無尾飛翼飛機多操縱面控制分配技術(shù)研究.pdf

1、無尾飛翼飛機通常采用翼身融合多操縱面氣動布局，具有高升阻比、低雷達(dá)反射截面積，是未來戰(zhàn)斗機和其它飛行器的發(fā)展方向。多操縱面設(shè)計在很大程度上增加了飛行控制系統(tǒng)的控制冗余，提高了飛機的機動性、安全性和可靠性。與傳統(tǒng)飛機相比，新型的多操縱面飛機具有氣動特性復(fù)雜、操縱面冗余及氣動耦合等特點，將導(dǎo)致控制系統(tǒng)自由度的增加，伺服機構(gòu)耦合等一系列新的飛行控制問題。因此，如何根據(jù)飛行員或者飛控計算機的指令將三軸力矩合理地分配到各個操縱面上去，以保證飛機在

2、飛行包線內(nèi)具有優(yōu)異的敏捷性和安全性，成為控制分配研究所要解決的關(guān)鍵問題。
　　本論文以作者自行設(shè)計的無尾飛翼多操縱面飛機(XQ-6B)為研究對象，針對無尾飛翼多操縱面飛機的氣動特性及非線性數(shù)學(xué)建模、線性過驅(qū)動控制分配方法、基于多操縱面控制分配的故障重構(gòu)、非線性控制分配方法、無尾飛翼飛機航向控制方法、多操縱面飛機飛行控制分配系統(tǒng)設(shè)計與品質(zhì)評價等7個方向的問題進行了深入的探索和研究。本文的主要研究內(nèi)容和創(chuàng)新點如下：
　　1)自行

3、設(shè)計了一套無尾飛翼多操縱面無人機系統(tǒng)，利用CFD方法對該飛機平臺的基本氣動特性、舵面獨立偏轉(zhuǎn)的操縱特性進行了數(shù)值模擬，獲得了飛行包線內(nèi)的氣動數(shù)據(jù)，并基于此數(shù)據(jù)建立了該飛機的非線性數(shù)學(xué)模型；
　　2)對典型的廣義逆分配方法、幾何類分配方法及數(shù)學(xué)規(guī)劃方法進行了詳細(xì)討論及研究，提出了一種基于 SQP的包絡(luò)體坐標(biāo)變換控制分配方法，該方法能夠?qū)崿F(xiàn)對轉(zhuǎn)矩可達(dá)集的完全分配，充分發(fā)揮多操縱面對無尾飛翼飛機三軸的操縱能力；
　　3)利用控制分

4、配方法對無尾飛翼多操縱面飛機的故障重構(gòu)系統(tǒng)設(shè)計進行了設(shè)計，以偽逆法、基于不動點迭代的二次規(guī)劃、基于 SQP的包絡(luò)體坐標(biāo)變換分配方法為例對舵面松浮、卡死及損失三種典型故障下的重構(gòu)系統(tǒng)進行了仿真驗證。結(jié)果表明，基于控制分配的故障重構(gòu)系統(tǒng)可以彌補飛行控制律對舵面故障處理的不足，保證飛控系統(tǒng)在舵面故障時的控制性能，提高飛機的安全性和可靠性；
　　4)對飛機在低速飛行或較大迎角機動飛行狀態(tài)下操縱面的舵效隨舵偏角變化呈現(xiàn)出的單調(diào)非線性、非單調(diào)

5、非線性及耦合非線性特性進行了詳細(xì)討論，分別給出了相應(yīng)的解決方法以提高分配求解的精度。為了處理同時存在這三種非線性特性的控制分配問題，本文提出了一種基于舵面位置反饋的非線性控制分配方法，并對該方法的穩(wěn)定性、穩(wěn)態(tài)誤差進行了理論推導(dǎo)和證明。仿真結(jié)果表明，該方法可以有效地解決非線性控制分配問題，且具有一定的通用性；
　　5)無尾飛翼飛機在低速飛行或者以較大迎角機動飛行階段，開裂式阻力方向舵的舵效會出現(xiàn)“死區(qū)”和“操縱反效”現(xiàn)象，影響飛行安

6、全。本文對SDR單側(cè)控制、預(yù)偏差動組合控制方式的舵效特性進行了詳細(xì)討論，提出了一種基于迎角反饋的SDR預(yù)偏差動控制方法，并對基于加權(quán)偽逆法的飛行控制分配系統(tǒng)進行了非線性仿真和試飛驗證。結(jié)果表明，該方法可以解決無尾飛翼飛機在低速飛行時的航向控制難題，可實現(xiàn)性好，具有一定的工程應(yīng)用價值；
　　6)利用偽逆法、加權(quán)偽逆法、不動點迭代方法和SQP-CT控制分配方法設(shè)計了XQ-6B飛機在SDR對稱、非對稱偏轉(zhuǎn)控制方式時的多操縱面控制分配系統(tǒng)