某推力矢量無人機優化控制分配策略研究

范林飛，王道波，劉孝成

(南京航空航天大學 自動化學院，江蘇 南京 210016)

0 引言

本文設計的新型矢量推力無人機，通過操縱氣動舵面出舵量和改變左右發動機推力軸線的方向來控制飛機的飛行姿態。所謂矢量推力技術，指的是通過噴管等裝置改變發動機推力線的方向，從而將發動機推力沿軸向、法向和側向進行分解，實現飛機的俯仰、滾轉和偏航。兩種控制結合起來能非常有效地改善飛機的操縱性。傳統固定翼無人機單獨依靠氣動舵面偏轉來控制無人機的狀態，這種控制方式不適用于低速無人機，當飛機飛行速度較慢時，這種控制方式就顯得較為乏力。本文在這種傳統控制的基礎上，加入矢量推力技術，設計了控制器，經過控制分配后無人機的動態性能和操縱性以及飛行品質大大提高。

1 新型推力矢量固定翼無人機結構設計及各模塊功能介紹

如圖1所示，所設計的無人機整個系統分為兩大模塊：以TMS320F28335處理器為核心，結合了多種傳感器以及執行機構，用于通信數據的接收和發送，解析飛行數據的飛控系統；另外一個模塊為地面監測系統，主要用于接收從飛機上下傳的飛行參數，在界面上顯示供操縱者觀測。

圖1 無人機整體系統圖

1.1 機載設備

該無人機機載設備主要有陀螺(IMU)、GPS、通訊電臺動力電池和氣壓高度表等。其中陀螺和GPS是無人機的核心機載設備，在控制回路中作為傳感器將飛機的姿態信息和位置信息反饋至輸入端，從而實現無人機閉環控制[1]。采用GI550慣導來采集無人機的姿態信息，為保證無人機的精確定位，采用雙GPS進行定位，GPS主要負責采集無人機的位置信息，包括經度、緯度、GPS高度等，此外還包括氣壓高度表、速度傳感器等機載設備。

1.2 執行機構和通訊設備

無人機的執行機構主要為舵機。該無人機有8個舵面，其中尾輪舵用來控制無人機起飛滑跑時的側滑方式，而無人機的推力則通過油門舵的開度來控制。動力電池采用+12 V，經電壓轉換模塊將電壓轉換成+5 V來給飛控計算機供電。機載調頻電臺用來實現飛控計算機與地面站之間的通信數據傳輸。使用前需要對兩個電臺進行參數配置，包括通信方式、波特率、通訊速率、電臺頻段等參數的配置，飛控數據電臺采用232串口與飛控計算機連接。

1.3 地面監測系統

地面監測系統主要用來檢測無人機在空中飛行時的姿態、位置以及各機載設備工作時的信息。該系統主要由一臺綜顯計算機、調頻電臺和DSP操縱箱組成。綜顯計算機軟件界面是基于VC6.0編程環境下的MFC開發軟件,其顯示控件和輸出控件均為NI Measurement Studio AppWizard控件。這些控件主要用來顯示飛機的飛行參數、航跡規劃以及地面站向飛控計算機發送的控制指令。這些指令通過DSP操縱臺來發送，而飛控系統和地面檢測系統之間數據則通過調頻電臺的無線電波進行傳送和接收。

2 混合控制策略

無人機控制器整體結構控制采用串級控制，這樣能很好地在無法建立比較精確數學模型的情況下研究無人機的控制規律。內回路為增穩回路和姿態回路，這是整個無人機控制的核心回路，外回路為位置回路。內回路通過不斷逼近內回路期望的姿態角與傳感器測得的實際角之間的誤差來給出相應舵面偏角，以控制無人機的姿態。同時將角速率接入控制律，使系統的阻尼特性得到提升，形成一個增穩回路。外回路為位置控制，通過將GPS傳輸的位置信息反饋至輸入端，不斷修正位置誤差，使其逐漸逼近期望值。整體控制框圖如圖2所示。無人機有俯仰、滾轉和偏航三個通道，其中俯仰通道為縱向通道，滾轉通道和航向通道為橫側向通道。下面分別從縱向和橫側向這兩個通道來設計控制器。

圖2 整體控制框圖

2.1 縱向混合控制

無人機縱向控制回路為俯仰角控制回路，回路采用閉環PID控制，同時為了增加系統的阻尼特性，將角速率反饋信號引入控制回路，使得飛機的整體動態性能更加完善[2]。從縱向通道來看，本文所研究的無人機在此基礎上增加了矢量推力，改變無人機左、右兩個發動機推力軸線的方向，從而對無人機質心產生俯仰力矩，使得飛機的姿態改變。氣動舵面控制和矢量推力控制各自具有一定的控制權限，將兩者結合使用，能有效地改善該無人機的控制性能。圖3為縱向通道控制框圖。

圖3 俯仰姿態控制策略框圖

如圖3所示，該固定翼無人機俯仰姿態控制采用俯仰角和俯仰角速率閉環控制方式，使得無人機有著優良的阻尼特性，動態性能得到提高?？刂坡扇缦拢?/p>

(1)

(2)

(3)

在控制回路中加入積分控制算法，若俯仰角的偏差較小時，積分能起到有效作用，當俯仰角偏差較大時，積分控制算法失效。上式中：δe為升降舵出舵量，可通過操縱地面站操縱桿來改變其出舵量；δal和δar分別為左發推力操縱量和右發推力操縱量，這三者對于固定翼無人機的俯仰姿態均具有一定操縱權限，共同控制使得無人機縱向通道的穩定性得到保障；q為由GI550陀螺采集的俯仰角速率；Kθ、Kθl、Kθr為比例系數；Kq1、Kq2和Kq3為俯仰角速率反饋系數；Khi、Kθil和Kθir為積分系數。

2.2 起飛橫側向姿態控制

該固定翼無人機為三點起落架式布局，后方有一個尾輪，通過舵機能控制其滑動方向，前面有兩個前輪，通過發動機提供推力使得飛機在地面滑動，同時保持足夠大升降舵出舵量和足夠大迎角使得飛機在地面滑跑過程中能夠產生足夠大的升力來實現飛機的起飛。俯仰角度由地面測控站的操縱箱操縱俯仰桿控制升降舵出舵量來獲取相應迎角，但要注意的是，要使得飛機俯仰角在約束范圍內盡量保持飛機的姿態穩定，飛機的縱向俯仰力矩要能使得飛機平衡[3]。在起飛滑跑過程中，還要保持飛機在橫側向的姿態穩定性。通過在滑跑過程中操縱尾輪的轉向δw和方向舵操縱量δd來保持無人機航向的穩定，從而減小無人機的側滑位移，同時約束無人機滾轉角，從而保持無人機在滑跑起飛過程中的平穩性。起飛橫側向姿態控制如圖4所示。

圖4 起飛滑跑橫側向姿態控制

其控制律如下：

(4)

(5)

3 推力矢量無人機優化控制分配策略

在第2節中設計了推力矢量無人機縱向和起飛時橫側向控制策略，采用了氣動舵面控制和推力矢量操縱混合控制。以縱向控制為例，常規無人機通過升降舵偏轉來使得飛機的俯仰姿態發生變化，控制命令維數為1維，本文設計的無人機增加了左、右2個推力矢量操縱量機構，使得控制命令維數為3維，造成控制余度增加，輸出端產生的控制量具有抽象性，相應舵面偏轉量和左右推力矢量操縱量需要配置相應的加權系數才具有實際意義。假定控制器模塊直接輸出的虛擬指令為A，經過控制分配后的控制命令為B，實際系統命令為C，則這三者滿足如下關系：

A(t)=gB(x,B,t)B(t)

(6)

gA(x,t)A(t)=gδ(x,t)δ(t)

(7)

式中：gA(x,t)為B和A函數關系；gB(x,B,t)為A的輸入矩陣。忽略一些次要因素，利用泰勒公式將上述非線性方程線性化，得出A→B的線性化函數關系如下：

(8)

式中C為效率矩陣。實際控制分配問題為確定虛擬命令A和實際命令C之間的關系即加權系數的確定[4]。由上述分析可知，分配結果不唯一，因此需要合理運用優化控制分配方法來使得實際命令值逼近期望值。在無人機飛行中，常常將無人機動態性能指標和能量消耗量作為最終優化指標，將性能指標定義為D(x,B,t)，最終優化指標取其最小值。本文介紹一種線形規劃方法：假設性能指標定義為D=fTx，?E∈Rm×n,在Ex≤b的情況下，使得性能指標D取得最優值，此時的x即為所求B。其表達式如下：

(9)

EB≤b

(10)

其中不等式約束條件為左、右推力矢量操縱量限制δal、δar和升降舵出舵量限制δe。上述性能指標表達式及約束條件表示為：

(11)

-40°≤δe≤40°

(12)

-20°≤δal≤20°

(13)

-20°≤δar≤20°

(14)

因此不等式(10)中約束條件各項矩陣系數為：

(15)

(16)

其中B矩陣中的Ke、Kal、Kar為推力矢量操縱量和升降舵面權重系數，利用單純形法可以有效求解上述矩陣的最優解[5-6]。目前基于關于單純形法求解最優解的軟件很多，只需輸入矩陣系數即可很方便地求出上述線性規劃問題的最優解。以縱向控制為例，將控制分配模塊加入混合控制器中，重新設計縱向控制器如圖5所示。

圖5 優化控制分配后縱向控制器

其縱向控制表達式如下：

(17)

(18)

(19)

其選取原則以性能指標D達到最優指標為目標。由于橫側向控制優化分配設計與縱向控制原理相同，這里不再贅述。

4 飛控仿真實驗

該固定翼無人機在飛行前需要通過仿真實驗進行飛行質量評估，保證飛機正式飛行的品質。首先要確定控制器各個PID參數值，控制器中各個PID系數通過穩定邊界法進行確定[7-8]，而氣動舵面和左、右推力矢量加權系數的分配則根據上節提供的方法選取。以縱向控制為例，給定俯仰角θg=10°和θg=30°，分別得出無人機在無推力矢量作用和經過優化分配后推力矢量作用的仿真圖如圖6、圖7所示。

圖6 俯仰角給定為10°時響應

由圖6-圖7對比可以看出：在俯仰角較小情況下，傳統氣動舵面控制和優化控制分配混合控制響應均無超調，但優化控制分配混合控制響應速度比傳統氣動舵面控制快很多，動態性能更好；在俯仰角較大情況下，傳統氣動舵面控制響應時間很長，且存在穩態誤差；優化控制分配混合雖然存在超調量，響應速度很快，且無穩態誤差。

圖7 俯仰角給定為30°時響應

5 結語

綜上所述，經優化控制分配后的推力矢量無人機與傳統氣動舵面控制的無人機相比，在姿態角較大和較小時均不存在穩態誤差，控制精度大大提高；同時響應速度相比傳統氣動舵面控制更快，推力矢量無人機的動態性能和穩態性能均有所提高，具有良好的飛行品質，能更好地完成相應的飛行任務。