CN106598056A - 一种提升固定翼飞机隐身性能的舵面优先级调节方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种提升固定翼飞机隐身性能的舵面优先级调节方法，1、基于加权伪逆法建立多操纵面隐身飞行器的控制分配模型；2、定义效能矩阵及其剩余效能矩阵，用于后续参数调节；3、设计权值参数调节规则；4、根据第三步的调参规则，通过判定剩余效能矩阵的行秩来确定选用不同的调参规则，并对权值参数进行调节；5、根据隐身特征，建立对应性能指标，对调参后的多操纵面隐身飞行器控制性能进行评价，以指导参数调节。若满足性能指标，则停止参数调节；若不满足需求，则继续上述步骤，直至达到既定目标。该方法简单易行，科学合理，可解决多操纵面飞行器控制分配中参数调节盲目性和专家经验依赖性强等技术难题。

Description

一种提升固定翼飞机隐身性能的舵面优先级调节方法

技术领域

本发明属于飞行控制领域，涉及一种提升固定翼飞机隐身性能的舵面优先级调节方法。

背景技术

传统布局飞机采用升降舵、副翼以及方向舵分别控制飞机的俯仰、滚转和偏航运动，其安全性和可靠性亟待进一步提升。随着现代飞行器设计理念发展，创新型翼型层出不穷，比如采用无平尾、无垂尾布局的飞翼飞机，摆脱了常规布局带来的种种弊端，具有突出的隐身能力；如美国的B-2飞翼式隐身远程战略轰炸机，雷达反射面只有0.1m²，雷达很难探测。为弥补无尾造成的纵向和航向控制效能的缺失，飞翼布局飞机只能依靠机翼后缘布置的升降副翼、海狸尾俯仰操纵面、开裂式方向舵等多副控制面组合偏转来完成飞行控制任务，这对传统飞行控制系统提出了新的挑战。

现有飞行控制技术中，多采用控制分配方法对多操纵面飞行器的飞行指令进行合理分配以实现期望的飞行运动，即将原有三轴运动指令所需控制力矩按照一定规则分配给各个舵面，以舵面组合偏转的方式达到期望的控制力矩。对于控制分配方法的研究已然数载有余，常见的控制分配方法有加权伪逆法、串接链法、直接分配法、基于优化的分配方法等等。加权伪逆法作为工程上最实用的控制分配方法，得到众多专家学者青睐。权值矩阵的选择对加权伪逆法的分配结果影响重大，然而，工程中多依赖专家的经验进行权值参数选择，依赖性强，可操作性弱，控制效果不佳，这给工程应用带来大大不便。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种提升固定翼飞机隐身性能的舵面优先级调节方法，以飞行器隐身性能为牵引，提升现有控制分配结果的精准度，从而加强多操纵面隐身飞行器的飞行控制安全性和可靠性。

技术方案

一种提升固定翼飞机隐身性能的舵面优先级调节方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：采用加权伪逆法建立多操纵面隐身飞行器的控制分配模型：

s.t.v_d＝Bu

其中：W∈R^m×m为正定对称权值矩阵，v_d表示飞行器主环期望的虚拟控制指令，u_d表示期望的操纵面参考位置，该参考位置处多操纵面隐身飞行器的隐身截面积最小；J为所定义的性能指标，||·||为矩阵的2-范数；

步骤2、定义效能矩阵及其剩余效能矩阵：

控制效能矩阵：B＝[b₁ b₂ … b_m]，其中b_i(i＝1,...,m)为控制效能矩阵B的第i列；

剥除操纵面i的控制效能为剩余效能矩阵：B_i＝[b₁,…,b_i-1,b_i+1,…b_m],i＝1,...,m；

步骤3、通过判定剩余效能矩阵的行秩来确定选用不同的调参规则，并对权值参数进行调节：判定剩余效能矩阵是否为行满秩矩阵，若为行满秩矩阵，则根据规则1调节参数；若为行亏秩矩阵，则根据规则2，将对应舵面权值设置为1；

所述规则1：当剩余效能阵B_i行满秩时，操纵面i的出舵量u_i，即加权伪逆分配指令的幅值与参数w_i，的变化是负相关关系，因w_i＞0，则矩阵Q_i非负定，即q_i≥0，q_i为矩阵Q第i个对角元素；操纵面i控制指令的幅值：其中：w_i为W的第i个对角元素；

所述规则2：操纵面剩余效能阵行亏秩时，某些舵面权值系数的改变对多操纵面飞行器其他舵面出舵量不产生影响，因而改变其权值系数对飞行控制系统总体控制性能没有明显贡献，故不对其进行参数调整，直接将其设置为常值1；

步骤4、根据性能指标，对所设计参数进行评价：引入飞行器出舵量的能量值表征多操纵面飞行器的隐身特征，定义如下性能指标：

I＝||u||

若满足所设定性能指标，则停止参数调节；若不满足要求，则继续返回到步骤3进行参数的调节。

有益效果

本发明提出的一种提升固定翼飞机隐身性能的舵面优先级调节方法，1、基于加权伪逆法建立多操纵面隐身飞行器的控制分配模型；2、定义效能矩阵及其剩余效能矩阵，用于后续参数调节；3、设计权值参数调节规则；4、根据第三步的调参规则，通过判定剩余效能矩阵的行秩来确定选用不同的调参规则，并对权值参数进行调节；5、根据隐身特征，建立对应性能指标，对调参后的多操纵面隐身飞行器控制性能进行评价，以指导参数调节。若满足性能指标，则停止参数调节；若不满足需求，则继续上述步骤，直至达到既定目标。该方法简单易行，科学合理，可解决多操纵面飞行器控制分配中参数调节盲目性和专家经验依赖性强等技术难题。

本发明与现有技术相比具有以下有益效果：权值矩阵中权值系数的选取更加科学合理，目的性强，简单易行，便于工程应用中优化设计。而且，本发明定义了相应性能指标对所设计参数进行评价，形成良性闭环反馈式参数调节方法，有效提升了参数调节的指向性、可操作性，保证了多操纵面隐身飞行器的安全性、可靠性以及隐身性能。

附图说明

附图1为本发明的方法流程图；

附图2为本发明实施例提供的多操纵面隐身飞机示意图；

附图3为本发明实施例提供的角加速度指令可达集；

附图4为本发明实施例提供的期望虚拟指令曲线；

附图5为本发明实施例提供的剩余效能矩阵行满秩情形操纵面指令的动态过程；

附图6为本发明实施例提供的剩余效能矩阵行满秩情形虚拟控制指令的误差曲线；

附图7为本发明实施例提供的剩余效能矩阵行亏秩情形操纵面指令的动态过程；

附图8为本发明实施例提供的剩余效能矩阵行亏秩情形虚拟控制指令的误差曲线；

附图9为本发明实施例提供的剩余效能矩阵行满秩情形隐身性能指标变化情况；

附图10为本发明实施例提供的剩余效能矩阵行亏秩情形隐身性能指标变化情况。

具体实施方式

现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：

本发明提供的基于加权伪逆的多操纵面隐身飞行器调参方法的技术方案包括以下步骤：

步骤1：建立基于加权伪逆的多操纵面隐身飞行器控制分配模型；

选择三轴控制力矩或姿态角加速度为虚拟控制指令，得到线性化多操纵面隐身飞行器的运动方程：

其中：A∈R^m×n为系统矩阵，B_v∈R^m×p为虚拟指令的输入矩阵，C∈R^q×n为输出矩阵，D_v∈R^q×p为传输矩阵，x(t)∈Rⁿ为系统状态，y(t)∈R^q系统输出，v(t)∈R^p为虚拟控制指令，n＝3为相应的维数。v(t)＝Bu(t)为控制分配方程，u(t)∈R^m为控制输入，B∈R^n×m为控制效能矩阵，满足：

B_u＝B_vB (2)

为使得飞行器舵面偏转时隐身截面积最小，得到如下加权伪逆控制分配模型：

其中：W∈R^m×m为正定对称权值矩阵，v_d表示飞行器主环期望的虚拟控制指令，u_d表示期望的操纵面参考位置，该参考位置处多操纵面隐身飞行器的隐身截面积最小。

求解式(3)中控制分配问题，得到最优分配律：

其中：上标表示Moore-Penrose逆。

根据加权伪逆控制分配律(4)，令：

其中：为对称矩阵，则当期望指令为零偏位置时，操纵面指令：

令W＝diag(w₁,w₂,…,w_m)，其中w₁,w₂,…,w_m分别表示操纵面u₁,u₂,…,u_m的权重系数，则：

其中：u_i为第i个操纵面的加权伪逆指令。调节第i个操纵面的控制参数w_i，即可知隐身特征及控制指令的变化情况。

步骤2：定义效能矩阵以及剩余效能矩阵；

控制效率矩阵B可划分为：

B＝[b₁ b₂ … b_m] (8)

则称b_i∈Rⁿ为操纵面i的控制效能。

剥除操纵面i的控制效能，称

B_i＝[b₁,…,b_i-1,b_i+1,…b_m] (9)

为剩余效能矩阵。

步骤3：设计参数调节规则；

根据B_i行秩的大小，可将控制参数w_i的设计分成两种形态：

(1)操纵面剩余效能阵行满秩的情形；

(2)操纵面剩余效能阵行亏秩的情形。

步骤3.1：参数调节规则1；当剩余效能阵B_i行满秩时，操纵面i的出舵量，即加权伪逆分配指令的幅值与参数w_i的变化是负相关关系。

由于剩余效能阵B_i是行满秩的，则：

即矩阵Q_i是可逆的。又若矩阵可逆，且存在和使得可逆，则有：

可知：

根据变量定义可进一步得到：

带入加权伪逆控制分配律式(11)，可以得到操纵面i的分配指令：

因w_i＞0，则矩阵Q_i非负定，即q_i≥0，进而可知操纵面i控制指令的幅值：

其中：可通过增大权值系数，减小对应操纵面的出舵量，从而更好地利用各个舵面的特性，比如增大方向舵的权值系数，使得方向舵出舵量减小，从而雷达反射面减小，实现飞行器隐身的目的。

步骤3.2：参数调节规则2；操纵面剩余效能阵行亏秩时，某些舵面权值系数的改变对多操纵面飞行器其他舵面出舵量不产生影响，因而改变其权值系数对飞行控制系统总体控制性能没有明显贡献，故不对其进行参数调整，直接将其设置为常值1。

步骤4：判定剩余效能矩阵是否为行满秩矩阵，若为行满秩矩阵，则根据规则1调节参数；若为行亏秩矩阵，则根据规则2，可将对应舵面权值设置为1；

步骤5：根据性能指标，对所设计参数进行评价。

引入飞行器出舵量的能量值表征多操纵面飞行器的隐身特征，定义如下性能指标：

I＝||u|| (16)

经过参数调节，若满足所设定性能指标，比如隐身特征小于某个值，则停止参数调节；若不满足要求，则继续返回到步骤4进行参数的调节。

具体实施例：

步骤1：以某型多操纵面隐身飞机为例，见附图2，建立如式(1)的控制分配模型，其中，控制量u＝[u_le,u_re,u_pf,u_la,u_ra,u_pt,u_yt]^T，分别代表飞机的左升降副翼、右升降副翼、俯仰襟翼、左全动翼尖、右全动翼尖、俯仰推力矢量和偏航推力矢量；相应的位置约束和速率约束为：

u_max＝-u_min＝[30 30 30 60 60 10.61 10.61]^T,

ρ_max＝-ρ_min＝[150 150 50 150 150 60 60]^T.

在马赫数为0.4、高度为15000ft的飞行条件下，选择虚拟控制指令分别表示滚转、俯仰和偏航角加速度，相应的系统矩阵和操纵面控制效能矩阵分别为：

根据操纵面偏转位置约束和速率约束以及上述控制分配模型，可得三轴角加速度的指令可达集，见附图3。该约束条件限制了权重系统调节的范围，即对于超出可达集的虚拟指令，参数调节对操纵面出舵量不再产生相应期望性能。

步骤2：因控制效能矩阵为B矩阵，则根据剩余效能矩阵的定义式(9)可知，对应于左升降副翼的剩余效能矩阵为剥除B矩阵第一列的矩阵：

操纵面2对应的剩余效能矩阵为：

其他操纵面对应的剩余效能矩阵可以此类推得到。

步骤3：根据说明中的式(15)可得剩余效能矩阵行满秩时的权值系数调节规则；当剩余效能矩阵行亏秩时，直接将对应舵面的权值系数设置为1。

步骤4：根据剩余效能矩阵行满秩的情形，采用对应权值系数调节规则，设计相应权值系数。

步骤4.1：剩余效能矩阵行满秩情形

以设计左副翼控制参数w₁为例，验证参数设计规则。设定期望的虚拟控制指令，见附图4。将左副翼控制参数w₁从1增加至3，步长为0.5，其余操纵面控制参数不变，进行数值仿真。附图5所示为操纵面指令的动态过程，附图6为相应的虚拟控制指令误差曲线(e₁,e₂,e₃分别表示各轴分量)。

从附图5可知，随着控制参数w₁增大，左副翼的偏转量幅值呈规律性不断减小，这与剩余效能矩阵行满秩情形的权值系数调整规则是相符的。进一步可知，其余操纵面的偏转都是规律的，其中俯仰襟翼、左全动翼尖、俯仰和偏航推力矢量的偏转幅值随之变大，这将直接增加系统的隐身特征；由附图6可以看出，在左副翼控制参数w₁变化时，操纵面的协调偏转基本近乎零误差地实现期望的虚拟控制，保证系统的控制性能。

步骤4.2：剩余效能矩阵行亏秩情形

根据剩余效能矩阵定义式(9)可知，偏航推力矢量的剩余效能B₇是行亏秩的。以设计偏航推力矢量u_yt的控制参数w₇为例，验证参数设计规则。设定期望的虚拟控制指令，见附图4。将方向舵控制参数w₇从1增加至9，步长为2，其余操纵面的控制参数不变，采用加权伪逆法分别进行仿真。附图7所示为操纵面指令的动态过程。附图8为相应的虚拟控制指令误差曲线(e₁,e₂,e₃分别表示各轴分量)。

明显地从附图7可以看出，在控制参数w₇增大时，采用加权伪逆法得到的所有操纵面指令未发生任何改变，变化规律与w₇＝1的情形完全相同，这与剩余效能矩阵行亏秩时权值系数设计规则是相符的。这说明，在剩余效能行亏秩时，即使调整隐身特征大的操纵面控制参数，并不改变飞机的整体隐身特征。由附图8可知，虽然采用不同的控制参数进行分配时，都产生了很小的误差，但与虚拟控制指令幅值相比可近乎为零，可认为各控制参数分配模态下控制效果是一致的，为便于计算，权值系数可直接设置为1。

步骤5：设计性能指标如式(11)，对权值系数设计结果进行评价。

步骤5.1：剩余效能矩阵行满秩情形

根据步骤4.1中的权值系数变化及其仿真结果，得到性能指标随权值系数变化而变化的曲线，见附图9。可以看出，在w₁从1变大时，操纵面的出舵量在不断增加。这说明，对同样的期望虚拟控制指令，操纵面系统需要消耗更多的能量，也意味着操纵面在有限的偏转范围内所剩余的控制效能变小了。因此，要增加左副翼等隐身特征小的操纵面出舵量，需选择相对较小的控制参数。但是，在参数调节中，参数选择不宜过小。

步骤5.2：剩余效能矩阵行亏秩情形

根据步骤4.2中的权值系数变化及其仿真结果，得到性能指标随权值系数变化而变化的曲线，见附图10。观察可知，在剩余效能行亏秩时，即使调整隐身特征大的操纵面控制参数，并不改变飞机的整体隐身特征，故在该情形下，无需对对应舵面的权值系数进行调整。

Claims (1)

1.一种提升固定翼飞机隐身性能的舵面优先级调节方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：采用加权伪逆法建立多操纵面隐身飞行器的控制分配模型：

$\underset{u}{\min }J=\left|\right|W(u-u_d)\left|\right|$

s.t.v_d＝Bu

其中：W∈R^m×m为正定对称权值矩阵，v_d表示飞行器主环期望的虚拟控制指令，u_d表示期望的操纵面参考位置，该参考位置处多操纵面隐身飞行器的隐身截面积最小；J为所定义的性能指标，||·||为矩阵的2-范数；

步骤2、定义效能矩阵及其剩余效能矩阵：

控制效能矩阵：B＝[b₁ b₂ … b_m]，其中b_i(i＝1,...,m)为控制效能矩阵B的第i列；

剥除操纵面i的控制效能为剩余效能矩阵：B_i＝[b₁,…,b_i-1,b_i+1,…b_m],i＝1,...,m；

步骤3、通过判定剩余效能矩阵的行秩来确定选用不同的调参规则，并对权值参数进行调节：判定剩余效能矩阵是否为行满秩矩阵，若为行满秩矩阵，则根据规则1调节参数；若为行亏秩矩阵，则根据规则2，将对应舵面权值设置为1；

所述规则1：当剩余效能阵B_i行满秩时，操纵面i的出舵量u_i，即加权伪逆分配指令的幅值与参数w_i，的变化是负相关关系，因w_i＞0，则矩阵Q_i非负定，即q_i≥0，q_i为矩阵Q第i个对角元素；操纵面i控制指令的幅值：其中：w_i为W的第i个对角元素；

$u_i=\frac{1}{w_i^2+q_i}{b}_i^T{Q}_i^{-1}{v}_d,i=1,...,m$

所述规则2：操纵面剩余效能阵行亏秩时，某些舵面权值系数的改变对多操纵面飞行器其他舵面出舵量不产生影响，因而改变其权值系数对飞行控制系统总体控制性能没有明显贡献，故不对其进行参数调整，直接将其设置为常值1；

步骤4、根据性能指标，对所设计参数进行评价：引入飞行器出舵量的能量值表征多操纵面飞行器的隐身特征，定义如下性能指标：

I＝||u||

若满足所设定性能指标，则停止参数调节；若不满足要求，则继续返回到步骤3进行参数的调节。