陳勇, 董新民, 薛建平, 王小平, 劉勤

(空軍工程大學(xué) 工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

多操縱面飛行器控制分配技術(shù)的發(fā)展及應(yīng)用

陳勇, 董新民, 薛建平, 王小平, 劉勤

(空軍工程大學(xué) 工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

控制分配是先進(jìn)多操縱面飛行器控制理論及應(yīng)用的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。首先介紹了多操縱面布局的典型操縱面,然后從靜態(tài)、動(dòng)態(tài)和非線性三個(gè)方面分別論述了控制分配技術(shù)的最新研究成果,概述了航空航天領(lǐng)域及其他工業(yè)領(lǐng)域的應(yīng)用情況。最后總結(jié)了控制分配的幾個(gè)關(guān)鍵問(wèn)題,討論了今后可能的研究方向。

飛行控制系統(tǒng); 多操縱面布局; 控制分配; 級(jí)聯(lián)控制結(jié)構(gòu)

引言

隨著對(duì)飛機(jī)機(jī)動(dòng)性、安全性和可靠性要求的不斷提高,現(xiàn)代先進(jìn)的氣動(dòng)布局常采用過(guò)驅(qū)動(dòng)配置。通過(guò)各軸向設(shè)計(jì)冗余的執(zhí)行機(jī)構(gòu),為飛行控制律提供多種組合方式,極大地提高了飛機(jī)故障條件下的重構(gòu)能力和戰(zhàn)場(chǎng)條件下的生存能力。但操縱面的增多使控制耦合度增強(qiáng),執(zhí)行器的非線性動(dòng)態(tài)特性更為明顯,如何實(shí)現(xiàn)指令的有效分配已經(jīng)成為多操縱面飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中必須首先解決的問(wèn)題。

近年來(lái),控制分配作為向冗余執(zhí)行器分配控制律指令的關(guān)鍵技術(shù),已受到國(guó)內(nèi)外專家的廣泛關(guān)注[1]。控制分配器有兩個(gè)突出優(yōu)點(diǎn)[2]:能夠考慮執(zhí)行器物理約束生成控制指令;操縱面故障時(shí)無(wú)需重新設(shè)計(jì)飛行控制律即可實(shí)現(xiàn)控制重構(gòu)。

目前,控制分配技術(shù)除了在先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)、客機(jī)、導(dǎo)彈、飛碟、飛艇、再入飛行器等航空航天領(lǐng)域成功應(yīng)用外,還在艦船、機(jī)動(dòng)車、發(fā)動(dòng)機(jī)等工業(yè)領(lǐng)域也得到了快速發(fā)展。本文在分析典型多操縱面布局的基礎(chǔ)上,構(gòu)造了帶控制分配器的級(jí)聯(lián)飛行控制結(jié)構(gòu),從理論研究和工程應(yīng)用兩個(gè)方面論述了控制分配技術(shù)的最新成果,指出了存在的問(wèn)題和潛在的研究方向。

1 多操縱面布局及分類

隨著氣動(dòng)布局的不斷發(fā)展,多操縱面飛行器除了配置方向舵、副翼、平尾等常規(guī)舵面外,還引入多種創(chuàng)新型廣義氣動(dòng)操縱面,如升降副翼、全動(dòng)翼梢、嵌入式舵面、前緣襟翼、翼梢小翼、開(kāi)裂式方向舵、后緣襟副翼、擾流板、推力矢量等。國(guó)外典型先進(jìn)飛行器的操縱面配置如圖1所示。

圖1 國(guó)外典型飛行器的操縱面配置

研究表明[3],創(chuàng)新型操縱面的氣動(dòng)控制效率較常規(guī)舵面高,可提供足夠的各向控制力矩,但存在操縱面偏轉(zhuǎn)造成不利耦合力矩的問(wèn)題。因此,消除或避免不利耦合力矩,開(kāi)展綜合控制研究是開(kāi)發(fā)使用新型高效氣動(dòng)操縱面的關(guān)鍵。

2 多操縱面控制結(jié)構(gòu)框架

圖2所示為帶控制分配器的多操縱面飛控系統(tǒng)級(jí)聯(lián)控制結(jié)構(gòu)[2]。飛行控制律模塊基于虛擬指令設(shè)計(jì),控制分配器則通過(guò)控制效能映射函數(shù)將虛擬指令進(jìn)行合理分配,經(jīng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)的控制。

圖2 多操縱面飛控系統(tǒng)級(jí)聯(lián)控制結(jié)構(gòu)

考慮多操縱面飛行器的仿射非線性模型為:

(1)

式中,x(t)∈Rn為系統(tǒng)的狀態(tài);u(t),δ(t)∈Rm分別為執(zhí)行器指令的期望值和實(shí)際值,通常δ(t)≠u(t);f(·)和fδ(·)分別為飛機(jī)和執(zhí)行器的非線性動(dòng)態(tài)特性;gδ(·)為控制輸入函數(shù)。在級(jí)聯(lián)控制結(jié)構(gòu)中,通常引入飛機(jī)的控制力矩或偏轉(zhuǎn)角加速度作為虛擬控制v∈Rk,直接控制飛機(jī)三軸方向的運(yùn)動(dòng),滿足:

v(t)=gu(x,u)u(t)

(2)

gv(x,v)v(t)=gδ(x,δ)δ(t)

(3)

式中,gv(·)為虛擬輸入函數(shù);gu(·)為v(t)與u(t)之間的映射函數(shù)。

控制分配問(wèn)題就是按照預(yù)定的優(yōu)化目標(biāo)將期望控制v(t)最優(yōu)地分配到冗余受限執(zhí)行器u(t)上[4]。對(duì)v(t)線性化可將線性控制分配問(wèn)題描述為:

v(t)=Bu(t),u(t)∈Ω

(4)

式中,B∈Rk×m為行滿秩控制效率矩陣;Ω為執(zhí)行器位置約束和速率約束構(gòu)成的凸集:

Ω={δ(t)|δmin≤δ(t)≤δmax,

(5)

(6)

3 控制分配技術(shù)的理論研究現(xiàn)狀

控制分配技術(shù)經(jīng)歷了從靜態(tài)到動(dòng)態(tài)、從單目標(biāo)到多目標(biāo)、從線性到非線性的發(fā)展過(guò)程,已經(jīng)延伸出多種分配策略。

3.1 靜態(tài)控制分配方法

靜態(tài)控制分配主要包括直接分配、廣義逆分配、串接鏈分配等經(jīng)典方法。

3.1.1直接分配法

直接分配是1992年佛吉尼亞理工大學(xué)W C Durham教授基于轉(zhuǎn)矩可達(dá)集提出來(lái)的[5],存在計(jì)算量大的問(wèn)題。為改進(jìn)直接分配算法的解算速度,相繼提出了次優(yōu)分配法和對(duì)邊搜索法,但仍可能得不到最優(yōu)解。文獻(xiàn)[6]提出了具有共面控制的球面快速搜索算法。文獻(xiàn)[7]通過(guò)矩陣空間轉(zhuǎn)換構(gòu)造了直接分配的線性規(guī)劃形式,保證最優(yōu)的同時(shí)避免了高維控制量的空間計(jì)算。李衛(wèi)琪等[8]通過(guò)步進(jìn)式搜索可達(dá)集空間的所有表面提出了相鄰面搜索算法。

直接分配法的優(yōu)點(diǎn)在于幾何意義直觀、虛擬指令不變向、能完全實(shí)現(xiàn)可達(dá)集指令,缺點(diǎn)是實(shí)時(shí)性難以保證。

3.1.2廣義逆分配法

廣義逆分配主要包括偽逆、加權(quán)偽逆、再分配偽逆、級(jí)聯(lián)廣義逆、自適應(yīng)廣義逆等方法。

偽逆法是早期發(fā)展的一種以偏轉(zhuǎn)量最小為優(yōu)化目標(biāo)的控制分配方法。通過(guò)F-18仿真表明[9],偽逆法能獲取可達(dá)集中13.7%的虛擬指令,即使最優(yōu)的偽逆映射函數(shù)也僅能實(shí)現(xiàn)可達(dá)集的42.7%。

按照不同的使用側(cè)重點(diǎn),可對(duì)各控制面分別賦權(quán)值,形成了加權(quán)偽逆法。對(duì)于控制效能較高的操縱面,可分階段選擇不同的權(quán)值系數(shù)以降低過(guò)早進(jìn)入飽和狀態(tài)的概率,于是出現(xiàn)了變權(quán)值自適應(yīng)廣義逆[10]。文獻(xiàn)[11]考慮操縱面位置和速率約束,基于LMI分別提出了線性變權(quán)值和非線性變權(quán)值控制分配方案。為了改善分配效率,出現(xiàn)了再分配偽逆方案。

3.1.3串接鏈分配法

串接鏈采用層級(jí)思想,利用下一級(jí)控制機(jī)構(gòu)產(chǎn)生前一級(jí)因飽和未實(shí)現(xiàn)的控制指令,如圖3所示。

圖3 串接鏈控制分配方法流程圖

圖3中，Bi為第i組操縱面控制效率矩陣,滿足BiPi=I。但使得BiNiPi≠I,可能導(dǎo)致閉環(huán)回路性能惡化,引起操縱面振蕩。在對(duì)串接鏈的研究中,文獻(xiàn)[12]分析了作動(dòng)器速率限制對(duì)串接鏈分配的影響。文獻(xiàn)[13]根據(jù)Lyapunov定理給出了閉環(huán)系統(tǒng)零動(dòng)態(tài)漸近穩(wěn)定的充分條件。張曙光等[14]結(jié)合動(dòng)態(tài)逆研究了推力矢量飛機(jī)超機(jī)動(dòng)飛行操縱指令的協(xié)調(diào)分配問(wèn)題,驗(yàn)證了串接鏈的有效性。

串接鏈方法工程易實(shí)現(xiàn)、分配方式靈活,在先進(jìn)推力矢量戰(zhàn)斗機(jī)中具有重要的應(yīng)用價(jià)值。

3.2 動(dòng)態(tài)控制分配法

靜態(tài)控制分配方法以忽略執(zhí)行器動(dòng)態(tài)為前提,即執(zhí)行器頻帶寬度遠(yuǎn)高于剛體飛機(jī)頻帶寬度。實(shí)際上操縱面具有不同的動(dòng)態(tài)特性,操縱效率與理想情況也不盡相同,忽略控制分配和執(zhí)行器的動(dòng)態(tài)鉸鏈將對(duì)控制系統(tǒng)性能產(chǎn)生嚴(yán)重的影響[15]。研究表明[16],考慮執(zhí)行器動(dòng)態(tài)過(guò)程可有效提高控制分配的精度,從而提升整個(gè)控制系統(tǒng)的性能。

3.2.1頻率加權(quán)法

針對(duì)操縱面動(dòng)態(tài)性能差異,文獻(xiàn)[17]將操縱面的頻域性能引入優(yōu)化目標(biāo),提出了一種穩(wěn)定的混合優(yōu)化動(dòng)態(tài)控制分配器設(shè)計(jì)方法,采用合理的控制加權(quán),利用鴨翼的動(dòng)態(tài)特性抵消了座艙過(guò)載,減小了配平阻力。文獻(xiàn)[18]采用方向保持法對(duì)特定控制量進(jìn)行頻率加權(quán),提出了二次規(guī)劃優(yōu)化動(dòng)態(tài)控制分配方法。

3.2.2動(dòng)態(tài)補(bǔ)償法

在執(zhí)行器動(dòng)態(tài)響應(yīng)過(guò)程不可忽略的情況下,受執(zhí)行器速率約束的限制,控制指令常低于且滯后于控制分配器產(chǎn)生的指令。為補(bǔ)償執(zhí)行器動(dòng)態(tài)特性造成的控制指令衰減和滯后。文獻(xiàn)[15]研究了三種典型執(zhí)行器動(dòng)態(tài)模型的控制指令補(bǔ)償問(wèn)題。文獻(xiàn)[16]基于LMI求解最優(yōu)動(dòng)態(tài)補(bǔ)償策略,表明補(bǔ)償后的控制分配策略能夠抑制導(dǎo)彈控制系統(tǒng)的閉環(huán)不穩(wěn)定。文獻(xiàn)[19]則利用所有執(zhí)行器的冗余控制效能共同補(bǔ)償舵機(jī)的動(dòng)態(tài)影響。

3.2.3動(dòng)態(tài)預(yù)測(cè)法

模型預(yù)測(cè)作為處理控制約束和狀態(tài)約束的有效方法,能夠直接考慮執(zhí)行器動(dòng)態(tài)特性建立穩(wěn)定的控制分配律。文獻(xiàn)[20]研究了再入飛行器的模型預(yù)測(cè)動(dòng)態(tài)控制分配問(wèn)題,將執(zhí)行器理想化為一階線性動(dòng)態(tài)模型,通過(guò)預(yù)測(cè)控制求解包含執(zhí)行器動(dòng)態(tài)的控制分配指令。文獻(xiàn)[21]分析了模型預(yù)測(cè)動(dòng)態(tài)控制分配系統(tǒng)的穩(wěn)定性問(wèn)題,缺點(diǎn)是對(duì)執(zhí)行機(jī)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型依賴程度較高[1]。文獻(xiàn)[22]提出了一種子空間預(yù)測(cè)控制分配方法,實(shí)現(xiàn)了B747飛機(jī)多組關(guān)鍵操縱面故障時(shí)的容錯(cuò)控制。馬建軍等[1]針對(duì)動(dòng)態(tài)控制分配的不確定性建模,結(jié)合子空間預(yù)測(cè)控制理論實(shí)現(xiàn)了ADMIRE無(wú)人機(jī)的魯棒動(dòng)態(tài)控制分配。

3.3 非線性控制分配法

大多數(shù)工業(yè)控制系統(tǒng)都是控制量耦合的非線性系統(tǒng),且執(zhí)行器本身存在非線性動(dòng)態(tài),直接針對(duì)真實(shí)系統(tǒng)進(jìn)行控制分配,具有重要的研究?jī)r(jià)值。

3.3.1分段線性規(guī)劃法

分段線性規(guī)劃方法假設(shè)執(zhí)行器位置與生成的虛擬控制量之間具有分段線性關(guān)系。文獻(xiàn)[23]對(duì)操縱面控制效率曲線分段線性化,從而將非線性控制分配問(wèn)題轉(zhuǎn)化為整數(shù)線性規(guī)劃。文獻(xiàn)[24]通過(guò)利用仿射函數(shù)逼近操縱面的非線性控制效能,實(shí)現(xiàn)了非線性控制分配。王鵬等[25]運(yùn)用分段線性函數(shù)處理飛翼布局的非線性控制分配問(wèn)題,提高了控制響應(yīng)精度。

3.3.2非線性規(guī)劃法

非線性規(guī)劃方法中最常見(jiàn)的有二次規(guī)劃和多目標(biāo)規(guī)劃。文獻(xiàn)[26]針對(duì)結(jié)構(gòu)奇異導(dǎo)致非線性控制分配非凸的問(wèn)題,將消除奇異引入優(yōu)化控制目標(biāo)提出一種序列二次規(guī)劃分配方法。文獻(xiàn)[27]利用高階多項(xiàng)式擬合氣動(dòng)數(shù)據(jù),提出了一種非線性規(guī)劃控制分配方案。文獻(xiàn)[28]綜合權(quán)衡多個(gè)控制目標(biāo)提出了一種非線性規(guī)劃控制分配方案,給出了多目標(biāo)非線性控制分配解的評(píng)價(jià)指標(biāo)及方法,實(shí)現(xiàn)了不同飛行任務(wù)的多種目標(biāo)優(yōu)化。

3.3.3非線性自適應(yīng)法

非線性自適應(yīng)方法根據(jù)漸近最優(yōu)和準(zhǔn)最優(yōu)控制條件,將優(yōu)化問(wèn)題轉(zhuǎn)化為最優(yōu)集的收斂問(wèn)題,設(shè)計(jì)穩(wěn)定且最優(yōu)的非線性控制分配律。文獻(xiàn)[29]根據(jù)拉格朗日定理設(shè)計(jì)了非線性最優(yōu)控制分配方案,并進(jìn)一步研究了包含執(zhí)行器動(dòng)態(tài)的自適應(yīng)控制分配問(wèn)題[30],可推廣至操縱面故障或損傷時(shí)的自動(dòng)控制重構(gòu)。文獻(xiàn)[31]提出了一種有限時(shí)間收斂的非線性控制分配方案,結(jié)合模型參考動(dòng)態(tài)逆控制律證明了閉環(huán)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

4 控制分配技術(shù)的工程應(yīng)用現(xiàn)狀

4.1 航空航天領(lǐng)域

化學(xué)示蹤劑以無(wú)機(jī)鹽類、熒光染料類、鹵代烴類為主，主要用于研究?jī)?chǔ)層物性、油層連通性和注水對(duì)地層的影響。由于化學(xué)示蹤劑存在相對(duì)用量大、需要井口作業(yè)、成本高和環(huán)境污染等問(wèn)題，所以該類示蹤劑呈淘汰趨勢(shì)。

控制分配技術(shù)在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用涉及飛機(jī)、導(dǎo)彈、飛碟、再入飛行器、衛(wèi)星、飛艇等。

在飛機(jī)控制方面的研究成果最多。2003年,NASA和美國(guó)空軍在B747和C-17上研究了運(yùn)輸類飛機(jī)關(guān)于損傷自適應(yīng)性的控制再分配策略,改善了飛行品質(zhì)。Wright實(shí)驗(yàn)室進(jìn)行了F-16推力矢量飛機(jī)的全包線非線性仿真,驗(yàn)證了偽逆法的有效性。文獻(xiàn)[32]在新型控制面技術(shù)驗(yàn)證機(jī)LMICE上運(yùn)用偽逆分配驗(yàn)證了飛行控制系統(tǒng)的有效性。文獻(xiàn)[33]將控制分配技術(shù)用于無(wú)尾飛機(jī)縱向控制系統(tǒng)中。

在導(dǎo)彈控制方面也有少量應(yīng)用案例。文獻(xiàn)[34]分別通過(guò)偽逆法和串接鏈來(lái)協(xié)調(diào)導(dǎo)彈的推力矢量和傳統(tǒng)控制面的偏轉(zhuǎn)。文獻(xiàn)[35]研究了帶尾翼和燃?xì)舛娴膶?dǎo)彈動(dòng)態(tài)控制分配問(wèn)題,驗(yàn)證了約束和無(wú)約束控制分配方法均可實(shí)現(xiàn)導(dǎo)彈的最優(yōu)控制。

航天方面,文獻(xiàn)[36]采用整數(shù)規(guī)劃來(lái)綜合分配氣動(dòng)操縱面和反作用控制系統(tǒng),并運(yùn)用Lyapunov理論證明了高度控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。文獻(xiàn)[37]研究了下一代再入飛行器的控制分配問(wèn)題。文獻(xiàn)[38]將控制分配技術(shù)應(yīng)用于飛艇的縱向和側(cè)向控制中。

4.2 其他工程領(lǐng)域

控制分配技術(shù)在航空航天領(lǐng)域的成功應(yīng)用,引導(dǎo)其在艦船、機(jī)動(dòng)車等工程領(lǐng)域得到了快速發(fā)展。

在機(jī)動(dòng)車控制方面,控制分配技術(shù)根據(jù)橫擺角速度、側(cè)偏角與參考值的誤差,考慮執(zhí)行器約束和機(jī)輪工作狀態(tài)將控制力矩分配到機(jī)動(dòng)車各車輪。文獻(xiàn)[41]運(yùn)用非線性自適應(yīng)控制分配策略實(shí)現(xiàn)了電動(dòng)車的穩(wěn)定控制。文獻(xiàn)[42]基于加權(quán)偽逆和滑?？刂茖?shí)現(xiàn)了汽車的動(dòng)態(tài)協(xié)調(diào)控制,提出了一種自適應(yīng)加速收斂的定點(diǎn)控制分配方法。

5 存在問(wèn)題和研究方向

盡管多操縱面控制分配技術(shù)在理論研究和工程應(yīng)用方面已取得了諸多成果,但仍然存在許多待完善的地方,需要在發(fā)展多操縱面飛行器的過(guò)程中展開(kāi)進(jìn)一步的深入研究,主要包括:

(1)現(xiàn)代先進(jìn)飛行器普遍包含多個(gè)操縱面,尤其是大型軍用運(yùn)輸機(jī)和民用客機(jī),操縱面甚至在30副以上。由于各種操縱面具有不同的物理屬性,對(duì)飛機(jī)三軸將產(chǎn)生不同的控制效能,不合理的控制賦權(quán)容易出現(xiàn)操縱面間效能抵消的現(xiàn)象,導(dǎo)致控制分配對(duì)可達(dá)集空間分配效率降低,直接影響控制性能。如何考慮執(zhí)行器物理特性以確定控制權(quán)值是提高控制分配效能的重要研究方向。

(2)關(guān)于包含執(zhí)行器動(dòng)態(tài)特性的控制分配方法,目前國(guó)內(nèi)外公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)不多,絕大部分都是集中研究典型執(zhí)行器精確模型的動(dòng)態(tài)補(bǔ)償問(wèn)題。實(shí)際上執(zhí)行機(jī)構(gòu)作為影響飛行控制系統(tǒng)可靠性和安全性的關(guān)鍵部件之一,大量參數(shù)存在非線性和不確定性,常規(guī)方法難以建立其精確的數(shù)學(xué)模型。當(dāng)執(zhí)行器出現(xiàn)損傷等意外故障時(shí),模型的動(dòng)態(tài)不確定性將更為突出?？紤]不確定執(zhí)行器物理特性設(shè)計(jì)動(dòng)態(tài)控制分配器是當(dāng)前重要研究方向之一,越來(lái)越得到研究人員的高度重視。

(3)與常規(guī)飛機(jī)不同的是,多操縱面飛機(jī)包含多組性能參數(shù)各異的約束控制面,其控制效能在擴(kuò)展的飛行包線內(nèi)隨高度、馬赫數(shù)等時(shí)變參數(shù)不斷變化,直接進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)必然增加參數(shù)調(diào)節(jié)的難度。針對(duì)多操縱面飛行器隨狀態(tài)參數(shù)攝動(dòng)的線性參變數(shù)學(xué)模型,結(jié)合操縱面氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)大包線范圍內(nèi)穩(wěn)定的飛行控制律具有十分重要的現(xiàn)實(shí)意義。

(4)受外界環(huán)境和自身參數(shù)影響,飛行器模型不可避免地存在未建模動(dòng)態(tài),基于精確模型設(shè)計(jì)的飛行控制律和控制分配器將具有一定的保守性。結(jié)合魯棒控制理論設(shè)計(jì)閉環(huán)穩(wěn)定的級(jí)聯(lián)飛行控制器,以抑制模型攝動(dòng)的不利影響,是提高飛控系統(tǒng)控制性能的重要手段之一。

(5)隨著智能控制技術(shù)的發(fā)展,啟發(fā)式優(yōu)化算法在飛行控制領(lǐng)域已得到了初步應(yīng)用。如何將遺傳算法、蟻群算法、粒子群優(yōu)化等新興方法融入到控制分配優(yōu)化問(wèn)題中,把智能控制與控制分配結(jié)合起來(lái),是未來(lái)控制分配研究的另一個(gè)熱點(diǎn)。

(6)許多控制分配方案都需解決計(jì)算量大、設(shè)計(jì)復(fù)雜、閉環(huán)不穩(wěn)定的問(wèn)題,工程應(yīng)用有待進(jìn)一步開(kāi)拓。需要指出,盡管目前已有若干工程應(yīng)用成功的例子,但更多的方案仍停留在數(shù)值驗(yàn)證階段。

6 結(jié)束語(yǔ)

多操縱面控制分配技術(shù)是當(dāng)前先進(jìn)飛行控制理論及應(yīng)用研究方面的前沿課題,是面向冗余控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的一項(xiàng)重要的關(guān)鍵技術(shù),在航空、航天和其它工業(yè)領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。本文在分析典型多操縱面布局的基礎(chǔ)上,概述了近年來(lái)控制分配技術(shù)的發(fā)展現(xiàn)狀。當(dāng)然,控制分配理論和應(yīng)用的研究尚未成熟,還存在一系列尚待解決的問(wèn)題,值得未來(lái)在發(fā)展多操縱面飛行器的過(guò)程中做進(jìn)一步探索。

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(編輯：方春玲)

Developmentandapplicationofcontrolallocationformulti-effectorvehicle

CHEN Yong, DONG Xin-min, XUE Jian-ping, WANG Xiao-ping, LIU Qin

(Engineering Institute, Air Force Engineering University, Xi’an 710038, China)

Control allocation is one of the key technologies in the control theory and application of the advanced multi-effector vehicle. Firstly, the typical effectors for multi-effector configuration are presented in this overview. Then, the latest research results of control allocation are discussed respectively from three aspects of static, dynamic and nonlinear control allocation., which mainly concentrate on the applications in the aeronautic, astronautic and other industries. Finally, several key issues in control allocation are summarized, and the future potential research directions are discussed.

flight control system; multi-effector configuration; control allocation; cascaded control structure

V249.1

A

1002-0853(2012)04-0289-06

2011-10-08;

2012-02-22

陳勇(1984-)，男，四川德陽(yáng)人，博士研究生，研究方向?yàn)榭刂品峙?、故障診斷及控制重構(gòu)。