柔性翼飞行器阵风减缓控制研究

柔性翼飞行器阵风减缓控制研究

飞机在地面上行驶时经常受到风暴和风暴的影响。大风的额外负荷会影响操纵性能，降低飞机质量，并导致飞机结构的疲劳。现代飞机的设计追求结构轻结构，提高了结构灵活性。风景驱动管理系统的作用更加突出。对于大的倾斜过载，在风场干扰下，容易在飞机的灵活模态运动中触发飞机的刚性模态，这很容易使飞机失去稳定性，甚至失去结构。对于这些飞机，我们需要强大的风驱动器方案和控制系统。国外对于大型飞机的阵风减缓理论研究和实际工程应用都起步较早,取得了大量的研究成果.阵风减缓系统在L1011、B-52、DC-10以及A-320等机型上都已经进行了实验验证或实际应用在阵风减缓控制研究中,经典控制方法(PID)和现代控制方法(最优LQG控制,鲁棒H建立了离散阵风和连续阵风扰动下柔性翼飞行器状态空间方程.基于模型预测控制理论设计了阵风减缓控制器,提出了多控制面控制分配策略,解决了独立控制面控制力不足的问题.对控制器进行了仿真验证,通过具体算例对所采用的控制方案和控制律进行了评估,并对不同控制器的阵风减缓效果进行了比较分析.1数学建模1.1时域线性气动弹性运动方程考虑阵风对气动弹性系统的影响可以把阵风引起的附加气动力作为外力增加到气动弹性运动方程中.阵风激励下,基于广义模态坐标的线性气动弹性运动方程为式中:ξ为广义模态坐标,包含刚体自由度和弹性自由度;δ为控制面偏转模态坐标;ω1.2拉氏域气动弹性建模非定常气动力的计算采用偶极子网格法,通过偶极子网格法求得频域不同减缩频率下的气动力影响系数矩阵.通过有理函数近似,可将频域非定常气动力转化到时域,以便建立状态空间方程.最小状态有理函数拟合公式为根据最小状态法,气动力滞后根在拉氏域可表示为对式(1)进行拉氏变换,并且将非定常气动力表达式(2)代入,可得拉氏域气动弹性方程为其中,式中:ρ为大气密度;b为特征长度;v为飞行器的飞行速度.1.3阵风剖面的描述飞行器的过载以及结构内载荷主要受阵风的垂直分量影响.为简化起见,仅研究相关的垂直离散阵风和连续阵风.离散阵风采用“1-cos”阵风模型,该阵风中的气流速度变化主要表现为垂直形式,其阵风剖面具体表达式为式中:w工程中常采用Dryden和VonKaman连续阵风模型,通常用功率谱密度(PSD)函数来描述.Dryden模型,其PSD函数表达式为式中:ω为圆频率;σ为了便于计算分析,可以将Dryden阵风模型表示成传递函数形式,其输入为单位白噪声.Dryden阵风成型滤波器的具体表达式为式中:η为白噪声;w为了便于统一求解,可以将阵风环节写成由单位白噪声作为输入的状态空间方程形式.通过将突风速度作为来流速度扰动量加入模型.1.4系统模型可将上式化为时域标准状态空间形式的开环运动方程式中:其中,2风速缓冲法的设计2.1动态控制律设计柔性翼飞行器的基本布局如图1所示.飞行器通过后缘的3个控制面和升降舵来实现阵风减缓.其中,后缘的3个控制面通过产生直接升力,来减缓阵风引起的气动载荷以及机翼结构内载荷,同时抑制柔性机翼的弹性运动模态.由于仅控制飞行器纵向运动,3个后缘控制面均为对称偏转.升降舵则抑制阵风引起的飞行器纵向俯仰刚体运动以及平衡后缘控制面偏转引起的附加俯仰力矩.为了更好地估计弹性模态,除了在质心处和翼尖处布置加速度计,在机翼上的相应位置还增加了2个加速度计.通过2,3,4机翼加速度计与质心加速度的差值作为弹性模态反馈.通过模型预测控制给出虚拟控制量,虚拟控制量通过控制分配给出各个控制面的实际舵偏量.由于MPC为输出反馈控制,然而一些状态量无法直接通过传感器测量,因此在反馈环节需要构建Kalman滤波器进行状态估计.阵风减缓系统的控制结构框图如图2所示.2.2滚动式充放电预测模型模型预测控制(MPC)为离散控制方法,需要将飞行器动力学模型化为离散状态空间方程形式,即模型预测控制是一种最优控制方法,相较于传统的最优控制,其核心在于滚动优化.滚动式的有限时域优化策略使其能够方便处理约束问题和不确定问题根据上式离散状态空间模型,可以得到预测模型的具体表达式为式中:x(k+j|k)为k时刻对k+j时刻状态量的预测值;x(k)为k时刻状态量;u(k+j|k)为k时刻对未来k+j时刻控制输入的预测值.闭环情况下,预测输出序列可表示为式中:U为未来输入序列矩阵;x引入舵面偏转角度和角速度约束,选择二次型性能函数作为优化目标,问题转化为带约束的优化问题,具体形式为式中:X2.3控制分配策略在遭遇较强紊流时,小型柔性翼飞行器阵风减缓控制容易出现舵面饱和情况,影响控制效果.飞翼布局飞行器具有多个后缘操纵面,通过多后缘控制面参与阵风减缓,能够有效解决控制力不足的问题.同时,通过后缘控制面直接改变机翼升力,相当于直接力控制,相比于力矩控制具有更快的响应速度采用控制分配算法,利用各操纵面进行协同控制,可以优化配置各操纵面的偏转量,在相同控制效果下实现最小舵机功耗,最小附加翼根弯矩等优化指标.控制律给出控制力和控制力矩,作为控制分配环节的输入,控制分配环节的输出为各个控制面具体的舵偏量.因此,控制律和控制分配环节可以进行独立设计.针对阵风减缓控制任务,共有8个控制面参与,由于控制面都是两两对称偏转,实际上相当于4组独立控制面.此处引入两个性能指标,第1个指标为最小总舵面偏转角,这一指标能够有效降低控制面舵机功耗.式中δ第2个指标为最小翼根弯矩,通过控制分配性能指标,可以有效减小控制面偏转引起的翼根弯矩.式中:M为控制面偏转引起的翼根弯矩;3数值分析3.1柔性翼航天器的仿真分析为了验证所设计控制方案的性能与控制效果,将所设计的阵风减缓控制器应用于一个典型的飞翼布局大展弦比柔性翼飞行器,飞行器遭遇离散和连续阵风,分别对LQG控制器、MPC控制器以及MPC控制器加控制分配方案进行仿真计算.在进行阵风响应分析时,飞行器的飞行速度为50m/s,飞行高度为海平面,配平攻角为α=2.14°.执行机构模型考虑了位置限制、速率限制和舵机特性.操纵面的位置限制为±10°,偏转速率为5rad/s.所有控制面的舵机特性均取为5/(s+5).进行柔性翼飞行器阵风响应分析,首先需要了解柔性机翼的结构动力学特性.采用ANASYS软件计算其结构固有振动特性.柔性机翼结构的前4阶主要模态如表1所示.MPC控制器设计需要首先确认权重矩阵,预测时域和控制时域.权重矩阵的选取取决于具体的控制优化指标.控制时域参数的选取需要折中考虑控制性能和计算量,较长的控制时域有利于提高控制性能,但同时也会显著增加计算量.在仿真计算中,MPC控制器参数取为:采样时间0.01s,控制时域15,预测时域18.3.2模拟结果和分析3.2.1离散阵风响应1-cos离散阵风模型的阵风尺度为50m,阵风强度为2m/s.仿真中,飞行器从第0时刻即遭遇阵风.图4~图6给出了飞行器在1-cos离散阵风下,开环和闭环3种控制器的阵风响应结果.由图4~图6可知,当飞行器遭遇离散突风或连续紊流的情况下,3种控制律均能有效减小质心过载、翼尖过载和翼根弯矩,MPC加上控制分配方案的控制效果最优.对离散阵风峰值的减缓率分别为43.2%,50.4%,46.3%.飞行器的纵向回路和弹性模态均得到了有效控制.3.2.2连续阵风响应Dryden连续阵风模型的阵风尺度取50m,阵风强度为2m/s.图7~图9给出了飞行器在连续Dryden阵风下,开环和闭环情况下的频域功率谱密度(PSD)仿真结果.由图7~图9可知,由于柔性翼飞行器1阶弯曲模态频率与短周期模态频率十分接近,连续阵风激励下,飞行器的阵风响应同时受到刚体模态和弹性模态的影响.其中,质心过载和翼根弯矩主要受短周期模态和1阶弯曲模态影响,在响应的频率处出现的峰值.翼尖过载主要受弹性模态影响,在相应结构模态频率附近出现较大峰值.所设计的阵风减缓方案在飞行器遭遇连续紊流时具有较好的效果.3.2.3不同控制器在不同阵风强度下减缓效果对比阵风强度为2m/s时,各控制器对离散阵风和连续阵风引起的质心过载、翼尖过载和翼根弯矩的阵风减缓率如表2和表3所示.阵风减缓效果的定义为式中:σ从表2和表3可知,在考虑控制面偏转约束条件下,MPC控制器的舵面饱和时间要小于于LQG控制器,表明其响应速度更快、控制效果更优.MPC控制器加多控制面控制分配方案没有出现舵面饱和,控制力和力矩在整个控制过程中满足控制需求,其阵风减缓效果也是最优.阵风强度为4m/s时,各控制方案对离散阵风和连续阵风引起的质心过载、翼尖过载和翼根弯矩的控制效果如表4和表5所示.从表4和表5可知,当遭遇较强阵风时,LQG控制器和MPC控制器都出现了较长时间的舵面饱和,这对控制效果产生了较大影响,使得LQG控制器和MPC控制器的阵风减缓效率明显降低.而此时,MPC控制器加多控制面控制分配方案依旧没有出现舵面饱和,控制器的阵风减缓效率略有下降.所设计控制器在强阵风条件下具有明显优势.仿真所用计算机CPU主频为2.8GHz,双核处理器.仿真时间为5s,采样步长为0.01s,仅采用模型预测控制器时的计算时间为0.313s,采用模型预测控制和控制分配方案时的计算时间为0.322s.由于优化目标和约束条件比较简单,控制分配的计算量非常小,两者计算时间十分接近.设计的阵风减缓系统的计算效率满足实时性要求.随着机载计算机性能的不断提高,所设计控制器能够满足高动态飞行控制的实际工程需求.4mpc的阵风减缓控制效果建立了阵风扰动下柔性翼飞行器纵向状态空间方程,提出了一种柔性翼飞行器多控制面阵风减缓控制方案,设计了模型预测控制器,并进行了仿真验证,得到如下结论:(1)在考虑控制面偏转角度和速率约束的条件下,MPC阵风减缓效果要优于LQG控制,在遭遇较强阵风情况下,MPC控制的舵面饱和时间要低于LQG控制,但依