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西工大史静平团队:高精度舰载VTOL飞机过渡轨迹优化与控制方法

来源:航空学报CJA发表时间:2025-08-01 12:00:15浏览量:977

舰载垂直起降(Vertical Take-off and Landing,VTOL)飞机不仅速度快、机动性好,还能够在小型甲板和受损跑道上起降,获得了更广泛的部署场景。其中,过渡模态作为舰载VTOL飞机飞行的关键阶段,不但面临着推进系统与气动力之间的强耦合,还面临着飞机结构改变引起的气动系数突变,因此如何实现安全快速的过渡至关重要。针对上述问题,本文提出一种高精度舰载VTOL飞机过渡轨迹优化与控制方法,设计过渡走廊基于过渡目标进行轨迹优化,并设计基于预设时间扰动观测器的增量式动态逆方法进行飞机控制,达到了兼顾安全与性能的高精度过渡目标。

引用格式

朱奇, 史静平, 张一玮, 屈晓波, 吕永玺*. 一种高精度舰载VTOL飞机过渡轨迹优化与控制方法[J]. 航空学报, 2025, 46(13): 532155.

 01 研究背景

垂直起降飞机(Vertical Take-off and Landing,VTOL)为海军提供在恶劣条件下和小型航母舰船上的前线部署能力,并为海军陆战队特种作战提供了灵活多变的作战模式,由于其不依赖跑道进行起降,大大地提高了在恶劣战场环境下的生存能力和作战能力,这类飞机以美国的F35-B型为代表。舰载VTOL飞机具有3种典型的飞行模态,分别为垂直模态、固定翼模态和过渡模态。在垂直模态下,飞机能够进行垂直起飞/降落、悬停等多种非常规机动;固定翼模态下只有气动舵面和主发动机推力参与控制;过渡模态是舰载VTOL飞机从垂直模态转换至固定翼模态的中间模态。该模态下由于推进系统(矢量喷管、升力风扇等)和飞机结构(升力风扇进气口盖)的变化,动力学特性最复杂,并且由于推进系统和气动舵面同时参与控制,呈现强烈的耦合非线性特征,控制难度最高。因此,如何使飞机从垂直模态安全、快速地转换到固定翼平飞模态是实现舰载VTOL飞机在非大型跑道或受损机场上起降的关键。

过渡过程中,随着空速增加,飞机受到的气动力逐渐增大,呈现出强烈的耦合非线性。耦合性一方面指飞机的气动力与推进力相互耦合,另一方面指推进系统的操纵特性耦合;非线性一方面指气动力随空速的改变是非线性的,另一方面指推进系统的控制量是非线性的。舰载VTOL飞机过渡模态面临的独特挑战包括:①如何建立优化问题,以确定出平衡“安全裕度”与“最佳性能”的过渡轨迹,即指令信号的选取;②如何设计控制方法,以克服过渡期间推力和气动力的耦合非线性以及干扰,确保高精度过渡控制。

 02 研究亮点

为解决所述舰载VTOL飞机过渡模态面临的挑战,本文提出一种高精度舰载VTOL飞机过渡轨迹优化与控制方法。本文的研究对象是一款中航工业飞行自动控制研究所项目支撑下团队自主设计的舰载VTOL飞机,如图1所示。首先,考虑复杂作动结构和升力风扇进气口盖影响,在风洞试验数据的基础上,建立飞机过渡模态详细模型并绘制过渡走廊。其次,定义具有安全和性能指标的过渡目标,设计基于自适应伪谱法的过渡轨迹优化方法,求解最优过渡轨迹。最后,设计一种基于预设时间扰动观测器的增量式动态逆(Preset Time-Disturbance Observer of Incremental Nonlinear Dynamic Inversion, PTDO-INDI)方法进行过渡控制,采用该方法能够在预定义的时间观测到扰动,克服了建模的不确定性和外部干扰,提升系统的鲁棒性,实现了高精度的过渡控制。

西工大史静平团队:高精度舰载VTOL飞机过渡轨迹优化与控制方法

图1 舰载VTOL飞机模型

1)建立过渡走廊与最优过渡轨迹求解

舰载VTOL飞机过渡过程中主要依靠三轴承矢量喷管的纵向偏转来产生前向速度。三轴承矢量喷管偏转到每个角度都存在一个对应的速度区间,可以通过其他作动器控制使飞机平飞,即所受力和力矩平衡,采用可达平衡集(Attainable Equilibrium Set, AES)方法得到这个区间。将这个区间称为飞机的控制效能边界,该边界构成了舰载VTOL飞机的过渡过程飞行走廊,简称“过渡走廊”。

如图2所示用有色点记录了可达的平衡点。总体来看,过渡走廊呈现出随飞行速度增加,喷管偏角减小的趋势。过渡走廊中的平衡点保证了在当前速度和3BSD偏角下,飞机都能够通过剩余作动器改变力矩控制姿态从而具有平飞能力。为确保过渡安全并避免产生不利的飞行品质影响,在过渡走廊上采用多项式拟合方法拟合一条期望的“速度—喷管偏角”曲线。

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图2 过渡走廊和期望“速度—喷管偏角”关系曲线

基于过渡走廊和“速度—喷管偏角”关系曲线,以飞机过渡时间、末端速度和过渡高度为指标设计舰载VTOL飞机过渡轨迹优化问题。过渡目标为:①过渡时间尽可能短;②过渡结束时空速达到平飞速度;③过渡期间高度变化小。该问题可以描述为具有多约束条件下的代价函数的最优控制问题。按照过渡目标列写代价函数,并考虑飞机动态约束和作动器约束,采用自适应伪谱法求解所述的最优化问题。得到轨迹优化结果如图3所示。

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图3 舰载VTOL飞机最优过渡轨迹状态量

2)基于预设时间扰动观测器的增量式动态逆控制

过渡控制需要考虑不同控制器之间的效能耦合,以及过渡结束时升力风扇进气口盖关闭引起的气动系数剧烈扰动,这些因素都会严重降低控制精度甚至导致飞机动态恶化。此外,尽管所有的气动力与力矩的气动系数都是通过风洞试验数据获取得到,但仍不可避免的存在一定的误差。增量式非线性动态逆(INDI)方法通过加速度反馈减少了控制器对模型精度的依赖。然而,角加速度的获取并不容易,当直接采用测量信号不可取时,需要对扰动作用下的加速度信号进行估计。综上,本文提出一种基于预设时间扰动观测器的增量式非线性动态逆(PTDO-INDI)方法,采用预设时间扰动观测器对角加速度进行估计,图4所示为该方法框架图。

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图4 基于预设时间扰动观测器的增量非线性动态逆控制框架图

分别将预设时间设计为T=0.5, 0.7, 1.0,在悬停状态对舰载VTOL飞机进行仿真验证,飞机状态响应与对扰动的预测如图5所示。在本文所提PTDO-INDI方法的控制下,对于固定的扰动,PTDO能够在用户预定的时间跟踪上扰动,并且在很小的范围内逐渐收敛;对于随时间变化的扰动,PTDO同样能在预设时间准确观测到扰动,并且保持在一个较小的区间。

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图5 不同预设时间下PTDO-INDI角速度控制

3)舰载VTOL飞机过渡半实物实验平台

为了进一步验证提出算法的实时性和有效性,本文搭建了舰载VTOL飞机过渡半实物实验平台如图6所示。半实物仿真平台由4个主要部分组成:①实时仿真计算机;②飞控计算机;③视景显示系统;④舰载VTOL飞机实物模型。实时仿真计算机中运行数字模型,用于实时解算飞机状态,模拟实际飞行;飞控计算机内写入控制律算法,通过对指令实时解算获得油门、喷管偏角、舵偏等控制信号;视景显示系统用于直观的监测和显示飞机状态;通过舰载VTOL飞机实物模型以验证其复杂结构的动态响应。

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图6 半实物仿真实验平台

为了验证本文设计的最优过渡轨迹和PTDO-INDI方法的有效性,在相同条件下,与基于自适应补偿的增量式动态逆(AE-INDI)方法,基于扩张状态观测器的增量式动态逆(ESO-INDI)方法以及直接采用角加速度测量信号的INDI方法进行对比,结果如图7、图8所示。实验结果表明,4种方法都能够有效的控制飞机跟踪最优过渡轨迹,本文方法对关闭升力风扇进气口盖引起的俯仰角加速度扰动跟踪最快,俯仰角变化最小,实现了高精度过渡。

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图7 舰载VTOL飞机过渡过程控制

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图8 舰载VTOL飞机过渡过程作动器响应

 03 研究成果

1)基于风洞试验数据,给出舰载VTOL飞机过渡过程中升力风扇进气口盖开闭引起的气动系数变化,并考虑推进系统的复杂作动结构,建立了详细的舰载VTOL飞机模型。

2)基于可达配平集方法绘制过渡走廊,以安全(避免失速,动态超限)与性能(过渡时间)为过渡目标,提出过渡轨迹优化问题,基于自适应伪谱法设计舰载VTOL飞机过渡轨迹优化方法。

3)设计的PTDO-INDI方法能够在预设时间观测到加速度扰动。采用该方法进行过渡控制时,能够准确的跟踪上轨迹指令并且明显降低扰动影响,提高系统的鲁棒性。搭建的舰载VTOL飞机半实物仿真平台验证了所提轨迹优化与控制方法的可行性和有效性,达到了兼顾安全与性能的高精度过渡目标。

04 作者介绍

西北工业大学906团队依托西北工业大学自动化学院和陕西省飞行控制与仿真技术重点实验室,一直从事飞行控制研究。目前团队共有师生60余人,主要研究方向包含先进飞行控制、无人机缩比试飞验证、智能空战、视觉引导、飞行管理等,承担了多项国家级和科研院所的重要项目,深度参与了多型飞机的飞行控制系统设计、技术验证等技术攻关,具备多种新布局飞行器总体设计、气动分析、详细结构设计、导航飞控系统集成开发能力,以及非常丰富的科研试飞经验和飞行保障服务能力,已自主研发和配套了变体布局、飞翼布局、复合翼布局和推力矢量多电布局等多类型无人机飞行控制系统,具有自主知识产权的飞行控制教学实验系统目前已为国内科研院所和相关高校配套30余套。

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关键词: 舰载垂直起降 VTOL飞机 过渡轨迹

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