飛機(jī)的非線性自修復(fù)控制研究.pdf

1、美國(guó)NASA于1984年提出自修復(fù)飛行控制系統(tǒng)(Self-Repairing Flight ControlSystem)研究計(jì)劃以來，自修復(fù)控制已經(jīng)成為航空航天領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)之一，是提高復(fù)雜飛行控制系統(tǒng)可靠性的一條有效途徑。在不增加硬件設(shè)備的前提下，充分利用飛機(jī)操縱面本身存在的功能冗余，提高飛控系統(tǒng)的可靠性。故障檢測(cè)與隔離是自修復(fù)飛控系統(tǒng)的核心技術(shù)之一，它要求能及時(shí)對(duì)故障發(fā)生的原因和部位進(jìn)行檢測(cè)，預(yù)測(cè)潛在故障發(fā)生的可能性，進(jìn)而為及時(shí)預(yù)警

2、以及飛行控制律重構(gòu)和自主維護(hù)診斷提供相關(guān)信息和依據(jù)；飛行控制律重構(gòu)是自修復(fù)系統(tǒng)的另一項(xiàng)核心技術(shù)，其功能就是在飛機(jī)出現(xiàn)比較大的故障情況下，通過實(shí)時(shí)改變控制律，重構(gòu)出可以正常操縱飛機(jī)的控制律，保證故障飛機(jī)的飛行安全。
　　 本文主要做了以下工作：
　　 第一，本文根據(jù)自修復(fù)飛行控制的一些基本概念，利用五舵面單發(fā)飛機(jī)的各個(gè)舵面之間的相互關(guān)系，結(jié)合自修復(fù)飛行控制的基本假設(shè)，提出了一種非線性自修復(fù)控制律設(shè)計(jì)的兩步法策略，即基本控制

3、律和修復(fù)控制向量獨(dú)立設(shè)計(jì)；在該控制律設(shè)計(jì)策略中，故障發(fā)生前后基本控制律均保持不變，只是在故障發(fā)生后以額外信號(hào)的形式引入修復(fù)控制向量，補(bǔ)償故障對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性和跟蹤性能的影響。這樣將自修復(fù)控制律的設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)化為分別設(shè)計(jì)基本控制律和求解修復(fù)控制向量?jī)蓚€(gè)相互獨(dú)立的問題，簡(jiǎn)化了自修復(fù)控制律的設(shè)計(jì)過程?；诖丝刂破鹘Y(jié)構(gòu)，提出了一種新的作動(dòng)器/舵面故障描述形式，該模型將故障對(duì)氣動(dòng)參數(shù)的影響折算到輸入中，使得飛機(jī)動(dòng)態(tài)方程中的其他各項(xiàng)在故障前后維持一致。

4、>　　 第二，將飛機(jī)的速度、航跡俯仰角及航跡方位角作為廣義的速度矢量，在飛機(jī)無故障時(shí)，設(shè)計(jì)了基于反步(backstepping)控制思想的速度、側(cè)滑角自適應(yīng)跟蹤控制律；針對(duì)反步設(shè)計(jì)中，對(duì)虛擬控制律進(jìn)行微分運(yùn)算所導(dǎo)致的控制律存在的“計(jì)算膨脹”問題，本文提出了一種結(jié)合動(dòng)態(tài)面(dynamic surface)思想的速度、側(cè)滑角自適應(yīng)反步跟蹤控制律，該控制律可以保證閉環(huán)系統(tǒng)具有輸入-狀態(tài)穩(wěn)定的特性，本文給出了嚴(yán)格的證明?；谀筹w機(jī)模型，進(jìn)行了

5、兩種超機(jī)動(dòng)動(dòng)作的數(shù)值仿真，結(jié)果驗(yàn)證了該控制律可以保證無故障飛機(jī)具有良好的跟蹤效果，滿足自修復(fù)飛行控制的基本假設(shè)之一，為后面的自修復(fù)控制向量的求解提供了基礎(chǔ)和保證。
　　 第三，根據(jù)輸出匹配條件，推導(dǎo)了修復(fù)控制向量的解析解，其構(gòu)造為基本控制律及故障相關(guān)項(xiàng)的線性組合，且線性組合系數(shù)是故障參數(shù)的函數(shù)；修復(fù)控制向量的求解轉(zhuǎn)化為故障參數(shù)的計(jì)算。針對(duì)故障參數(shù)的求解，提出了兩種不同的參數(shù)數(shù)求解方法：即，基于自適應(yīng)思想的參數(shù)估計(jì)及基于故障診斷的

6、參數(shù)求解法。
　　 第四，根據(jù)自適應(yīng)控制思想，在作動(dòng)器/舵面故障的б，d參數(shù)模型的基礎(chǔ)上，針對(duì)作動(dòng)器/舵面卡死故障及作動(dòng)器缺損，分別推導(dǎo)了修復(fù)控制向量的參數(shù)自適應(yīng)律，并給出了修復(fù)后系統(tǒng)的閉環(huán)特性。該方法具有待估計(jì)參數(shù)少，修復(fù)控制律構(gòu)造簡(jiǎn)單的特點(diǎn)。分別針對(duì)左副翼卡死10°的故障及右升降舵缺損90％故障，進(jìn)行了數(shù)字仿真，它從另一個(gè)角度證明了自適應(yīng)修復(fù)控制律對(duì)作動(dòng)器/舵面卡死、缺損故障修復(fù)的有效性；由于自適應(yīng)修復(fù)控制律并不是在故障發(fā)生

7、后才作用于系統(tǒng)，而是始終對(duì)系統(tǒng)產(chǎn)生作用，因此該控制方法同樣對(duì)改善整體的跟蹤性能也是有貢獻(xiàn)的。
　　 最后，針對(duì)基于自適應(yīng)控制思想的自適應(yīng)修復(fù)控制律不能保證故障參數(shù)估計(jì)值收斂于真值的不足，考慮到飛機(jī)的作動(dòng)器具有典型的二階動(dòng)態(tài)特性，將其引入飛機(jī)的非線性動(dòng)態(tài)方程，利用作動(dòng)器/舵面的９參數(shù)模型，提出了一種在線辨識(shí)故障參數(shù)的高增益觀測(cè)器設(shè)計(jì)方法，通過對(duì)作動(dòng)器實(shí)時(shí)進(jìn)行狀態(tài)和參數(shù)聯(lián)合估計(jì)，得到表征故障的參數(shù)。然后根據(jù)估計(jì)得到的故障參數(shù)構(gòu)造修復(fù)