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无人机飞控系统稳定性分析研讨

发布时间:2018-12-17 01:06:01 文章来源:未来智讯    
    无人机飞控系统稳定性分析研讨作者: 王婷 张喆 王博   摘 要:该文以X-48无人机稳定性飞行试验为例,介绍无人机飞控系统稳定性分析试验方法。提出在舵机抑制器前投入激励信号,通过激励的飞机响应计算出传递函数,进而进行稳定性分析的方法。并利用我院独有的无人机验证平台系统对该方法进行仿真验证。仿真验证结果证明,无人机飞控系统稳定性分析试验具有工程可实施性,可作为未来我国进行该项试验的参考依据。
  关键词:无人机;飞行稳定性;稳定裕度;激励信号
  中图分类号:V249 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2014)02(a)-0094-02
  先进的高本能无人机与以往最大的不同是选取了高自主导航系统。以往的经验显示驾驶员操纵错误是无人机事故的重要原因,另外由于存在数据链路延迟影响,无人机指挥抑制系统常常存在严重的指令延迟,导致闭环驾驶几近不可能实现。因此,现代的大多数无人机均配备高度自主的飞行抑制系统,能实现无需操作员干预的滑跑、起飞、巡航、着陆,甚至紧急操作。飞控系统和飞行平安亲密相关,飞控系统与飞行品质试验需要在无人机研制试验初期就与其它试验同步开展。由于自主飞行抑制系统没有直接的“杆力、杆位移”输入,常规的飞行品质试验方法不适用,而且其抑制系统始终处于闭环运行状态,开环稳定性和抑制试验也不可行。因此,无人机飞控系统飞行试验被迫回到最基本的试飞方法,即开展任务相关的操作、观察飞机的反应、判断飞机的飞行品质是否能完成该任务。同时,试验中投入俯仰、横滚、偏航指令激励信号对飞行抑制系统变成激励,用以测试无人机飞控系统的闭环稳定性。
  该文以X-48无人机稳定性飞行试验为例,介绍无人机飞控系统稳定性分析试验方法,进而利用现有的无人机验证平台仿真系统进行验证。通过仿真验证可知无人机飞控系统稳定性分析试验是可行的,具有工程可实施性,可作为未来我国进行该项试验的参考依据。
  1 稳定性分析方法
  常常来说对于飞行期间的稳定性分析是一个循序渐进的过程。早期NASA DFRC就在Grumman X-29A1,2飞机长进行了飞行稳定性分析技能研发[1-2],包括飞行手动扫频技能和稳定性分析等。而X-36飞机飞行试验也在自动系统中投入了扫频激励[3]。在X-43A验证机和NF-15B智能飞行抑制系统飞机,飞行试验中均自动投入混合激励信号,同时在飞行后进行多轴稳定性分析[4-5]。
  X-48无人机是最新研发的大展弦比飞翼式无人机验证平台。稳定性分析试验方法为:机载激励装置在特定飞行状态点产生特定的激励信号同时对三轴进行激励,根据激励得到的飞机响应计算飞机开环频率响应,进一步估算传递函数,使用估算的传递函数进行稳定裕度分析,将该稳定裕度与仿真数据和飞行试验数据进行对比,从而进行快速包线扩展。
  2 激励信号
  激励信号信息嵌入在机载飞控计算机中运行的飞机管理系统(VMS)中,包括激励信号特征信息和注入点位置信息。
  等式(1)为激励信号的大略表达式。
  常常能够自由选择激励信号各频率成分以及每个频率成分的相关权量值。为保证信号互不相关,需要选择的频率成分可以构成谐波序列。激励信号的互不相关性能够使激励同时作用于各个通道,削减激励必需的时间。为了保持飞行在初始平衡位置附近或者配平点,激励信号的峰值应该最小化,见等式(2)。
  X-48无人机选用了以下两种激励信号,激励信号特征参数见表1。
  激励信号注入位置见图1。
  在舵机抑制器C2前投入激励信号可以使抑制器的维度减小到最小的三通道。激励涉及滚转、俯仰和偏航三轴角速度下令。在该位置投入激励信号也可以减小由飞机P额外带来的潜在影响,从而减小对开环传递函数的影响。飞机开环传递函数,C1、P、C2均可以通闭环时间历程曲线进行估算。式(3)为传递函数的时域形式。
  外环输入下令r中包含了驾驶员下令,常常情况下在激励动作期间要求驾驶员尽量不进行输入操纵,故在分析时能够忽略不计。
  开环传递函数能够通过多种方法估算。式(4)为使用抑制器下令信号和建立的一个大略的传递函数。
  以该形式估算的传递函数可避免和信号间的噪声影响[6]。
  3 仿真试验及结果
  该文利用我院特有的无人机验证平台仿真系统对无人机飞控系统稳定性分析方法进行验证。无人机验证平台是将某型有人驾驶飞机加装了数据链传输系统、电视前视系统等相关系统,配以地面抑制站进行飞行抑制,从而构建成完整的无人机演示验证系统。该无人机演示验证系统已完成遥控状态下的飞行试验及飞行品质评定,即将开展程控抑制律稳定性分析及飞行品质评定。
  该文在程控模态下进行仿真研讨。程控抑制律包括:高度保持、倾斜保持、速度保持等模态。
  无人机验证系统上述各模态的抑制律基本都建立在内环角速度稳定,外环角度跟踪的原理上,实现方法和调参较为简便。面向各种飞行阶段的抑制律基本结构是一致的,但面向各种飞行任务进行针对性的增益调参。以精确着陆任务和巡航侦查任务为例,试验任务特征见表2。
  利用扫频试验方法对设计的抑制律稳定裕度进行计算,在纵向、横向、航向的舵机指令综合口处投入激励信号。试验条件如表3所示。最小频率0.1 Hz,最大频率10 Hz,持续时间30 s。
  试验结果见表4。
  结果分析:
  (1)利用扫频信号激励容易获得非参数模型的频域特性信息,并提供有用的飞行品质数据。
  (2)完整、详细的动力学模型的仿真计算结果逼真度较高,在真实扫频试飞前应尽量利用6自由度全量模型进行计算。
  (3)在计算的2种构型的稳定裕度结果中,均满足6 dB的幅值裕度和45°的相位裕度,满足有人驾驶飞机飞行品质的要求,对于无人机,该目标要求是否适用,应通过飞行试验进一步确认。   4 结语
  利用在舵机抑制器前投入激励信号的方法可用于无人机稳定性分析,该方法具有工程可实施性,可作为未来我国进行该项试验的参考依据。
  参考文献
  [1] Bosworth,J.T.West,J.C.Real-Time Open-Loop Frequency Response Analysis of Flight Test Data.AIAA 86-9738,1986.
  [2] Gera,J.Bosworth,J.T.,“Dynamic Stability and Handling Qualities Tests on a Highly Augmented,Statically Unstable Airplane.NASA TM-88297,1987.
  [3] Balough,D.L.“Determination of X-36 Stability Margins Using Real-Time Frequency Response Techniques.AIAA-984154,1998.
  [4] Baumann,E.“Tailored Excitation for Frequency Response Measurement Applied to the X-43A Flight Vehicle. AIAA2006-638, 2006.
  [5] Morelli,E.A.Multiple Input Design for Real-Time Parameter Estimation in the Frequency Domain.Paper REG-360,13th IFAC Symposium on System Identification,Rotterdam,The Netherlands,2003.
  [6] Tischler,M.B.,Remple,R.K. Aircraft and Rotorcraft System Identification: Engineering Methods with Flight Test Examples,AIAA Education Series,AIAA,Inc.,Reston,VA, 2006.
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