飛翼布局矢量推力無(wú)人機(jī)容錯(cuò)控制研究

陳卓英, 陳懷民, 王永康

(1.西北工業(yè)大學(xué) 航海學(xué)院, 陜西 西安 710072;2.西北工業(yè)大學(xué) 無(wú)人機(jī)特種技術(shù)國(guó)防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 陜西 西安 710072)

飛翼布局矢量推力無(wú)人機(jī)去除了機(jī)體外部平尾、垂尾等突起部件,具有隱身性好、航程遠(yuǎn)等特點(diǎn),同時(shí)也具備不輸于常規(guī)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)能力。該機(jī)由多組氣動(dòng)舵面通過(guò)差動(dòng)偏轉(zhuǎn)為機(jī)體提供所需的控制力與力矩。多執(zhí)行機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)賦予了系統(tǒng)較高冗余配置，同時(shí)也增加了舵面故障的概率。在面臨突發(fā)舵面故障情況時(shí),如何通過(guò)容錯(cuò)控制來(lái)保證飛機(jī)安全飛行,是本文的研究重點(diǎn)。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者在無(wú)人機(jī)舵面故障的容錯(cuò)控制領(lǐng)域已獲得了不少研究成果,針對(duì)固定翼無(wú)人機(jī)舵面故障容錯(cuò)控制,文獻(xiàn)[1]分析了單側(cè)副翼卡死后,故障飛機(jī)的受力情況;建立側(cè)向故障運(yùn)動(dòng)方程組,通過(guò)力矩平衡關(guān)系,利用方向舵和旁側(cè)副翼提供額外控制力矩補(bǔ)償飛機(jī)姿態(tài),扼制故障飛機(jī)進(jìn)入荷蘭滾模態(tài)。考慮到飛行容錯(cuò)控制對(duì)實(shí)時(shí)性有較高的需求,文獻(xiàn)[2]提出一種基于滑?？刂频亩婷婀收显诰€容錯(cuò)方案,按執(zhí)行機(jī)構(gòu)的有效性級(jí)別將控制指令重新分配給剩余有效舵面。文獻(xiàn)[3]針對(duì)飛機(jī)在復(fù)雜干擾環(huán)境下的舵面故障問(wèn)題,提出了一種基于級(jí)聯(lián)滑模觀測(cè)干擾解耦的故障重構(gòu)策略。文獻(xiàn)[4]在文獻(xiàn)[1]的基礎(chǔ)上,提出了一種利用側(cè)滑角來(lái)配平不對(duì)稱滾轉(zhuǎn)力矩的方法,通過(guò)犧牲飛機(jī)姿態(tài)來(lái)?yè)Q取額外的平衡力矩。然而,側(cè)滑傳感器本身為易損件,導(dǎo)致該方法的系統(tǒng)穩(wěn)定性不足。文獻(xiàn)[5]提出了一種不依賴側(cè)滑角反饋的單側(cè)副翼卡死開(kāi)環(huán)容錯(cuò)控制方法,基于經(jīng)典PID結(jié)構(gòu)和遺傳算法生成側(cè)滑指令,并利用洗出網(wǎng)絡(luò)替代偏差量,使無(wú)人機(jī)遭遇副翼卡死故障時(shí)能快速穩(wěn)定,恢復(fù)操縱性。文獻(xiàn)[6]考慮到小型無(wú)人機(jī)單余度設(shè)計(jì)帶來(lái)容錯(cuò)能力不足的缺陷,采用冗余解析手法分析舵面故障帶來(lái)的氣動(dòng)特性跳變,并離線重構(gòu)舵面控制律以恢復(fù)飛機(jī)穩(wěn)定能力。文獻(xiàn)[7]針對(duì)雙發(fā)動(dòng)機(jī)固定翼飛行器舵面故障,提出了一種狀態(tài)依賴制導(dǎo)律,在外環(huán)制導(dǎo)回路和內(nèi)環(huán)姿態(tài)回路之間建立反饋,確保在姿態(tài)指令超過(guò)閾值時(shí)對(duì)飛行器加速度指令進(jìn)行修正,并完成了飛機(jī)執(zhí)行機(jī)構(gòu)嚴(yán)重?fù)p毀時(shí)的著陸仿真。

飛翼無(wú)人機(jī)氣動(dòng)焦點(diǎn)接近重心,使其縱向接近中立穩(wěn)定;航向通道也由于沒(méi)有垂尾提供航向阻尼力矩而靜不穩(wěn)定,給控制律設(shè)計(jì)帶來(lái)了一定挑戰(zhàn);相較于固定翼無(wú)人機(jī)而言,其故障后的再穩(wěn)定也更加困難。

文獻(xiàn)[8]針對(duì)飛翼無(wú)人機(jī)舵面卡死故障,提出了一種基于二次規(guī)劃的控制分配方法,完成剩余舵面的重分配,并設(shè)計(jì)了分層滑?？刂撇呗詰?yīng)對(duì)不同故障干擾下的氣動(dòng)參數(shù)攝動(dòng),實(shí)現(xiàn)對(duì)不同類(lèi)型故障的魯棒容錯(cuò)控制。文獻(xiàn)[9]設(shè)計(jì)了一種自適應(yīng)容錯(cuò)控制器,利用飛翼無(wú)人機(jī)多組舵面的高冗余特性,對(duì)剩余可用舵面進(jìn)行控制重構(gòu),補(bǔ)償故障舵面的舵效損失。為了解決含非線性約束的多操縱面飛機(jī)舵面故障帶來(lái)的安全隱患,文獻(xiàn)[10]提出一種基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)補(bǔ)償?shù)淖赃m應(yīng)滑模容錯(cuò)控制器,利用加權(quán)偽逆法實(shí)現(xiàn)故障后的氣動(dòng)舵面分配,并設(shè)計(jì)自適應(yīng)項(xiàng)補(bǔ)償舵面非線性。

上述分析表明,國(guó)內(nèi)外學(xué)者在無(wú)人機(jī)舵面故障容錯(cuò)控制方面的研究主要集中在固定翼機(jī)型,對(duì)多操縱舵面的飛翼機(jī)關(guān)注較少;現(xiàn)有的飛翼無(wú)人機(jī)容錯(cuò)控制方法,一般通過(guò)剩余有效舵面的重分配來(lái)穩(wěn)定飛機(jī),此種方法極大限制了可用舵面裕度,壓縮了系統(tǒng)控制冗余,降低了飛機(jī)的可操縱性,此時(shí)飛機(jī)不再具備繼續(xù)遂行任務(wù)的能力。

本文針對(duì)飛翼布局無(wú)人機(jī)氣動(dòng)舵面損傷故障,從“氣動(dòng)舵面為主,矢量推力為輔”的思路出發(fā),通過(guò)串接鏈的控制分配方法,利用矢量推力部分或完全替代受損氣動(dòng)舵面,使飛翼布局無(wú)人機(jī)在突發(fā)舵面損傷故障情況下具備穩(wěn)定飛行的能力。

1 矢量推力發(fā)動(dòng)機(jī)模型

某型飛翼無(wú)人機(jī)采用單發(fā)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī),發(fā)動(dòng)機(jī)中心軸線與機(jī)體縱軸線重合,采用二元矢量偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)來(lái)實(shí)現(xiàn)矢量推力,偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)的機(jī)械約束在±25°;縱向推力偏轉(zhuǎn)傾角用δz表示,側(cè)向的推力偏轉(zhuǎn)傾角用δc表示。定義縱向傾角下偏為正,側(cè)向傾角左偏為正。由此將推力投影在機(jī)體軸三軸坐標(biāo)系上。

圖1中,Tx,Ty,Tz分別是發(fā)動(dòng)機(jī)推力作用在機(jī)體三軸系上的分量。從圖1可知推力分量與矢量機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)角關(guān)系如下

(1)

圖1 矢量推力解析圖

定義發(fā)動(dòng)機(jī)推力線到剛體質(zhì)心的距離為L(zhǎng),則可知由矢量機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的附加力矩在滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航通道上的分量為

(2)

由于發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝軸線過(guò)機(jī)體縱軸,所以產(chǎn)生的附加滾轉(zhuǎn)力矩為0。

2 氣動(dòng)舵面故障診斷

2.1 故障類(lèi)型分析

無(wú)人機(jī)常見(jiàn)氣動(dòng)舵面故障可劃分為完全失效和部分失效2類(lèi)。

1) 完全失效,指舵面不響應(yīng)控制指令,包括舵面卡死和漂浮。

2) 部分失效,執(zhí)行機(jī)構(gòu)能響應(yīng)控制指令,但無(wú)法達(dá)到預(yù)期值,表現(xiàn)為舵面控制通道的增益損失,這種故障往往不易被發(fā)現(xiàn)[6]。

2.2 氣動(dòng)舵面故障診斷模型建立

1) 基準(zhǔn)模型

提取飛行包線內(nèi)的典型狀態(tài)點(diǎn)配平作為小擾動(dòng)線性化的基準(zhǔn)狀態(tài)。建立基于橫縱向小擾動(dòng)方程的無(wú)人機(jī)基準(zhǔn)模型。縱向基準(zhǔn)模型如(3)式所示

(3)

橫向基準(zhǔn)模型如(4)式所示

(4)

式中：v為飛行速度；α,β分別為迎角與側(cè)滑角;θ,φ用于描述無(wú)人機(jī)的俯仰、滾轉(zhuǎn)角。q,p,r分別代表俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航角速率。系統(tǒng)控制輸入向量u=[δe,δa,δr,δt]。

2) 舵面損傷故障模型

本文主要考慮舵面損傷后的故障重構(gòu),舵面卡死、漂浮等執(zhí)行機(jī)構(gòu)完全失效的情況不在研究范圍之內(nèi)。假設(shè)舵面損傷程度為k,依據(jù)橫縱向基準(zhǔn)模型可得到無(wú)人機(jī)舵面損傷故障模型。

升降舵故障模型如(5)式所示

(5)

方向舵故障模型如(6)式所示

(6)

3) 舵面損傷故障診斷模型

執(zhí)行機(jī)構(gòu)損傷后仍能部分響應(yīng)控制指令,帶來(lái)了故障被忽視的風(fēng)險(xiǎn),故本文采用全連接神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來(lái)估計(jì)故障的損傷程度。

損傷程度k的取值范圍在0～100%,設(shè)計(jì)雙循環(huán)函數(shù)f=(k,X),外循環(huán)以10%為間隔單位標(biāo)定損傷程度的人工標(biāo)簽k=[k1,k2,ki,…,k10],內(nèi)循環(huán)將ki(i依次取1～10)帶入故障模型,遍歷飛行包線內(nèi)的100個(gè)典型狀態(tài)點(diǎn)X得到故障飛機(jī)輸出。以基準(zhǔn)模型為參考計(jì)算輸出誤差,得到以損傷程度為標(biāo)簽的輸出誤差數(shù)據(jù)集S。

搭建全連接神經(jīng)網(wǎng)絡(luò),選取Sigmod激活函數(shù)表征輸入輸出間的非線性映射關(guān)系同時(shí)完成數(shù)據(jù)歸一化。由于數(shù)據(jù)集是一個(gè)1 000行的1維列向量,且預(yù)測(cè)輸出為k1～k10(對(duì)應(yīng)10%～100%損傷),故設(shè)計(jì)全連接網(wǎng)絡(luò)輸入、隱藏層(h1,h2)與輸出層的神經(jīng)元個(gè)數(shù)分別為1,50,50,10。

以樣本標(biāo)簽ytrue=ki為樣本真實(shí)損傷程度,神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)輸出ypred為預(yù)測(cè)損傷程度,定義二者均方差為損失函數(shù)L=MSE(ytrue-ypred),用符合標(biāo)準(zhǔn)正太分布的隨機(jī)數(shù)作為網(wǎng)絡(luò)權(quán)重參數(shù)與偏置項(xiàng)初始值,通過(guò)反向傳播確定參數(shù)的優(yōu)化方向,結(jié)合隨機(jī)梯度下降對(duì)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行更新。通過(guò)隨機(jī)小批次采樣來(lái)挑選數(shù)據(jù)集中的訓(xùn)練樣本,迭代1 000次后,損失函數(shù)曲線如圖2所示。

圖2 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)損失函數(shù)訓(xùn)練曲線

通過(guò)故障模型得到數(shù)據(jù)樣本離線訓(xùn)練神經(jīng)網(wǎng)絡(luò),用于對(duì)舵面損傷程度的在線估計(jì),經(jīng)過(guò)1 000次迭代訓(xùn)練后的網(wǎng)絡(luò)模型有著良好的預(yù)測(cè)效果,準(zhǔn)確率為98.6%,預(yù)測(cè)時(shí)間<0.3 s。此時(shí)當(dāng)飛機(jī)遭遇升降或方向舵面不確定損傷時(shí),故障診斷模型能快速估計(jì)出損傷程度。舵面損傷診斷流程如圖3所示。

圖3 舵面損傷估計(jì)流程

針對(duì)不同ki,通過(guò)離線設(shè)計(jì)相應(yīng)控制器,結(jié)合基于Stateflow的滑?？刂品椒?能有效應(yīng)對(duì)舵面任意損傷程度下的容錯(cuò)控制。在標(biāo)定損傷程度時(shí),發(fā)現(xiàn)當(dāng)ki<50%(i<5),飛機(jī)仍能通過(guò)調(diào)度剩余舵面裕量來(lái)保持穩(wěn)定性。故本文重點(diǎn)考慮ki≥50%時(shí),舵面大范圍損傷下的容錯(cuò)控制方法。

3 矢量推力容錯(cuò)控制分配方法

為實(shí)現(xiàn)舵面大范圍損傷下的無(wú)人機(jī)穩(wěn)定飛行,本文提出了一種氣動(dòng)舵面與矢量推力結(jié)合的容錯(cuò)控制方法。

3.1 氣動(dòng)舵面分配

矢量推力飛翼布局無(wú)人機(jī)采用多舵面組合偏轉(zhuǎn)的方式產(chǎn)生所需的氣動(dòng)力矩來(lái)代替垂尾和平尾。翼身左右各分布4組8個(gè)操縱舵面;左右對(duì)稱由內(nèi)到外分別是δ1為升降舵;δ2為升降副翼,既可左右兩側(cè)反偏,控制飛機(jī)橫航向通道的運(yùn)動(dòng),也可兩側(cè)同偏產(chǎn)生附加的俯仰力矩,增加俯仰通道的控制效率;δ3、δ4構(gòu)成差動(dòng)式阻力方向舵;方向舵單側(cè)偏轉(zhuǎn),根據(jù)偏轉(zhuǎn)角度的不同組合,使δ3與δ4的合力矩只產(chǎn)生偏航力矩,用于對(duì)航向的增穩(wěn)控制。單個(gè)舵面的極性下偏為正。無(wú)人機(jī)氣動(dòng)舵面布局如圖4所示。

圖4 飛翼無(wú)人機(jī)氣動(dòng)舵面布局

虛擬舵面指令到實(shí)際各操縱機(jī)構(gòu)的映射分配關(guān)系如下

(7)

3.2 矢量推力控制分配

由于矢量偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)具有較大慣性環(huán)節(jié),響應(yīng)速率較慢,且矢量偏轉(zhuǎn)會(huì)造成機(jī)體縱軸推力分量的損失,考慮到矢量推力的使用限制問(wèn)題,在氣動(dòng)舵效滿足控制指令時(shí),優(yōu)先使用氣動(dòng)舵面,當(dāng)氣動(dòng)舵面滿偏依舊無(wú)法跟蹤指令時(shí),引入矢量推力為飛機(jī)提供額外控制力矩。

將所需的操縱舵面控制指令δ分成2組,δ=[δaero,δthr],飛翼無(wú)人機(jī)所需的虛擬控制量為γ,與控制指令向量對(duì)應(yīng)的控制效率向量l=[laero,lthr],從而將控制分配問(wèn)題轉(zhuǎn)化為解決分段線性函數(shù)(8)式的數(shù)學(xué)問(wèn)題。

δaerolaero+δthrlthr=γ

(8)

式中：δaero為氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角度；δthr為矢量偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)角度;laero,lthr分別為對(duì)應(yīng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的控制效率。控制量分配優(yōu)先級(jí)從δaero到δthr遞減,首先使用氣動(dòng)舵面來(lái)生成虛擬控制量δaerolaero=γ1,如果γ1=γ則分配結(jié)束;δaero=γ1/laero,如果γ1<γ則引入矢量推力偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)δthr。

當(dāng)氣動(dòng)舵面完好時(shí),配平舵偏遠(yuǎn)小于執(zhí)行機(jī)構(gòu)約束,此時(shí)舵面裕量充分,滿足δaerolaero=γ1=γ,分配結(jié)束。舵面損傷時(shí),控制效率變?yōu)閘aerof,此時(shí)產(chǎn)生的控制量無(wú)法達(dá)到無(wú)人機(jī)所需,即δaerolaerof=γ1f<γ,故需引入矢量推力,其控制指令為γ2=γ-γ1f,進(jìn)而可通過(guò)控制指令解算出矢量噴管偏轉(zhuǎn)角δthr=γ2/lthr。矢量推力控制分配如圖5所示。

圖5 矢量推力控制分配模型

4 實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)與仿真結(jié)果分析

本節(jié)依據(jù)第3節(jié)提出的容錯(cuò)控制方法,分別針對(duì)升降舵、方向舵進(jìn)行了舵面大范圍損傷下的仿真驗(yàn)證。

4.1 升降舵面容錯(cuò)控制

氣動(dòng)舵面控制器

(9)

設(shè)計(jì)針對(duì)不同ki(i≥5)的縱向矢量機(jī)構(gòu)通用PID控制器(參數(shù)隨ki/k5的變化浮動(dòng))

(10)

以升降舵效損傷50%(ki=k5)為例,給定初始高度500 m,速度45 m/s,配平俯仰角2°;給定5°俯仰角指令進(jìn)行定俯仰角爬升,驗(yàn)證故障重構(gòu)策略對(duì)突發(fā)升降舵損傷是否有效。

仿真結(jié)果如圖6所示。

圖6 縱向矢量推力容錯(cuò)控制

由仿真結(jié)果可知,飛翼無(wú)人機(jī)執(zhí)行定俯仰角爬升任務(wù)時(shí),突發(fā)升降舵面損傷后,在18 s附近升降舵面滿偏,此時(shí)如果沒(méi)有容錯(cuò)控制,俯仰角進(jìn)一步增大并偏離指令,最終導(dǎo)致無(wú)人機(jī)姿態(tài)發(fā)散。當(dāng)引入矢量推力容錯(cuò)控制后,升降舵面滿偏后判定此時(shí)氣動(dòng)舵控制指令無(wú)法滿足飛機(jī)所需的控制量,矢量推力控制指令接入,飛機(jī)姿態(tài)得以重新穩(wěn)定在指令值,并且有效釋放氣動(dòng)舵面的操縱裕度,證明本設(shè)計(jì)正確,此時(shí)矢量推力起輔助氣動(dòng)舵面作用,部分替代升降舵職能。

4.2 方向舵面容錯(cuò)控制

飛翼無(wú)人機(jī)具有航向靜不穩(wěn)定性,通過(guò)將側(cè)滑角與偏航角速率反饋到方向通道進(jìn)行增穩(wěn);當(dāng)方向舵損傷時(shí),令剩余方向舵效僅用于增穩(wěn),由推力轉(zhuǎn)向機(jī)構(gòu)負(fù)責(zé)控制航向。

氣動(dòng)舵面控制器

(11)

設(shè)計(jì)針對(duì)不同ki(i≥5)的航向矢量偏轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)通用控制器

(12)

以方向舵效損傷50%(ki=k5)為例,高度500 m,速度45 m/s,初始航向角0°的巡航狀態(tài)下,給定航向角指令10°進(jìn)行航向糾偏。

仿真結(jié)果如圖7～9所示。圖7為操縱機(jī)構(gòu)偏轉(zhuǎn)情況,圖8和圖9分別為常規(guī)控制和矢量推力容錯(cuò)控制下的無(wú)人機(jī)橫側(cè)向狀態(tài)量描述曲線。

圖7 操縱舵面偏轉(zhuǎn)情況

從圖7a)可知,方向舵損傷1.5 s左右,氣動(dòng)舵面(δ3,δ4為差動(dòng)式阻力方向舵)滿偏,此時(shí)判定氣動(dòng)舵效不足以滿足無(wú)人機(jī)控制量,引入矢量推力控制策略;矢量噴管迅速右偏(左偏為正),為飛機(jī)提供轉(zhuǎn)向力矩,有效釋放了舵面裕度(舵偏11°左右)。此時(shí)氣動(dòng)舵面擁有9°左右的控制裕量,無(wú)人機(jī)操縱性得以恢復(fù)。

圖8 方向舵損傷后常規(guī)控制

對(duì)比圖8～9可知,氣動(dòng)舵面在1.5 s時(shí)達(dá)到滿偏,此時(shí)若采用常規(guī)控制,側(cè)滑角將在1 s后超過(guò)60°,姿態(tài)發(fā)散。當(dāng)接入矢量推力容錯(cuò)控制時(shí),方向角快速響應(yīng)指令,并最終收斂到穩(wěn)定值;同時(shí)航向通道能有效消除飛機(jī)側(cè)滑(最終收斂到0.5°),證明設(shè)計(jì)正確。此時(shí)氣動(dòng)舵面僅用于增穩(wěn),矢量推力完全替代方向舵職能。

圖9 方向舵損傷后矢量推力容錯(cuò)控制

5 結(jié) 論

本文設(shè)計(jì)基于全連接網(wǎng)絡(luò)的故障診斷模型來(lái)評(píng)估舵面受損情況,并引入矢量推力容錯(cuò)控制策略解決舵面大范圍損傷下的力矩失衡問(wèn)題。利用矢量推力產(chǎn)生額外控制力矩,部分或完全替代受損氣動(dòng)舵面;分別完成了升降、方向舵面受損后的容錯(cuò)控制仿真;結(jié)果表明,飛機(jī)在應(yīng)用容錯(cuò)控制策略后,能有效釋放舵面裕度,恢復(fù)操縱性。