V/STOL飛機建模與仿真分析

范 勇，朱紀洪，孟憲宇，劉 凱，楊喜立

(1.清華大學計算機科學與技術系，北京 100084;2.海軍裝備研究院，北京 100161)

V/STOL飛機建模與仿真分析

范 勇1，朱紀洪1，孟憲宇1，劉 凱1，楊喜立2

(1.清華大學計算機科學與技術系，北京 100084;2.海軍裝備研究院，北京 100161)

以原理驗證機為背景，建立了無尾布局垂直/短距起降飛行器的數學模型，并通過智能自適應方法對其進行了閉環飛行控制，控制量通過控制分配合理的協調各操縱面，最后在MATLAB7.0/Simulink環境下通過數值仿真進行了驗證。結果顯示，該平臺具備垂直/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);動力學建模;飛行控制

1 前言

與常規戰斗機不同，垂直/短距起降戰斗機不僅具有常規的氣動升力面和控制面，而且采用大角度推力矢量加上各種形式的輔助升力裝置(如升力風扇、升力噴管、引射器等)來提供垂直或短距起降時的直接升力，同時在懸停和低速飛行時，必須依靠反作用力系統(reaction control system，RCS)控制飛機姿態。如何準確地分析低速情況下、受噴射氣流誘導作用和地面效應影響的非線性氣動力，并在此基礎上建立較為精確的動力學模型，通過氣動舵面、發動機推力矢量、升力風扇和RCS等多個執行機構的綜合協調實現穩定、優越的控制性能，是實現V/STOL飛機飛行控制的關鍵［1，2］。

本文針對系統動力學建模、協調綜合飛行控制等關鍵問題，研究無尾布局V/STOL平臺總體方案、氣動布局特性分析、飛行器動力學及協調綜合飛行控制律設計等機理和關鍵技術:介紹了原理驗證機的總體配置，在此基礎上建立面向控制的數學模型;通過智能自適應方法進行異構多操縱面協調綜合飛行控制，控制量通過控制分配合理的協調各操縱面，最后在MATLAB7.0/Simulink環境下通過仿真進行了驗證。

2 平臺動力學特性與建模

2.1 平臺控制系統配置

飛機氣動布局采用無尾鴨翼式布局，氣動舵面包括升降副翼和分裂式阻力方向舵，如圖1所示，在機翼內側安裝升降副翼，在機翼外側安裝阻力方向舵。升降副翼偏轉范圍是－30°～45°，分裂式方向舵上下偏轉行程均為0°～60°。

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

如圖2所示，動力裝置包括飛機后部靠近重心位置的渦噴發動機和安裝在飛機前端的升力風扇。渦噴發動機本身可向下偏轉90°，為飛機提供升力和巡航推力。另外在兩側機翼接近翼端處各安裝一個小型電動涵道風扇，為飛機提供滾轉控制力矩。

在常規飛行階段，飛機的控制力來自于氣動舵面，其中升降副翼提供俯仰控制力矩，而阻力方向舵提供滾轉和偏航控制力矩。在懸停階段，飛機控制力來自于推進系統，由升力風扇升力、渦噴發動機推力和渦噴發動機推力偏轉角提供俯仰控制力矩，由兩側電涵道風扇提供滾轉控制力矩。在過渡飛行階段，由氣動舵面和推進系統混合提供控制力，這也是垂直/短距起降飛機控制系統設計最為復雜的飛行階段［3～5］。

圖2 無尾垂直起降飛機動力裝置布局Fig.2 Engine layout of V/STOL aircraft prototype

2.2 六自由度動力學模型

飛機飛行狀態千變萬化，尤其在做機動飛行任務時，整個系統為一個時變的、非線性、強耦合系統。飛機運動可用六自由度非線性剛體動力學描述，在機體坐標系中可以表示成以下12個狀態方程(采用國際標準坐標軸系)。

(u，v，w)是三軸線速度(飛機速度在機體坐標系中的三軸分量);(p，q，r)是三軸角速度;(φ，θ，ψ)是姿態角;(xN，yE，hD)是慣性系(地面坐標系)中的飛機位置;(uE，vE，wE)是飛機速度在慣性系(地面坐標系)中的三軸分量;(ax，ay，az)是飛機除重力外所受的合力(包括氣動力和發動機推力、風扇升力等)產生的加速度;(Fx，Fy，Fz)是飛機除重力外所受的合力(包括氣動力和發動機推力、風扇升力等);(L，M，N)是飛機所受的合力矩;(Ix，Iy，Iz，Ixz)是飛機的轉動慣量。

設在機體軸中發動機、升力風扇及涵道風扇提供的升推力為[Tx，Ty，Tz]T，氣動力為[Ax，Ay，Az]T，則[Fx，Fy，Fz]T的計算公式為:

設在機體軸中發動機、升力風扇及涵道風扇產生的力矩為[LT，MT，NT]T，氣動力矩為[LA，MA，NA]T，則飛機所受合力矩 [L，M，N]T計算公式為:

3 平臺飛行控制設計

3.1 概述

無尾垂直起降飛行平臺在不同的飛行階段，飛行參數變化巨大，飛行特性也有著極大不同。例如，在常規飛行階段飛機的速度與普通殲擊機相同，而在懸停階段飛機的速度則接近于零;在過渡飛行階段飛機的控制來源是包括氣動舵面和推進系統的混合控制［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，因而需要針對各飛行階段設計不同的控制策略，針對不同的控制目標進行控制(見表1)。

表1 飛行控制模式Table 1 Flight control mode

對應無尾垂直起降飛行平臺各個差異極大的飛行階段，相應地也需要設計不同的控制模式，而在不同控制模式下控制律也有所差異，需要針對不同控制模式設計控制律，然后將其綜合為一個總控制律，并實現不同控制模式間的平滑過渡。

各個控制模式的控制律雖然有所差異，但其基本結構是相同的，如圖3所示。圖3中，線性控制器模塊的輸出即為期望閉環動態特性v，飛機和發動機模型模塊的輸出為非線性輸出動態b(x)，控制分配和限制模塊代表控制分配矩陣A(x)，但在實際的應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映射的關系。

3.2 綜合飛行/推進控制分配算法研究

V/STOL飛機必須融合多種控制手段，在研究先進綜合飛行控制系統時應綜合考慮各種先進的氣動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調控制問題［9，10］。飛機主要通過飛行狀態的變化影響推進子系統的工作，如馬赫數Ma、高度H、迎角α、側滑角β等均對進氣道的進氣流量有直接影響，進而影響推進系統產生的推力;推進子系統對飛機的耦合作用主要是通過推力變化引起作用在飛機上的力和力矩不平衡，從而使飛機姿態發生變化。綜合飛行/推進系統的結構如圖4所示。

圖3 非線性動態逆控制結構Fig.3 Nonlinear dynamic inverse controller

圖4 綜合飛行/推進系統結構Fig.4 Flight/propulsion controller

無尾垂直起降飛行平臺最為復雜的控制階段是過渡階段，此時控制機構方面存在氣動舵面控制力和推進系統控制的冗余。過渡階段的控制分配問題，通過利用各控制機構的控制效率來解決，在滾轉、俯仰和偏航通道控制律產生的力矩指令，根據各控制機構所能產生的最大控制力按比例進行分配，這一控制分配算法可以表示為

式(4)中，下標i表示單個控制機構。

對懸停階段飛行控制進行了仿真驗證，各通道的響應如圖5、圖6所示。

圖5 懸停段俯仰姿態指令響應Fig.5 Pitch commander response of hover phase

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

3.3 神經網絡自適應輸出反饋飛行控制

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

則有誤差動態

完整的誤差動態為

設計線性控制器vdc使得是Hurwitz矩陣，則對于正定矩陣Q，如下Lyapunov方程存在唯一正定對稱解

3.3.2 線性觀測器

假設控制信號的自適應單元能夠補償建模誤差，則建立如下線性觀測器

其中設計增益矩陣K使得ˉA－KˉC漸進穩定，一般使得觀測器動態比誤差動態速度快5倍。使得

則觀測誤差動態為

3.3.3 數值仿真結果

圖7對V/STOL飛機的過渡飛行過程進行控制仿真。在這一過程中，飛機由懸停狀態逐步加速到60 m/s，同時俯仰姿態也進行相應的調整。在過渡過程中，V/STOL飛機保持誤差在2 m范圍內的平直飛狀態。當過渡飛行過程結束，過渡到普通巡航飛行狀態時，飛機的升力風扇的推力減小到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，由于速度較小。姿態控制主要通過推力矢量和升力風扇等實現，當速度逐步加大時，氣動舵面的控制作用逐步增加，并最終過渡到姿態主要由氣動舵面控制。

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

5 結語

為了跟蹤21世紀國際航空高新技術的發展，推進我國航空技術的持續發展，進行V/STOL綜合飛行/推力矢量控制技術的應用基礎研究十分必要。通過機理分析和CFD計算對原理驗證機的動力學和數學模型進行了研究，建立了平臺的非線性六自由度全量運動方程。討論了非常規無尾氣動布局下多氣動面冗余配置及與推力矢量協同作用控制飛機軌跡和姿態的空氣動力學特性及它們的數值計算模型。并通過智能自適應方法對其進行控制，控制量通過控制分配合理的協調各操縱面，最后在MATLAB7.0/Simulink環境下通過數字仿真進行了驗證。仿真結果表明通過所設計的智能自適應控制方案和控制分配方法，對該模型機的控制效果良好。

致謝

該文章得到了國家高科技計劃863－809專家組的指導和支持(2008AAJ114，2008AAJ201)，在研究過程中，還得到了“清華大學－沈陽飛機設計研究所聯合研究中心”和“智能系統與技術國家重點實驗室”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計劃項目(2008AAJ114，2008AAJ201);國家自然科學基金項目(60974142，U0970112)

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