直接力與推力矢量復合控制技術研究

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(北京精密機電控制設備研究所，北京100076)

直接力與推力矢量復合控制技術研究

丁偉濤，肖翀，黃玉平

(北京精密機電控制設備研究所，北京100076)

隨著飛行器控制技術的發展，直接力、推力矢量等控制執行技術在飛行器控制領域得到廣泛應用。直接力與推力矢量都具有對飛行器姿態控制效率高、精度好等優點，但推力矢量對姿態控制的響應速度不如直接力響應快，而直接力長時間開啟會消耗大量燃料。結合直接力與推力矢量的控制特點，設計了直接力與推力矢量復合控制策略。以某飛行器為研究對象，建立了飛行器的動力學與運動學模型以及直接力與推力矢量模型，提出了直接力/矢量推力復合控制技術的分配策略。經仿真驗證表明，復合控制方法及控制分配策略使控制系統具有較快的響應速度和控制精度。

直接力控制；推力矢量控制；復合控制分配策略

0 引言

隨著飛行控制技術的不斷發展，推力矢量伺服控制、空氣動力伺服控制、直接力伺服控制以及變質心伺服控制等控制執行技術在飛行器姿態控制中得到了廣泛的應用，飛行器的機動性得到了較大的提升。其中，推力矢量控制技術是指通過改變飛行器發動機/噴管噴流方向來調節飛行器姿態的一種控制技術，具有不依賴氣動力、響應速度快等特點，可以起到在稀薄大氣環境甚至無大氣環境下補償氣動力或者取代氣動力的作用。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偏差時迅速響應，對飛行器姿態進行調節。在飛行器姿態控制精度要求較高時，往往要與其他控制執行方式結合使用，比如推力矢量與空氣動力復合控制、推力矢量與直接力復合控制等。常用的推力矢量可以分為擺動噴管、流體二次噴射以及噴流偏轉三類。其中擺動類噴管推力矢量具有控制效率高、推力損失較小等優點，一般在火箭與彈道導彈上應用廣泛。直接力控制技術是指通過安裝在飛行器上的側向噴流機構的側向噴流來調節飛行器姿態的一種控制技術，同樣具有不依賴氣動力，響應速度快的特點。此外，直接力噴流提供的側向推力為恒定推力，具有噴流過程離散化等特點。雖然直接力為恒定值，但可以通過脈寬調制方式實現近似連續的推力。相比推力矢量控制，直接力控制對姿態的精確控制能力要更強。目前工程上常用的主要有四種產生直接力的方式：連續側向噴流、一次側向噴流、高壓氣瓶冷噴以及發動機尾氣側噴控制方式。其中，連續側向噴流直接力控制隨著技術的成熟正逐漸得到廣泛的應用，相比一次側向噴流、連續側向噴流技術可以使一個側向噴管多次間斷地噴流，這種噴流技術使直接力控制方式設計更簡單。

本文以某飛行器為研究對象，提出了推力矢量與直接力復合控制執行機構方案，對復合控制執行機構方案和策略進行了研究。飛行器進行機動分為如下幾個過程：

1)建立機動飛行所需要的姿態角；

2)在姿態角基礎上，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動。

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

1 飛行器復合控制系統模型

1.1 推力矢量系統模型

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

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

(1)

1.2 直接力系統模型

直接力系統是典型的一階慣性環節，直接力控制系統側噴延遲由時間常數T決定，所以建立傳遞函數如下

(2)

其中，Fp為發動機側向噴流產生的推力，F為作用于飛行器機體的推力。

1.3 飛行器復合控制模型

本文主要研究直接力/推力矢量對飛行器姿態的復合控制。根據文獻[1]，通過對飛行器所受合外力以及力矩等因素的分析，飛行器關于姿態的繞質心運動的動力學方程和運動學方程如下：

(3)

式中，Jx1、Jy1、Jz1分別為飛行器對機體坐標系3個軸的轉動慣量；ωx1、ωy1、ωz1分別為機體坐標系相對地面坐標系的轉動角速度ω在機體坐標系3個軸向的分量；Mx1、My1、Mz1分別為作用于飛行器上所有外力對質心的力矩在機體坐標系各軸上的分量；?、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調節能力，但由于工作原理的差異，其對姿態調整的能力也有差異。

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的響應。為使直接力與推力矢量姿態調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如圖1～圖4所示。

圖1 直接力作用下飛行器階躍響應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，直接力作用下飛行器的響應速度更快，超調更小。同時，直接力產生的側向推力為最大恒值，間斷產生，側向推力轉向迅速，直接力通過脈寬調制方式實現了連續推力的效果；推力矢量產生的側向推力依靠噴管的連續擺動，擺動速度受伺服機構的限制，這導致推力矢量不能像直接力一樣實現側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速度不如直接力作用下的飛行器響應速度。

3 復合控制策略設計及仿真

推力矢量依靠姿態誤差控制飛行器的姿態。在存在姿態誤差的初始階段，推力矢量從無擺角位置開始擺動，隨著擺角的不斷變化，姿態角誤差逐漸減小；在擺動的初始階段，擺角小，推力矢量產生的側向推力小，姿態角誤差減少的速度慢，此時建立擺角的過程比較消耗時間。此外，當姿態角誤差變化速率以及角誤差減少到一定程度時，矢量噴管開始向發動機軸線方向擺動，這個過程稱為消除擺動角速率過程，該過程消耗調節時間。綜合以上分析，利用推力矢量調節飛行姿態的過程中，擺角建立過程以及擺動角速率消除過程是消耗調節時間的過程，該過程的控制效率比較低。

相比之下，直接力調節姿態誤差的動態過程中，當姿態誤差大于設定閾值時，直接力開啟，產生恒定推力，姿態誤差逐漸減小；當姿態誤差小于設定閾值時，直接力瞬間關閉，不產生推力。如此反復地調節最終使飛行姿態誤差減小到允許的誤差范圍內。由于直接力瞬間的開啟與關閉以及開啟時產生的恒定推力，直接力調節速度快于推力矢量。

3.1 直接力/推力矢量復合控制系統方案設計

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

(1)直接力前饋-推力矢量反饋復合控制系統

前饋控制不影響系統的穩定性，使系統參數整定過程變得簡單。采用直接力作為前饋控制，復合控制系統具有較強的響應能力。但該方案無法完全發揮直接力系統的優秀控制特點。

(2)直接力反饋-推力矢量前饋復合控制系統

該方案僅僅靠直接力控制回路對姿態進行控制，推力矢量控制只是提高響應的快速性，這樣勢必增加飛行器燃料質量在整個飛行器設計中的比重，不夠經濟，甚至帶來一系列總體設計問題，所以該方案是有缺陷的。

(3)直接力反饋-推力矢量反饋復合控制系統

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揮出直接力控制系統的優良的控制特點，比直接力前饋-推力矢量反饋控制有更好的響應能力。

3.2 直接力/推力矢量復合控制分配策略設計

復合控制分配策略的設計原則是在滿足姿態跟蹤速度情況下，盡量減少直接力的使用，以免過多的燃料消耗。

當姿態誤差較小時，優先使用推力矢量完成飛行器姿態誤差修正；當姿態誤差超過一定數值后，單獨的推力矢量控制已經無法滿足機動響應速度的要求，這時開啟直接力輔助推力矢量，提升飛行器的姿態響應速度。

3.3 直接力/推力矢量復合控制系統仿真

直接力/推力矢量復合控制系統控制結構圖如圖5所示。

圖5 飛行器縱向復合控制系統結構圖Fig.5 Block diagram of vertical compound control

復合控制回路根據俯仰角誤差產生虛擬控制指令u，經由復合控制分配模塊產生直接力控制指令uR與推力矢量控制指令uT,分別輸入直接力控制系統和推力矢量控制系統產生響應的控制力，控制飛行器姿態的調整。其中，復合控制分配模塊只是對虛擬控制量u進行分配，不改變其大小，有如下關系

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，即：

(5)

對設計的分配策略進行仿真分析。給定俯仰角?c=20°,設計的復合分配比y1(Δ?)=0.5，y2(Δ?)=0.5。

圖6所示為復合控制與單推力矢量在給定俯仰角下的控制效果圖。

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

從圖6中可以看出，復合控制下飛行器對給定信號的跟蹤能力明顯強于推力矢量控制下的飛行器對給定姿態信號的追蹤能力。復合控制后系統的調節時間減小將近0.5s，超調減弱。

圖7所示為復合控制下直接力與推力矢量產生的推力。

圖7 復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，擺角較小，推力矢量在側向分力小；此時開啟直接力彌補該階段推力矢量的不足。當推力正向作用一段時間后，飛行器在姿態方向的角速度達到一定值，此時推力矢量轉向反噴，減小角速度，防止角速度過大引起響應的超調；由于推力矢量擺動過程是連續的，其所提供的側向推力方向不能瞬間改變，此時直接力反噴，減弱飛行器角速度的變化，減弱系統響應的超調。綜合以上，復合控制系統在直接力與推力矢量相互輔助作用下，完成對給定信號的追蹤，提升飛行器對指令信號的響應能力。

4 結束語

本文針對直接力與推力矢量對某飛行器姿態控制的復合控制問題，建立了飛行器復合控制系統的模型，仿真對比了直接力與推力矢量兩種控制方案的特性，在此特性的基礎上設計了直接力/推力矢量復合控制構型及復合控制分配策略。經仿真驗證表明，復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計劃資助項目：2015AA7060120

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

10.19306/j.cnki.2095-8110.2017.05.004

U666.12

：A

：2095-8110(2017)05-0027-05