增量非線性動(dòng)態(tài)逆在環(huán)量飛控技術(shù)中的應(yīng)用

劉舒娜 唐鵬

摘要：針對(duì)環(huán)量控制無舵面飛行器的特征，對(duì)增量動(dòng)態(tài)逆控制方法在環(huán)量控制飛行器上的應(yīng)用進(jìn)行了研究。首先介紹了環(huán)量控制技術(shù)，并建立了其執(zhí)行機(jī)構(gòu)簡(jiǎn)化模型，其次在環(huán)量控制飛行器動(dòng)力學(xué)的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了增量非線性動(dòng)態(tài)逆控制律。針對(duì)無舵面飛行器控制效果受外部流動(dòng)條件變化影響較大的情況，在飛行器中參數(shù)攝動(dòng)下進(jìn)行仿真，結(jié)果表明增量非線性動(dòng)態(tài)逆控制律相對(duì)于PID控制律具有良好的魯棒性，證明了增量非線性動(dòng)態(tài)逆控制方法在環(huán)量控制飛行器上應(yīng)用的可行性。

關(guān)鍵詞：環(huán)量控制；增量非線性動(dòng)態(tài)逆；飛行器動(dòng)力學(xué)；參數(shù)攝動(dòng)

中圖分類號(hào)：V249.1文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.05.003

在傳統(tǒng)的飛行控制中，通常采用舵機(jī)帶動(dòng)氣動(dòng)舵面實(shí)現(xiàn)飛行器的飛行控制，其基本原理為：舵面的偏轉(zhuǎn)改變飛行器的氣動(dòng)外形，使飛行器的流場(chǎng)發(fā)生變化，進(jìn)而產(chǎn)生所需的氣動(dòng)力和力矩。為了滿足飛行器的平衡、穩(wěn)定、機(jī)動(dòng)等操穩(wěn)特性要求，通常需要操縱面具有較大的幾何尺寸以產(chǎn)生足夠的升力，同時(shí)又需要實(shí)現(xiàn)快速的操縱響應(yīng)。這些均會(huì)帶來飛行器重量（質(zhì)量）的增加、阻力和舵機(jī)能耗增大等[1-2]。

射流控制技術(shù)是一種無操縱面飛行控制技術(shù)，主要包括環(huán)量控制（circulation control， CC）和射流推力矢量（fluidic thrust vectoring， FTV）等技術(shù)[3]，與常規(guī)操縱舵面控制相比，無操縱面控制技術(shù)主要有如下優(yōu)勢(shì)：（1）傳統(tǒng)舵面及相關(guān)控制機(jī)構(gòu)的取消可減輕飛行器的結(jié)構(gòu)重量；（2）減少飛行器散射源，提高隱身性能；（3）實(shí)現(xiàn)飛行器短距起降以及提高有效載荷。射流控制技術(shù)只需要通過控制噴射氣流改變主氣流的狀態(tài)，即可產(chǎn)生相應(yīng)的力和力矩，這樣不僅能夠降低舵面和執(zhí)行機(jī)構(gòu)的代價(jià)，還可以避免舵機(jī)卡阻等各種故障模式的影響，目前在飛行控制領(lǐng)域的應(yīng)用已成為研究熱點(diǎn)，本文主要以環(huán)量控制技術(shù)為研究對(duì)象，驗(yàn)證增量非線性動(dòng)態(tài)逆（incremental nonlinear dynamic inversion，INDI）控制律應(yīng)用于無操縱面飛行器的優(yōu)越性。

1環(huán)量控制技術(shù)及控制系統(tǒng)建模

2010年9月，由BAE系統(tǒng)公司（BAE Systems）與英國(guó)多所高校合作研制的“惡魔”（Demon）飛行器進(jìn)行試飛，該飛行器沒有依賴傳統(tǒng)的副翼/襟翼等操縱舵面，利用射流控制完成了飛行器的升降和滾轉(zhuǎn)控制，“惡魔”飛行器的試飛成功，對(duì)無舵面操控的研究具有重大意義[4-5]。

國(guó)內(nèi)也進(jìn)行了無舵面飛行控制技術(shù)的研究，通過仿真和試飛等手段分析了無舵面飛控控制技術(shù)的可行性，南京航空航天大學(xué)戴新喜[6]等搭建了無舵面試飛驗(yàn)證平臺(tái)，驗(yàn)證了環(huán)量控制裝置可有效替代舵面對(duì)飛行器飛行姿態(tài)進(jìn)行操控，幫助飛行器實(shí)現(xiàn)完全無舵面飛行；中國(guó)航空研究院聯(lián)合研發(fā)團(tuán)隊(duì)在虛擬舵面無人機(jī)的理論探索、數(shù)值分析、飛行試驗(yàn)驗(yàn)證等研究工作方面都取得顯著突破。

環(huán)量控制基本原理為：機(jī)翼尾緣設(shè)置為圓弧形，并與翼面交界處設(shè)置有一定高度的氣縫，機(jī)翼內(nèi)部設(shè)置有氣源裝置從氣縫切線方向噴射氣流[7]，根據(jù)科恩達(dá)（Coanda）效應(yīng)，流體將其本來的流動(dòng)方向，順著機(jī)翼尾緣流動(dòng)，可以增加環(huán)量以及機(jī)翼升力。圖1為雙射流孔環(huán)量控制器，在飛行器左右機(jī)翼對(duì)稱布置，與單射流孔不同，雙射流孔由圓柱體充當(dāng)科恩達(dá)面，圓柱體由伺服機(jī)構(gòu)驅(qū)動(dòng)進(jìn)行轉(zhuǎn)動(dòng)偏離對(duì)稱軸，圓柱體維持總的射流面積不變，可以使射流由上下射流孔分別噴射，也可使上下射流孔完全關(guān)閉或打開，通過調(diào)節(jié)上下射流孔開度，就可以得到不同的操縱力和力矩。

根據(jù)參考文獻(xiàn)[9]、參考文獻(xiàn)[10]，建立環(huán)量控制系統(tǒng)框圖，如圖2所示，氣動(dòng)系統(tǒng)的瞬態(tài)由一階模型控制，動(dòng)態(tài)特征取決于管線的體積，可將其視為一階慣性環(huán)節(jié)；射流控制執(zhí)行器其伺服執(zhí)行機(jī)構(gòu)則由二階模型描述；同時(shí)空氣的行程及各部件的運(yùn)行過程中也會(huì)導(dǎo)致延遲的產(chǎn)生，簡(jiǎn)化后的執(zhí)行機(jī)構(gòu)數(shù)學(xué)模型如圖3所示。

簡(jiǎn)化模型中，二階模型取ω=15rad/s，ζ=0.85，同時(shí)假設(shè)標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)下一階慣性環(huán)節(jié)T=5ms，延遲環(huán)節(jié)τ= 2（即延遲時(shí)長(zhǎng)為兩個(gè)單位采樣時(shí)間）。

在環(huán)量控制技術(shù)的實(shí)際應(yīng)用中，仍然存在著如下問題：

（1）有效性：必須產(chǎn)生足夠大的機(jī)動(dòng)力矩，以滿足飛行任務(wù)的要求。

（2）對(duì)飛行環(huán)境的適應(yīng)性：相對(duì)于傳統(tǒng)鉸鏈控制面，環(huán)量控制通常對(duì)局部流動(dòng)條件比較敏感，因此需要根據(jù)飛行環(huán)境快速進(jìn)行調(diào)節(jié)。

（3）線性度：流體機(jī)械耦合在流量控制裝置中的本質(zhì)意味著所得到的控制響應(yīng)比傳統(tǒng)鉸鏈控制的非線性大得多。

現(xiàn)有的研究熱點(diǎn)大多集中于圓弧后緣的氣動(dòng)特性優(yōu)化以及如何合理設(shè)計(jì)供氣系統(tǒng)減少能量損耗，本文將從控制律的角度出發(fā)，采用一種魯棒性較好的非線性增量動(dòng)態(tài)逆（INDI）控制算法，應(yīng)用于無舵面飛行器控制，與傳統(tǒng)PID控制方法進(jìn)行對(duì)比，探索應(yīng)用INDI控制方法解決無舵面飛行控制中不確定因素引起控制效能變化問題。

2 INDI控制算法的基本原理

在環(huán)量控制飛行器中，無人機(jī)的合外力矩M可分為兩部分，一部分是飛行器氣動(dòng)力矩Ma，另一部分是飛行器環(huán)量控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)作動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的力矩Mr，合外力矩的方程表示為：

以上推導(dǎo)過程可看出，INDI控制忽略氣動(dòng)力矩Ma的影響，降低了對(duì)氣動(dòng)模型精確度的要求，在每個(gè)控制時(shí)間內(nèi)以計(jì)算出的增量dδCC作為控制輸入，角加速度ω？0可實(shí)時(shí)反映飛行器當(dāng)前狀態(tài)特征作為反饋，增加了控制的魯棒性。

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（責(zé)任編輯王為）

作者簡(jiǎn)介

劉舒娜（1996-）女，碩士研究生。主要研究方向：無人機(jī)飛行控制。

Tel：16678484574E-mail：a1241031468@qq.com

Application of Incremental Nonlinear Dynamic Inversion in Circulation Control Technology

Liu Shuna*，Tang Peng

Beihang University，Beijing 100191，China

Abstract： In order to improve the circulation control flapless aircraft， the application of the incremental nonlinear dynamic inverse control method to the circulation control aircraft is studied. Firstly， the circulation control technology is introduced， and a simplified model of its actuators are established. Secondly， the incremental nonlinear dynamic inverse control law is derived based on the circulation control aircraft dynamics. Aimed at the situation that the control effect of the flapless aircraft is greatly affected by changes in external flow conditions， the simulation is performed under the parameter perturbation in the aircraft.The results showed that the incremental nonlinear dynamic inversion control law has better robustness compared to the PID control law， which proves the feasibility of the application of the incremental nonlinear dynamic inversion control method on a circulation control aircraft.

Key Words： circulation control； incremental nonlinear dynamic inversion； aircraft dynamics； parameter perturbation