠經(jīng)濟(jì)，甚至帶來一系列總體設(shè)計(jì)問題，所以該方案是有缺陷的。

(3)直接力反饋-推力矢量反饋復(fù)合控制系統(tǒng)

該方案將直接力和推力矢量通過合適的控制方案能更好地發(fā)揮出直接力控制系統(tǒng)的優(yōu)良的控制特點(diǎn)，比直接力前饋-推力矢量反饋控制有更好的響應(yīng)能力。

3.2 直接力/推力矢量復(fù)合控制分配策略設(shè)計(jì)

復(fù)合控制分配策略的設(shè)計(jì)原則是在滿足姿態(tài)跟蹤速度情況下，盡量減少直接力的使用，以免過多的燃料消耗。

當(dāng)姿態(tài)誤差較小時(shí)，優(yōu)先使用推力矢量完成飛行器姿態(tài)誤差修正；當(dāng)姿態(tài)誤差超過一定數(shù)值后，單獨(dú)的推力矢量控制已經(jīng)無法滿足機(jī)動(dòng)響應(yīng)速度的要求，這時(shí)開啟直接力輔助推力矢量，提升飛行器的姿態(tài)響應(yīng)速度。

3.3 直接力/推力矢量復(fù)合控制系統(tǒng)仿真

直接力/推力矢量復(fù)合控制系統(tǒng)控制結(jié)構(gòu)圖如圖5所示。

圖5 飛行器縱向復(fù)合控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.5 Block diagram of vertical compound control

復(fù)合控制回路根據(jù)俯仰角誤差產(chǎn)生虛擬控制指令u，經(jīng)由復(fù)合控制分配模塊產(chǎn)生直接力控制指令uR與推力矢量控制指令uT,分別輸入直接力控制系統(tǒng)和推力矢量控制系統(tǒng)產(chǎn)生響應(yīng)的控制力，控制飛行器姿態(tài)的調(diào)整。其中，復(fù)合控制分配模塊只是對虛擬控制量u進(jìn)行分配，不改變其大小，有如下關(guān)系

u=uR+uT

(4)

其中，直接力控制指令uR與推力矢量控制指令uT與俯仰角誤差Δ?有關(guān)，即：

(5)

對設(shè)計(jì)的分配策略進(jìn)行仿真分析。給定俯仰角?c=20°,設(shè)計(jì)的復(fù)合分配比y1(Δ?)=0.5，y2(Δ?)=0.5。

圖6所示為復(fù)合控制與單推力矢量在給定俯仰角下的控制效果圖。

圖6 復(fù)合控制與推力矢量控制下俯仰角響應(yīng)Fig.6 The pitch angle response of compound control and thrust vector control

從圖6中可以看出，復(fù)合控制下飛行器對給定信號(hào)的跟蹤能力明顯強(qiáng)于推力矢量控制下的飛行器對給定姿態(tài)信號(hào)的追蹤能力。復(fù)合控制后系統(tǒng)的調(diào)節(jié)時(shí)間減小將近0.5s，超調(diào)減弱。

圖7所示為復(fù)合控制下直接力與推力矢量產(chǎn)生的推力。

圖7 復(fù)合控制下直接力與推力矢量推力情況Fig.7 The thrust of compound control and thrust vector control

從圖7中可以看出，控制初始階段，推力矢量由于剛開始擺動(dòng)，擺角較小，推力矢量在側(cè)向分力?。淮藭r(shí)開啟直接力彌補(bǔ)該階段推力矢量的不足。當(dāng)推力正向作用一段時(shí)間后，飛行器在姿態(tài)方向的角速度達(dá)到一定值，此時(shí)推力矢量轉(zhuǎn)向反噴，減小角速度，防止角速度過大引起響應(yīng)的超調(diào)；由于推力矢量擺動(dòng)過程是連續(xù)的，其所提供的側(cè)向推力方向不能瞬間改變，此時(shí)直接力反噴，減弱飛行器角速度的變化，減弱系統(tǒng)響應(yīng)的超調(diào)。綜合以上，復(fù)合控制系統(tǒng)在直接力與推力矢量相互輔助作用下，完成對給定信號(hào)的追蹤，提升飛行器對指令信號(hào)的響應(yīng)能力。

4 結(jié)束語

本文針對直接力與推力矢量對某飛行器姿態(tài)控制的復(fù)合控制問題，建立了飛行器復(fù)合控制系統(tǒng)的模型，仿真對比了直接力與推力矢量兩種控制方案的特性，在此特性的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了直接力/推力矢量復(fù)合控制構(gòu)型及復(fù)合控制分配策略。經(jīng)仿真驗(yàn)證表明，復(fù)合控制分配策略具有良好的控制性能。

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ResearshontheCompoundControlofDirectForceandThrustVector

DINGWei-tao,XIAOChong,HUANGYu-ping

(BeijingResearchInstituteofMechatronicsandControls,Beijing100076,China)

With the development of flight vehicle control technology, executing control technology like direct force control and thrust vector control is widely used in the field of the aircraft control.Both direct force control and thrust vector control have high efficiency and precision in attitude control of flight vehicle.Direct force control enjoys higher response speed than thrust vector control but consumes much more fuel for long time use.Based on the characteristics of direct force control and thrust vector control, a the compound control strategy is designed.The dynamic modeling and kinematic modeling of an aircraft have been carried out, and the direct force and thrust vector models have been built.and it designed the compound control allocation strategy.According to the simulation, flight control systems with compound control method and allocation strategies enjoys higher response speed and control precision.

Direct force control;Thrust vector control;Compound control allocation strategy

2017-05-06；

：2017-08-08

：國家863計(jì)劃資助項(xiàng)目：2015AA7060120

：丁偉濤(1979-),男，碩士研究生，主要從事航天伺服控制技術(shù)方面的研究。E-mail：wtding@sohu.com

10.19306/j.cnki.2095-8110.2017.05.004

U666.12

：A

：2095-8110(2017)05-0027-05