柔性翼飛行器陣風減緩控制研究

柔性翼飛行器陣風減緩控制研究

飛機在地面上行駛時經常受到風暴和風暴的影響。大風的額外負荷會影響操縱性能，降低飛機質量，并導致飛機結構的疲勞?，F(xiàn)代飛機的設計追求結構輕結構，提高了結構靈活性。風景驅動管理系統(tǒng)的作用更加突出。對于大的傾斜過載，在風場干擾下，容易在飛機的靈活模態(tài)運動中觸發(fā)飛機的剛性模態(tài)，這很容易使飛機失去穩(wěn)定性，甚至失去結構。對于這些飛機，我們需要強大的風驅動器方案和控制系統(tǒng)。國外對于大型飛機的陣風減緩理論研究和實際工程應用都起步較早,取得了大量的研究成果.陣風減緩系統(tǒng)在L1011、B-52、DC-10以及A-320等機型上都已經進行了實驗驗證或實際應用在陣風減緩控制研究中,經典控制方法(PID)和現(xiàn)代控制方法(最優(yōu)LQG控制,魯棒H建立了離散陣風和連續(xù)陣風擾動下柔性翼飛行器狀態(tài)空間方程.基于模型預測控制理論設計了陣風減緩控制器,提出了多控制面控制分配策略,解決了獨立控制面控制力不足的問題.對控制器進行了仿真驗證,通過具體算例對所采用的控制方案和控制律進行了評估,并對不同控制器的陣風減緩效果進行了比較分析.1數學建模1.1時域線性氣動彈性運動方程考慮陣風對氣動彈性系統(tǒng)的影響可以把陣風引起的附加氣動力作為外力增加到氣動彈性運動方程中.陣風激勵下,基于廣義模態(tài)坐標的線性氣動彈性運動方程為式中:ξ為廣義模態(tài)坐標,包含剛體自由度和彈性自由度;δ為控制面偏轉模態(tài)坐標;ω1.2拉氏域氣動彈性建模非定常氣動力的計算采用偶極子網格法,通過偶極子網格法求得頻域不同減縮頻率下的氣動力影響系數矩陣.通過有理函數近似,可將頻域非定常氣動力轉化到時域,以便建立狀態(tài)空間方程.最小狀態(tài)有理函數擬合公式為根據最小狀態(tài)法,氣動力滯后根在拉氏域可表示為對式(1)進行拉氏變換,并且將非定常氣動力表達式(2)代入,可得拉氏域氣動彈性方程為其中,式中:ρ為大氣密度;b為特征長度;v為飛行器的飛行速度.1.3陣風剖面的描述飛行器的過載以及結構內載荷主要受陣風的垂直分量影響.為簡化起見,僅研究相關的垂直離散陣風和連續(xù)陣風.離散陣風采用“1-cos”陣風模型,該陣風中的氣流速度變化主要表現(xiàn)為垂直形式,其陣風剖面具體表達式為式中:w工程中常采用Dryden和VonKaman連續(xù)陣風模型,通常用功率譜密度(PSD)函數來描述.Dryden模型,其PSD函數表達式為式中:ω為圓頻率;σ為了便于計算分析,可以將Dryden陣風模型表示成傳遞函數形式,其輸入為單位白噪聲.Dryden陣風成型濾波器的具體表達式為式中:η為白噪聲;w為了便于統(tǒng)一求解,可以將陣風環(huán)節(jié)寫成由單位白噪聲作為輸入的狀態(tài)空間方程形式.通過將突風速度作為來流速度擾動量加入模型.1.4系統(tǒng)模型可將上式化為時域標準狀態(tài)空間形式的開環(huán)運動方程式中:其中,2風速緩沖法的設計2.1動態(tài)控制律設計柔性翼飛行器的基本布局如圖1所示.飛行器通過后緣的3個控制面和升降舵來實現(xiàn)陣風減緩.其中,后緣的3個控制面通過產生直接升力,來減緩陣風引起的氣動載荷以及機翼結構內載荷,同時抑制柔性機翼的彈性運動模態(tài).由于僅控制飛行器縱向運動,3個后緣控制面均為對稱偏轉.升降舵則抑制陣風引起的飛行器縱向俯仰剛體運動以及平衡后緣控制面偏轉引起的附加俯仰力矩.為了更好地估計彈性模態(tài),除了在質心處和翼尖處布置加速度計,在機翼上的相應位置還增加了2個加速度計.通過2,3,4機翼加速度計與質心加速度的差值作為彈性模態(tài)反饋.通過模型預測控制給出虛擬控制量,虛擬控制量通過控制分配給出各個控制面的實際舵偏量.由于MPC為輸出反饋控制,然而一些狀態(tài)量無法直接通過傳感器測量,因此在反饋環(huán)節(jié)需要構建Kalman濾波器進行狀態(tài)估計.陣風減緩系統(tǒng)的控制結構框圖如圖2所示.2.2滾動式充放電預測模型模型預測控制(MPC)為離散控制方法,需要將飛行器動力學模型化為離散狀態(tài)空間方程形式,即模型預測控制是一種最優(yōu)控制方法,相較于傳統(tǒng)的最優(yōu)控制,其核心在于滾動優(yōu)化.滾動式的有限時域優(yōu)化策略使其能夠方便處理約束問題和不確定問題根據上式離散狀態(tài)空間模型,可以得到預測模型的具體表達式為式中:x(k+j|k)為k時刻對k+j時刻狀態(tài)量的預測值;x(k)為k時刻狀態(tài)量;u(k+j|k)為k時刻對未來k+j時刻控制輸入的預測值.閉環(huán)情況下,預測輸出序列可表示為式中:U為未來輸入序列矩陣;x引入舵面偏轉角度和角速度約束,選擇二次型性能函數作為優(yōu)化目標,問題轉化為帶約束的優(yōu)化問題,具體形式為式中:X2.3控制分配策略在遭遇較強紊流時,小型柔性翼飛行器陣風減緩控制容易出現(xiàn)舵面飽和情況,影響控制效果.飛翼布局飛行器具有多個后緣操縱面,通過多后緣控制面參與陣風減緩,能夠有效解決控制力不足的問題.同時,通過后緣控制面直接改變機翼升力,相當于直接力控制,相比于力矩控制具有更快的響應速度采用控制分配算法,利用各操縱面進行協(xié)同控制,可以優(yōu)化配置各操縱面的偏轉量,在相同控制效果下實現(xiàn)最小舵機功耗,最小附加翼根彎矩等優(yōu)化指標.控制律給出控制力和控制力矩,作為控制分配環(huán)節(jié)的輸入,控制分配環(huán)節(jié)的輸出為各個控制面具體的舵偏量.因此,控制律和控制分配環(huán)節(jié)可以進行獨立設計.針對陣風減緩控制任務,共有8個控制面參與,由于控制面都是兩兩對稱偏轉,實際上相當于4組獨立控制面.此處引入兩個性能指標,第1個指標為最小總舵面偏轉角,這一指標能夠有效降低控制面舵機功耗.式中δ第2個指標為最小翼根彎矩,通過控制分配性能指標,可以有效減小控制面偏轉引起的翼根彎矩.式中:M為控制面偏轉引起的翼根彎矩;3數值分析3.1柔性翼航天器的仿真分析為了驗證所設計控制方案的性能與控制效果,將所設計的陣風減緩控制器應用于一個典型的飛翼布局大展弦比柔性翼飛行器,飛行器遭遇離散和連續(xù)陣風,分別對LQG控制器、MPC控制器以及MPC控制器加控制分配方案進行仿真計算.在進行陣風響應分析時,飛行器的飛行速度為50m/s,飛行高度為海平面,配平攻角為α=2.14°.執(zhí)行機構模型考慮了位置限制、速率限制和舵機特性.操縱面的位置限制為±10°,偏轉速率為5rad/s.所有控制面的舵機特性均取為5/(s+5).進行柔性翼飛行器陣風響應分析,首先需要了解柔性機翼的結構動力學特性.采用ANASYS軟件計算其結構固有振動特性.柔性機翼結構的前4階主要模態(tài)如表1所示.MPC控制器設計需要首先確認權重矩陣,預測時域和控制時域.權重矩陣的選取取決于具體的控制優(yōu)化指標.控制時域參數的選取需要折中考慮控制性能和計算量,較長的控制時域有利于提高控制性能,但同時也會顯著增加計算量.在仿真計算中,MPC控制器參數取為:采樣時間0.01s,控制時域15,預測時域18.3.2模擬結果和分析3.2.1離散陣風響應1-cos離散陣風模型的陣風尺度為50m,陣風強度為2m/s.仿真中,飛行器從第0時刻即遭遇陣風.圖4~圖6給出了飛行器在1-cos離散陣風下,開環(huán)和閉環(huán)3種控制器的陣風響應結果.由圖4~圖6可知,當飛行器遭遇離散突風或連續(xù)紊流的情況下,3種控制律均能有效減小質心過載、翼尖過載和翼根彎矩,MPC加上控制分配方案的控制效果最優(yōu).對離散陣風峰值的減緩率分別為43.2%,50.4%,46.3%.飛行器的縱向回路和彈性模態(tài)均得到了有效控制.3.2.2連續(xù)陣風響應Dryden連續(xù)陣風模型的陣風尺度取50m,陣風強度為2m/s.圖7~圖9給出了飛行器在連續(xù)Dryden陣風下,開環(huán)和閉環(huán)情況下的頻域功率譜密度(PSD)仿真結果.由圖7~圖9可知,由于柔性翼飛行器1階彎曲模態(tài)頻率與短周期模態(tài)頻率十分接近,連續(xù)陣風激勵下,飛行器的陣風響應同時受到剛體模態(tài)和彈性模態(tài)的影響.其中,質心過載和翼根彎矩主要受短周期模態(tài)和1階彎曲模態(tài)影響,在響應的頻率處出現(xiàn)的峰值.翼尖過載主要受彈性模態(tài)影響,在相應結構模態(tài)頻率附近出現(xiàn)較大峰值.所設計的陣風減緩方案在飛行器遭遇連續(xù)紊流時具有較好的效果.3.2.3不同控制器在不同陣風強度下減緩效果對比陣風強度為2m/s時,各控制器對離散陣風和連續(xù)陣風引起的質心過載、翼尖過載和翼根彎矩的陣風減緩率如表2和表3所示.陣風減緩效果的定義為式中:σ從表2和表3可知,在考慮控制面偏轉約束條件下,MPC控制器的舵面飽和時間要小于于LQG控制器,表明其響應速度更快、控制效果更優(yōu).MPC控制器加多控制面控制分配方案沒有出現(xiàn)舵面飽和,控制力和力矩在整個控制過程中滿足控制需求,其陣風減緩效果也是最優(yōu).陣風強度為4m/s時,各控制方案對離散陣風和連續(xù)陣風引起的質心過載、翼尖過載和翼根彎矩的控制效果如表4和表5所示.從表4和表5可知,當遭遇較強陣風時,LQG控制器和MPC控制器都出現(xiàn)了較長時間的舵面飽和,這對控制效果產生了較大影響,使得LQG控制器和MPC控制器的陣風減緩效率明顯降低.而此時,MPC控制器加多控制面控制分配方案依舊沒有出現(xiàn)舵面飽和,控制器的陣風減緩效率略有下降.所設計控制器在強陣風條件下具有明顯優(yōu)勢.仿真所用計算機CPU主頻為2.8GHz,雙核處理器.仿真時間為5s,采樣步長為0.01s,僅采用模型預測控制器時的計算時間為0.313s,采用模型預測控制和控制分配方案時的計算時間為0.322s.由于優(yōu)化目標和約束條件比較簡單,控制分配的計算量非常小,兩者計算時間十分接近.設計的陣風減緩系統(tǒng)的計算效率滿足實時性要求.隨著機載計算機性能的不斷提高,所設計控制器能夠滿足高動態(tài)飛行控制的實際工程需求.4mpc的陣風減緩控制效果建立了陣風擾動下柔性翼飛行器縱向狀態(tài)空間方程,提出了一種柔性翼飛行器多控制面陣風減緩控制方案,設計了模型預測控制器,并進行了仿真驗證,得到如下結論:(1)在考慮控制面偏轉角度和速率約束的條件下,MPC陣風減緩效果要優(yōu)于LQG控制,在遭遇較強陣風情況下,MPC控制的舵面飽和時間要低于LQG控制,但依