大型民用飛機控制分配與自適應(yīng)重構(gòu)算法研究.pdf

1、大型民用飛機是我國重大研究專項,在國家工信部“十二五”大型民機科研專項資金資助下,本論文圍繞大型民機飛行控制系統(tǒng)中的關(guān)鍵問題,開展了大型民機動力學建模、控制分配、控制重構(gòu)三方面研究工作,具體工作如下:
　　1.建立了大型民機B747-100/200的氣動系數(shù)庫,以氣動數(shù)據(jù)表、數(shù)據(jù)擬合曲線、數(shù)據(jù)擬合函數(shù)的形式,給出了B747-100/200的氣動力系數(shù)和氣動力矩系數(shù)模型,可直接用于大型民機B747-100/200動力學建模。建立了通

2、用的大型民機非線性動力學模型,進而運用小擾動原理,將非線性模型轉(zhuǎn)化并解耦為縱向和橫側(cè)向小擾動線性模型,基于B747-100/200氣動系數(shù)庫,獲得了B747-100/200在巡航模態(tài)典型飛行條件下的和進近模態(tài)的縱向和橫側(cè)向小擾動線性模型。
　　2.針對大型民機結(jié)構(gòu)故障/損傷情況下的控制問題,提出了改進的模型跟隨直接自適應(yīng)控制重構(gòu)方法。該方法優(yōu)點如下:a)被控對象模型和參考模型都是小擾動線性模型,在仿真中便于利用Matlab中已有的

3、函數(shù)和模塊,提高了仿真效率;b)把飛機故障影響以控制輸入的形式施加于控制器,直接有效地反映了飛機故障對控制的影響;c)該法的思想是利用誤差來調(diào)整控制器參數(shù),考慮到飛機的所有狀態(tài)不是完全可測,該法利用輸出誤差而不是狀態(tài)誤差來做算法推導(dǎo),更貼近工程實際;d)在設(shè)計控制器時,該方法選擇將參考模型的狀態(tài)而非輸出作為控制器的前饋信息,避免了信息缺失。以B747-100/200小擾動線性模型為對象,進行了巡航和進近階段的、縱向和橫側(cè)向的、正常和故障

4、情況下的控制仿真。仿真結(jié)果表明,該方法可以克服離線設(shè)計控制律的局限及間接自適應(yīng)控制方法的不足,當飛機發(fā)生結(jié)構(gòu)故障/損傷時,能夠在線及時更新控制律,對操縱面卡死故障有良好的重構(gòu)控制能力。
　　3.針對大型民機操縱面分配問題,分析了B747-100/200各組操縱面的作用和特點,給出了B747-100/200有11個控制量的小擾動線性模型,并解耦為縱向和橫側(cè)向小擾動線性模型。運用串級廣義逆法和固定點法,以B747-100/200俯仰角

5、加速度為虛擬控制量,左右內(nèi)外4片升降舵及水平安定面為分配對象,進行了巡航模態(tài)(高度7000m、速度241m/s)下俯仰運動操縱面分配。仿真結(jié)果表明:a)串級廣義逆法分配速度快、精度低;b)固定點法分配速度和精度受迭代次數(shù)影響很大,迭代次數(shù)大時速度慢、精確高,同時可確保得到期望的控制分配結(jié)果。建議在機載計算機速度允許的情況下,運用固定點法。
　　通過以上研究工作,本論文獲得了大型民機B747-100/200動力學模型;運用改進的模型