基于非線性動(dòng)態(tài)逆方法的飛機(jī)控制律設(shè)計(jì)與應(yīng)用研究.pdf

1、飛行控制律設(shè)計(jì)是飛機(jī)設(shè)計(jì)中伴隨電傳飛控系統(tǒng)而發(fā)展起來(lái)的新興學(xué)科，隨著第三代戰(zhàn)機(jī)的研制與批量裝備，基于經(jīng)典控制理論的設(shè)計(jì)和驗(yàn)證方法已更加成熟。但如今經(jīng)典控制理論在應(yīng)對(duì)飛機(jī)的多變量問(wèn)題和非線性問(wèn)題時(shí)已捉襟見(jiàn)肘，需要新方法新理論的支持；同時(shí)現(xiàn)代控制理論的工程化仍面臨大量困難，進(jìn)展緩慢。
　　本文基于非線性動(dòng)態(tài)逆的基本原理，以某技術(shù)驗(yàn)證機(jī)StealthF-C為對(duì)象，從理論和應(yīng)用兩個(gè)層面，較為深入的研究了飛機(jī)飛行控制律的設(shè)計(jì)問(wèn)題，并進(jìn)行了仿

2、真驗(yàn)證。主要包括:
　　1）采用層疊結(jié)構(gòu)的單變量狀態(tài)反饋動(dòng)態(tài)逆控制
　　總結(jié)了針對(duì)非線性系統(tǒng)的一般逆控制方法，并推導(dǎo)了針對(duì)仿射非線性系統(tǒng)的逆系統(tǒng)方法及必要的條件。分別以與體軸系相關(guān)的歐拉角和與風(fēng)軸系相關(guān)的氣流角為外回路被控變量，以體軸系角速度為內(nèi)回路被控變量，設(shè)計(jì)了時(shí)標(biāo)分離的單變量層疊動(dòng)態(tài)逆控制。在建模時(shí)分別采用全局方式和鄰域方式劃分仿射非線性系統(tǒng)，給出了期望動(dòng)態(tài)采用一階模型的完整逆系統(tǒng)控制方案。最后對(duì)動(dòng)態(tài)逆控制的必要條件及

3、優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了總結(jié)。
　　2）基于被控變量設(shè)計(jì)的多變量輸出反饋動(dòng)態(tài)逆控制
　　分析了目前飛機(jī)狀態(tài)量與飛機(jī)控制量始終存在的數(shù)量差異，指出了層疊結(jié)構(gòu)的單變量動(dòng)態(tài)逆控制未考慮的系統(tǒng)零動(dòng)態(tài)問(wèn)題。對(duì)已知的三種被控變量方案進(jìn)行了仿真和分析?；谕暾捏w軸系方程組，以零輸入時(shí)不同的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)為目標(biāo)，設(shè)計(jì)了三軸被控變量方案：縱向維持航跡傾角不變(γ=0)，航向維持側(cè)滑角為零(β=0)及橫向維持繞速度矢量滾轉(zhuǎn)角速度為零(ps=0)。分別對(duì)被控變量

4、受控時(shí)，迎角，側(cè)滑角的零動(dòng)態(tài)穩(wěn)定性(可斂性和可達(dá)性)進(jìn)行了證明，給出了穩(wěn)定的必要條件和參數(shù)設(shè)計(jì)原則。設(shè)計(jì)了以維持高度不變?yōu)槟康牡目v向自動(dòng)改平被控變量，并證明了被控變量受控時(shí)能使迎角穩(wěn)定于在當(dāng)前狀態(tài)下維持平飛的需求迎角。設(shè)計(jì)了基于速度穩(wěn)定的自動(dòng)油門(mén)控制。經(jīng)仿真驗(yàn)證，被控變量設(shè)計(jì)方案響應(yīng)正確與設(shè)計(jì)預(yù)期相符合，系統(tǒng)零動(dòng)態(tài)穩(wěn)定。
　　3）適用于動(dòng)態(tài)逆的控制分配方法
　　分析了動(dòng)態(tài)逆矩陣求逆過(guò)程與控制分配的關(guān)系，給出了采用逆矩陣或廣義

5、逆矩陣求解動(dòng)態(tài)逆控制量u時(shí)對(duì)系統(tǒng)B陣性質(zhì)的要求。針對(duì)B陣可能出現(xiàn)的三類(lèi)情況，基于不同的性能指標(biāo)，推導(dǎo)了其最優(yōu)逆矩陣P的計(jì)算公式。對(duì)控制分配問(wèn)題引入了舵面位置和舵面速率約束，在考慮約束的情況下采用CGI(多級(jí)廣義逆)、NSI(零空間橫截)方法進(jìn)行了控制分配仿真。采用舵面分組在保證精度的前提下極大的減小了NSI方法的計(jì)算量。對(duì)舵面松浮，舵面卡死，舵面故障回中三種常見(jiàn)的故障模式設(shè)計(jì)了重構(gòu)控制律。對(duì)動(dòng)態(tài)逆控制律，控制分配策略和舵面重構(gòu)控制邏輯進(jìn)

6、行了綜合，并對(duì)機(jī)動(dòng)過(guò)程中發(fā)生故障的情況進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。在仿真時(shí)考慮了容錯(cuò)控制系統(tǒng)的故障診斷延時(shí)，仿真結(jié)果顯示綜合后的控制分配策略能夠達(dá)到較滿意的設(shè)計(jì)目標(biāo)。4）不確定性對(duì)系統(tǒng)的影響分析和解決方案
　　針對(duì)仿射非線性系統(tǒng)建立了具有一般性并考慮了不確定性因素的系統(tǒng)狀態(tài)方程，對(duì)動(dòng)態(tài)逆控制下不確定性帶來(lái)的影響進(jìn)行了分析。針對(duì)線性 SISO系統(tǒng)，分析了不確定性與系統(tǒng)穩(wěn)定性及階躍輸入下的穩(wěn)態(tài)誤差的關(guān)系，確定了穩(wěn)定條件和無(wú)穩(wěn)態(tài)誤差的條件。分析了隱

7、式動(dòng)態(tài)逆在考慮不確定性情況下的穩(wěn)定性，給出了其穩(wěn)定條件和不會(huì)存在穩(wěn)態(tài)誤差的特性。研究了模糊自適應(yīng)逆控制律，對(duì)SISO仿射非線性系統(tǒng)及MIMO仿射非線性系統(tǒng)下的控制律、自適應(yīng)律進(jìn)行了推導(dǎo)，通過(guò)Lyapunov函數(shù)證明了自適應(yīng)律下的誤差穩(wěn)定性。對(duì)受到強(qiáng)烈線性、耦合、非線性和控制效能矩陣不確定性影響的MIMO系統(tǒng)以及參數(shù)被大范圍拉偏的StealthF-C飛機(jī)進(jìn)行了仿真驗(yàn)證，結(jié)果顯示模糊自適應(yīng)逆控制律滿足設(shè)計(jì)目標(biāo)。
　　本文具有較好的理論