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    無尾鴨式布局無人機(jī)穩(wěn)定特性研究

    2017-06-27 00:23:46張喆尤俊彬華藝欣
    科技創(chuàng)新與應(yīng)用 2017年18期
    關(guān)鍵詞:飛翼穩(wěn)定性研究

    張喆 尤俊彬 華藝欣

    摘 要:針對一種新的飛翼式氣動(dòng)布局無人機(jī),設(shè)計(jì)了一種常規(guī)構(gòu)型的飛行控制律。在飛行試驗(yàn)中,發(fā)現(xiàn)飛機(jī)橫向穩(wěn)定特性較差,為了弄清這一問題出現(xiàn)的原因,并改進(jìn)控制律,充分分析仿真計(jì)算與真實(shí)飛行一些細(xì)微差別的基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)了一種基于線性調(diào)頻Z變換的數(shù)據(jù)處理方法,該方法可在飛行試驗(yàn)中對各軸的穩(wěn)定特性進(jìn)行有效的評估。通過大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分析處理,得出了橫向穩(wěn)定性差是由于橫向回路增益參數(shù)設(shè)計(jì)不合理引起的結(jié)論,在該結(jié)論指導(dǎo)下對控制律進(jìn)行調(diào)參,在后續(xù)試飛中取得良好的效果。

    關(guān)鍵詞:飛翼;穩(wěn)定性;研究

    1 概述

    隨著近年來我國航空技術(shù)的發(fā)展,小型飛翼式布局無人機(jī)得到了越來越廣泛的應(yīng)用。該布局的主要優(yōu)點(diǎn)是:

    低Radar-Cross Section(雷達(dá)散射截面積,簡稱RCS)特性,可在試飛工作中作為低隱身特性飛機(jī)作為目標(biāo)機(jī),開展雷達(dá)系統(tǒng)試驗(yàn);良好的升阻特性,在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面可減輕全機(jī)重量,提升任務(wù)載荷重量。

    無尾鴨式布局是一種改良飛翼氣動(dòng)布局形式,配有鴨翼以進(jìn)一步提高飛機(jī)升阻特性。由于取消了平尾,而翼尖垂尾距重心的力臂較短,故縱向與航向的本體穩(wěn)定特性低于常規(guī)布局飛機(jī),這給飛控系統(tǒng)的設(shè)計(jì)工作帶來挑戰(zhàn)。

    由于該氣動(dòng)布局飛機(jī)的本體穩(wěn)定性較差,需要利用自動(dòng)飛控系統(tǒng)進(jìn)行增穩(wěn)控制。才能使飛機(jī)在空中正常的飛行。因此,在飛行試驗(yàn)中,對設(shè)計(jì)的飛控系統(tǒng)進(jìn)行穩(wěn)定性分析,對于控制律的改進(jìn)和飛控系統(tǒng)評定具有重要意義。這種試驗(yàn)最早是在NASA的開展的,并在多種驗(yàn)證機(jī)的試飛工作中得到應(yīng)用。包括:X-36驗(yàn)證機(jī)[1]、X-38驗(yàn)證機(jī)[2]、X45、X48等飛翼式布局無人驗(yàn)證機(jī)等[3][4]。

    在國內(nèi),北京航空航天大學(xué)王立新、李林、馬超、李淼[5]-[10]等人對飛翼布局飛機(jī)的穩(wěn)定特性、飛行品質(zhì)、控制器設(shè)計(jì)方法等進(jìn)行了廣泛深入的研究,給出了飛翼布局飛機(jī)增穩(wěn)控制的理論方法。本文在這些研究成果的基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)了一種計(jì)算機(jī)仿真計(jì)算方法,這種方法可對飛翼布局飛機(jī)在飛行試驗(yàn)中的穩(wěn)定性進(jìn)行評估,給出定量的結(jié)果。達(dá)到了國外航空強(qiáng)國的同等技術(shù)水平。

    2 研究對象

    對象飛機(jī)如圖1所示。為一種典型的無尾鴨式布局無人機(jī),采用中等展弦比的飛翼式布局,機(jī)身前方配有小型鴨翼。發(fā)動(dòng)機(jī)安裝在機(jī)身尾部,采用后推式動(dòng)力。

    該機(jī)有2組飛行控制面,包括升降副翼、方向舵。其中,當(dāng)升降副翼同向偏轉(zhuǎn)時(shí),可進(jìn)行俯仰方向控制飛機(jī)本體,當(dāng)差動(dòng)時(shí),可進(jìn)行滾轉(zhuǎn)方向控制。針對該構(gòu)型本體動(dòng)力學(xué)特點(diǎn),結(jié)合實(shí)際飛行中的任務(wù)要求,設(shè)計(jì)了一種基于經(jīng)典控制理論的飛行控制律。

    在控制律調(diào)參時(shí),參照有人駕駛飛機(jī)飛行品質(zhì)規(guī)范MIL-STD-1797A的要求,為該機(jī)設(shè)計(jì)了期望的品質(zhì)參數(shù)以供控制律調(diào)參使用。如表1和表2所示。表1給出了巡航狀態(tài)(空速Va=27m/s,高度2000m)的縱向回路設(shè)計(jì)結(jié)果,表2給出了橫航向回路設(shè)計(jì)結(jié)果。

    仿真研究發(fā)現(xiàn),前述控制律的穩(wěn)定性、快速響應(yīng)特性均有良好的效果,可以快速消除擾動(dòng),且超調(diào)量較小。

    飛行試驗(yàn)驗(yàn)證在一個(gè)空域較為有限的小型機(jī)場進(jìn)行。該機(jī)場為山區(qū)機(jī)場,跑道兩側(cè)均為狹長山脈,常年氣流擾動(dòng)情況復(fù)雜。在試飛當(dāng)天,有較強(qiáng)的大氣紊流活動(dòng),最大風(fēng)速大于9m/s。該無人機(jī)在飛行試驗(yàn)時(shí)的航跡如圖2所示。飛機(jī)進(jìn)行順時(shí)針飛行。由于大氣擾動(dòng)的影響,在盤旋飛行時(shí),每圈的飛行航跡沒有完全重合。

    圖3為穩(wěn)定平飛時(shí)的縱向響應(yīng)曲線,由該圖可以看出,縱向穩(wěn)定性較好,在較強(qiáng)的氣流擾動(dòng)作用下(迎角變化劇烈),俯仰角變化范圍為0.7°至3.3°。

    圖4為橫向響應(yīng),從曲線可以看出,橫向穩(wěn)定性較差,滾轉(zhuǎn)角持續(xù)性振蕩,振蕩幅值為+5°至-7°,需要改進(jìn)控制律解決該問題。

    3 問題分析及改進(jìn)方法

    3.1 問題分析

    對該無人機(jī)的飛控系統(tǒng)穩(wěn)定進(jìn)行分析。如圖5所示。

    其中作動(dòng)器模型為如圖6。

    圖7、圖8為滾轉(zhuǎn)軸、俯仰軸的頻響特性。

    在從數(shù)據(jù)處理結(jié)果可以看出,滾轉(zhuǎn)軸、俯仰軸的穩(wěn)定裕度均滿足幅值裕度6dB、相位裕度45°的要求。

    進(jìn)一步分析,仿真時(shí)作動(dòng)器、傳感器模型是基于線性模型的。認(rèn)為滾轉(zhuǎn)軸在仿真時(shí)穩(wěn)定性滿足要求,在實(shí)際飛行中穩(wěn)定性不足的原因是:傳感器、作動(dòng)器等飛控系統(tǒng)設(shè)備的動(dòng)態(tài)響應(yīng)模型與真實(shí)情況中差異性很大,造成仿真分析的結(jié)果可信性不足。

    3.2 解決問題的方法

    為解決無人機(jī)在實(shí)際飛行中滾轉(zhuǎn)軸穩(wěn)定性不足,在強(qiáng)氣流擾動(dòng)下振蕩幅值較大的問題,應(yīng)在飛行中對該無人機(jī)的閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性進(jìn)行試驗(yàn),為控制律調(diào)參提供依據(jù)。

    為得到各軸準(zhǔn)確的頻響特性細(xì)心,應(yīng)進(jìn)行頻域辨識(shí)。完整的頻域辨識(shí)流程如圖9所示。試驗(yàn)數(shù)據(jù)經(jīng)過多變量譜分析和規(guī)整后得到頻率響應(yīng)矩陣,由該矩陣即可對選定的輸入/輸出對辨識(shí)其傳遞函數(shù)模型。

    本文主要采用線性調(diào)頻Z變換技術(shù)(簡稱CZT變換)將時(shí)間歷程數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換成頻率響應(yīng)序列,當(dāng)輸入、輸出的頻率響應(yīng)確定后,進(jìn)一步得到系統(tǒng)的伯德圖。

    CZT能在單位圓弧上以很高的精度確定頻率響應(yīng),具有高度的靈活性,尤其適合于從飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)中辨識(shí)頻率響應(yīng)。CZT具有以下特點(diǎn):(1)CZT中,頻率點(diǎn)的數(shù)量N可以獨(dú)立于時(shí)間歷程數(shù)據(jù)點(diǎn)數(shù)L而單獨(dú)選取,僅需滿足條件N?燮L且N+L是2的整數(shù)冪次方。CZT相對于FFT需要的條件寬松得多,一般程序中(包括MATLAB),F(xiàn)FT要求N=L,并且N和L都是2的整數(shù)冪次方。(2)CZT的N個(gè)頻率點(diǎn)可以分布在單位圓的任意弧段上(這就是說,可以僅分布在感興趣的頻段),而不是像FFT一樣分布在整個(gè)單位圓頻率范圍。以50赫茲采樣率采集的20.48秒時(shí)間歷程數(shù)據(jù)為例,窗口寬為L=1024(Twin=20.48s)。FFT得到的頻率響應(yīng)為均勻頻率分辨率△f=1/20.48=0.0488Hz。頻率響應(yīng)包含N/2=1024/2=512個(gè)頻率點(diǎn),從fmin=1/20.48=0.0488Hz到fmax=fs/2=50/2=25Hz均勻分布。然而,典型情況下操縱品質(zhì)分析應(yīng)用中感興趣的頻率范圍(以及合適激勵(lì)信號的頻率范圍)是0.3-12rad/s(即0.0478-1.910Hz),這個(gè)范圍僅僅包含了39個(gè)頻率點(diǎn),因此整個(gè)1024個(gè)頻點(diǎn)中大部分浪費(fèi)了。對CZT,計(jì)算結(jié)果能產(chǎn)生相同數(shù)量的頻率點(diǎn)(1024個(gè)),但這些頻率點(diǎn)可以只分布在0.3-12rad/s的范圍,這等于將頻率分辨率提高到了原來27倍,達(dá)到△f=(13-0.3)/(2π·1024)=0.00182Hz。(3)CZT有助于減小旁瓣泄漏或者數(shù)值污染造成的影響,和FFT相比具有更高的精度。

    CZT的這三個(gè)重要特性為選取采樣頻率、窗口寬度、頻率分辨率提供了更大的靈活性,提高了飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析中頻率響應(yīng)的精度。

    3.3 掃頻激勵(lì)試驗(yàn)

    本文穩(wěn)定性邊界測量所使用的輸入和輸出信號在圖10中給出了說明。對于每一個(gè)軸,選擇相應(yīng)的輸入/輸出信號,頻率響應(yīng)特性就可以代表開環(huán)系統(tǒng)的傳遞函數(shù)。當(dāng)掃頻輸入被加入到每一個(gè)軸上時(shí),誤差信號就產(chǎn)生了。輸出信號的頻率響應(yīng)到誤差信號就代表了給定軸的開環(huán)傳遞函數(shù)。

    周期性的掃頻輸入一般會(huì)持續(xù)30秒,覆蓋1.0到60弧度每秒的頻率范圍。所有的輸入都是計(jì)算機(jī)生成的。設(shè)計(jì)的輸入信號是用來激勵(lì)一個(gè)剛性飛機(jī)動(dòng)態(tài)特性的,激勵(lì)時(shí)飛機(jī)保持在配平狀態(tài)。為了獲得合理的低頻響應(yīng),而不偏離配平狀態(tài),就需要非常小的低頻輸入。

    圖11為滾轉(zhuǎn)軸掃頻試驗(yàn)時(shí)的響應(yīng)曲線,其中黑色線是總誤差信號,紅色曲線是總反饋信號。

    4 飛行試驗(yàn)結(jié)果及分析

    4.1 數(shù)據(jù)處理結(jié)果

    利用線性調(diào)頻Z變換,得到的滾轉(zhuǎn)軸、俯仰軸頻率響應(yīng)特性如圖12、13所示。

    從試驗(yàn)結(jié)果分析,滾轉(zhuǎn)軸的幅值裕度為8.7dB,相位裕度為11.5°,遠(yuǎn)低于仿真計(jì)算時(shí)的系統(tǒng)穩(wěn)定裕度,這就不難解釋在飛行試驗(yàn)中為何滾轉(zhuǎn)軸穩(wěn)定性不足,在強(qiáng)風(fēng)擾條件下振蕩幅值較大的現(xiàn)象。

    而俯仰軸的試驗(yàn)數(shù)據(jù)結(jié)果表明,該回路閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性仍滿足6dB,45°的穩(wěn)定裕度要求,實(shí)際飛行中該回路也具有良好的穩(wěn)定性,振蕩幅值較小。

    4.2 控制律參數(shù)改進(jìn)及試驗(yàn)驗(yàn)證

    將滾轉(zhuǎn)軸主回路的增益進(jìn)行調(diào)整,滿足閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定裕度的要求。滾轉(zhuǎn)軸的頻響特性如圖14所示。

    圖15是改進(jìn)增益后的橫向響應(yīng)時(shí)間歷程曲線,結(jié)果表明,滾轉(zhuǎn)角振蕩幅值為-2°~-9°,優(yōu)于改進(jìn)前的穩(wěn)定性。同時(shí),控制精度滿足飛行任務(wù)的要求。

    5 結(jié)束語

    本文通過頻域辨識(shí)方法,改進(jìn)了小型低RCS無人機(jī)的控制器性能,其中重點(diǎn)研究了以下問題:(1)中等展弦比飛翼布局無人機(jī)的控制器設(shè)計(jì)及飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。(2)根據(jù)飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù),分析滾轉(zhuǎn)軸穩(wěn)定性差、振蕩幅值大產(chǎn)生的原因。在飛行試驗(yàn)中利用掃頻激勵(lì)分析閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性,開發(fā)一種基于線性調(diào)頻Z變換方法的數(shù)據(jù)處理技術(shù)得到各軸的頻響特性。(3)對滾轉(zhuǎn)軸的控制增益進(jìn)行改進(jìn),使得系統(tǒng)既滿足穩(wěn)定性要求,同時(shí)有良好的控制精度。

    參考文獻(xiàn)

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    [3]Kevin A.Wise. X-45 Program overview and flight test status, AIAA-2003-6645[R].Reston:AIAA,2005.

    [4]Chirstopher D.Regan. In-Flight stability anslysis of the X-48B aircraft, AIAA-2008-6571[R]. Reston:AIAA,2008.

    [5]李林,馬超,王立新.小展弦比飛翼布局飛機(jī)穩(wěn)定性分析[J].航空學(xué)報(bào),2007,28(6):1312-1317.

    [6]李淼,王立新,黃成濤.舵面特性對飛翼構(gòu)型作戰(zhàn)飛機(jī)短周期品質(zhì)的影響[J].航空學(xué)報(bào),2009,30(11):2059-2065.

    [7]李林,王立新.小展弦比飛翼布局作戰(zhàn)飛機(jī)偏航軸飛行品質(zhì)評定[J].航空學(xué)報(bào),2009,30(6):972-978

    [8]李林,馬超,王立新.大展弦比飛翼構(gòu)型的橫航向操縱特性[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2007,33(10):1186-1190.

    [9]馬超,王立新.飛翼布局作戰(zhàn)飛機(jī)起降特性分析[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2009,35(4):429-433.

    [10]王立新,李林.小展弦比飛翼戰(zhàn)機(jī)滾轉(zhuǎn)軸操縱效能需求特性[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào),2009,35(8):909-912.

    作者簡介:尤俊彬(1990-),男,漢族,山西祁縣人,碩士,助理工程師,主要研究領(lǐng)域?yàn)轱w行仿真與飛行控制。

    華藝欣(1990-),男,漢族,陜西寶雞人,碩士,工程師,主要研究領(lǐng)域?yàn)轱w行力學(xué)與飛行控制。

    *通訊作者:張 (1986-),男,漢族,陜西西安人,碩士,工程師,主要研究領(lǐng)域?yàn)轱w行力學(xué)與飛行控制,飛行仿真。

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