飛行器翼顫振的時(shí)滯問題處理和容錯(cuò)控制設(shè)計(jì).pdf

1、為了提升飛行性能，現(xiàn)代飛行器越來越注重提高氣動(dòng)效率和減輕結(jié)構(gòu)重量，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)得越來越柔，導(dǎo)致了飛行器氣動(dòng)彈性效應(yīng)的增加。氣動(dòng)彈性是一個(gè)多學(xué)科交叉問題，帶有嚴(yán)重的非線性和不確定性，它一直是飛行器設(shè)計(jì)的重點(diǎn)和難點(diǎn)問題。因此，開展飛行器氣動(dòng)彈性問題的研究具有重要的科學(xué)意義和工程價(jià)值。
　　導(dǎo)彈作為飛行器中的一員，其長細(xì)比變得越來越大；較大的柔性變形會(huì)與氣動(dòng)力、控制力產(chǎn)生耦合，對(duì)導(dǎo)彈的穩(wěn)定性、控制的精度乃至飛行品質(zhì)都會(huì)產(chǎn)生影響。如何設(shè)計(jì)制導(dǎo)

2、和控制系統(tǒng)、使柔性導(dǎo)彈能夠精確地打擊目標(biāo)是一個(gè)值得研究的問題。
　　在氣動(dòng)彈性問題的各種表現(xiàn)形式中，顫振是其中很重要的一種。當(dāng)飛行器的飛行速度超過臨界顫振速度后，在氣流激勵(lì)的作用下，翼的慣性力、結(jié)構(gòu)彈性力、和氣動(dòng)力會(huì)相互耦合，導(dǎo)致顫振的發(fā)生，如不及時(shí)抑制顫振會(huì)造成災(zāi)難性的后果。
　　本學(xué)位論文在國家自然科學(xué)基金(11132001,11272202)、上海市教委科研重點(diǎn)項(xiàng)目(14ZZ021)和上海市自然科學(xué)基金(14ZR142

3、1000)的資助下，進(jìn)行了導(dǎo)彈制導(dǎo)與控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，研究了翼顫振的發(fā)生機(jī)理，完成了翼顫振的時(shí)滯和容錯(cuò)控制律的設(shè)計(jì)。具體的研究內(nèi)容和成果總結(jié)如下：
　　(1)對(duì)導(dǎo)彈制導(dǎo)和控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究。首先依據(jù)動(dòng)力學(xué)基本原理建立導(dǎo)彈的數(shù)學(xué)模型；然后基于該數(shù)學(xué)模型利用廣義比例導(dǎo)引法設(shè)計(jì)導(dǎo)引律；接著進(jìn)行三通道的導(dǎo)彈控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)；同時(shí)本文還討論了大長細(xì)比導(dǎo)彈的柔性變形與氣動(dòng)力的耦合效應(yīng)對(duì)導(dǎo)彈飛行的影響，建立了柔性彈體考慮氣動(dòng)力耦合的振動(dòng)方程。

4、研究結(jié)果表明：(i)對(duì)于細(xì)長彈體，在考慮軸向速度后系統(tǒng)方程出現(xiàn)阻尼力陣，同時(shí)系統(tǒng)的剛度陣也有所改變；彈體長細(xì)比越大，系統(tǒng)趨向不穩(wěn)定，振動(dòng)響應(yīng)也越大；彈體軸向速度越大，剛度陣越小，系統(tǒng)越容易失穩(wěn)，振動(dòng)響應(yīng)也越大。(ii)利用比例導(dǎo)引法設(shè)計(jì)的制導(dǎo)律和運(yùn)用三通道獨(dú)立控制加入?yún)f(xié)調(diào)回路方法設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)是有效的，各運(yùn)動(dòng)參量都能較好地跟隨控制指令，在一定程度上達(dá)到了導(dǎo)彈能夠攔截具有一定機(jī)動(dòng)性目標(biāo)的目的。
　　(2)對(duì)飛行器的翼顫振問題進(jìn)行了研

5、究。在亞音速的前提下，引入Theodorsen非定常氣動(dòng)力模型，并且考慮俯仰剛度的立方非線性，對(duì)飛行器的二元翼進(jìn)行顫振的動(dòng)力學(xué)建模；采用V-g法進(jìn)行顫振分析，求出翼的臨界顫振速度。研究結(jié)果表明：(i)在不考慮立方非線性的情況下，當(dāng)飛行速度小于臨界顫振速度時(shí)，系統(tǒng)是穩(wěn)定的；當(dāng)飛行速度達(dá)到臨界顫振速度時(shí)，系統(tǒng)做簡諧運(yùn)動(dòng)；當(dāng)飛行速度大于臨界顫振速度時(shí)，系統(tǒng)不穩(wěn)定。(ii)當(dāng)系統(tǒng)中存在立方非線性，風(fēng)速超過臨界顫振速度時(shí)，沉浮位移和俯仰角響應(yīng)在原

6、點(diǎn)附近出現(xiàn)穩(wěn)定的周期解，產(chǎn)生極限環(huán)震蕩，系統(tǒng)是不穩(wěn)定的。
　　(3)對(duì)飛行器翼顫振的時(shí)滯反饋控制進(jìn)行了研究。首先將帶有時(shí)滯的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程通過一種特殊形式的積分變換轉(zhuǎn)換成表面上不含有時(shí)滯的標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)方程形式，然后采用瞬時(shí)最優(yōu)方法和變結(jié)構(gòu)控制方法進(jìn)行時(shí)滯反饋控制律的設(shè)計(jì)。研究結(jié)果表明：(i)控制系統(tǒng)中的時(shí)滯會(huì)對(duì)控制性能產(chǎn)生重要的影響，如果不對(duì)時(shí)滯進(jìn)行處理，它會(huì)引起控制的失效。(ii)本文中所提出的時(shí)滯反饋控制律能夠有效地抑制翼的顫振，

7、其中時(shí)滯變結(jié)構(gòu)控制律不僅適用于小時(shí)滯量的情況，還可用于大時(shí)滯量的情況。
　　(4)對(duì)飛行器翼顫振的容錯(cuò)控制進(jìn)行了研究。在執(zhí)行器部分失效的情況下，分兩種情況設(shè)計(jì)容錯(cuò)控制器。如不考慮輸入飽和，采用一種自適應(yīng)變結(jié)構(gòu)控制方法，利用自適應(yīng)算法估計(jì)執(zhí)行器有效因子的最小值，并融入變結(jié)構(gòu)控制思想，設(shè)計(jì)出容錯(cuò)控制器；若考慮輸入飽和，則在之前容錯(cuò)控制的基礎(chǔ)上，采用輸入飽和誤差動(dòng)態(tài)放大的方法，實(shí)現(xiàn)控制飽和的補(bǔ)償，獲得考慮輸入飽和的非線性容錯(cuò)反饋控制律。