本文關(guān)鍵詞：非線性自適應(yīng)高可靠容錯(cuò)飛行控制方法研究

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【摘要】：傳統(tǒng)飛行控制算法是在預(yù)先所知并足夠精準(zhǔn)的飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型下進(jìn)行設(shè)計(jì)。但當(dāng)飛機(jī)在飛行中突然遭遇舵面不對(duì)稱滿偏卡死甚至因外界突發(fā)事件造成單側(cè)機(jī)翼嚴(yán)重?fù)p傷時(shí),飛行動(dòng)力學(xué)方程在短時(shí)間內(nèi)會(huì)突然改變,縱側(cè)向運(yùn)動(dòng)發(fā)生強(qiáng)烈耦合,一側(cè)機(jī)動(dòng)能力大大降低,傳統(tǒng)算法很難控制。針對(duì)上述問題,并在無硬/軟件余度飛控系統(tǒng)、無主動(dòng)診斷、以及事故前后每個(gè)軸向均等效只有一片舵面可控(不能控制分配)的前提下實(shí)現(xiàn)高可靠被動(dòng)容錯(cuò)控制,本文研究了側(cè)滑飛行魯棒模型參考自適應(yīng)姿態(tài)控制算法以及神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)魯棒非線性模型逆姿態(tài)控制算法,解決了卡死/損傷后快速被動(dòng)地穩(wěn)定飛行姿態(tài)的問題;進(jìn)一步通過研究航線飛行制導(dǎo)律以及綜合自適應(yīng)制導(dǎo)與控制算法,解決了快速穩(wěn)定后保證性能的航線飛行問題;最后通過仿真/試飛驗(yàn)證了算法高可靠地進(jìn)行被動(dòng)容錯(cuò)控制的有效性與可行性。整個(gè)論文主要工作與研究所得成果如下:1.針對(duì)單側(cè)副翼滿偏卡死和單側(cè)機(jī)翼嚴(yán)重?fù)p傷后姿態(tài)瞬間變壞問題,提出了級(jí)聯(lián)式側(cè)滑飛行魯棒模型參考自適應(yīng)飛行控制方法。通過側(cè)滑角PI控制、輸出反饋的參考模型通用配置方法以及側(cè)向姿態(tài)自適應(yīng)控制實(shí)現(xiàn)了相對(duì)階n~=1和n~≥2側(cè)向姿態(tài)傳遞函數(shù)存在參數(shù)不確定性、外界擾動(dòng)和未建模動(dòng)態(tài)下的姿態(tài)誤差有界穩(wěn)定,并在此基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)了出側(cè)滑快速穩(wěn)定飛機(jī)的策略。進(jìn)一步提出e-σ-modification混合自適應(yīng)律,通過合理的自適應(yīng)律增益選取方法進(jìn)一步縮小了傳統(tǒng)e-modification自適應(yīng)律下側(cè)向姿態(tài)最終誤差界限,提高了飛行性能。2.針對(duì)上述卡死,尤其是突然損傷后存在較大非線性姿態(tài)方程建模誤差而導(dǎo)致的姿態(tài)瞬間失控問題,基于嚴(yán)格的有界穩(wěn)定證明,首先研究了同時(shí)能夠魯棒外擾的單隱層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)(SHL NN)自適應(yīng)魯棒非線性模型逆三軸姿態(tài)控制算法,并設(shè)計(jì)了配置閉環(huán)系統(tǒng)暫態(tài)指標(biāo)的PD參數(shù)計(jì)算方法;其次在損傷下針對(duì)未建模舵動(dòng)態(tài)帶來的不確定性,設(shè)計(jì)了動(dòng)態(tài)非線性阻尼信號(hào)擴(kuò)展后的偽控制律;最后進(jìn)一步針對(duì)舵面偏轉(zhuǎn)權(quán)限限制問題(靜態(tài)舵偏位置飽和動(dòng)態(tài)舵速率限制),提出了基于偽控制量限定信號(hào)和動(dòng)態(tài)非線性阻尼信號(hào)的綜合模型參考神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)非線性模型逆飛行控制算法。這三個(gè)階段最終解決了上述卡死/損傷并有外擾和未建模舵動(dòng)態(tài)下適應(yīng)性地快速恢復(fù)姿態(tài)穩(wěn)定和暫態(tài)性能問題,以及在此調(diào)節(jié)中舵偏過飽和而造成的不可控狀態(tài)的問題。3.針對(duì)上述卡死/損傷飛機(jī)繼續(xù)在能力不足時(shí)進(jìn)行航線繞飛問題,研究了基于線加速度指令的航線跟蹤制導(dǎo)律和SHL神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)魯棒模型逆制導(dǎo)律,設(shè)計(jì)出便于內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制算法接入的制導(dǎo)律形式。前一種制導(dǎo)律提出利用高度偏差和航線側(cè)偏距計(jì)算線加速度指令進(jìn)而反解姿態(tài)控制指令的方法,解決了飛機(jī)在機(jī)動(dòng)能力不足時(shí)的航路點(diǎn)制導(dǎo)問題;后一種將線加速度方程、自適應(yīng)模型逆算法、偽控制量限定信號(hào)以及參考模型相結(jié)合,不僅實(shí)現(xiàn)了卡死/損傷前后通過直接指定航路點(diǎn)位置信息來跟蹤參考航線的制導(dǎo)功能,而且實(shí)現(xiàn)了依據(jù)能力不足情況自適應(yīng)修改航跡指令的功能。進(jìn)一步將制導(dǎo)算法與自適應(yīng)姿態(tài)控制算法結(jié)合,提出了三種航線繞飛綜合自適應(yīng)制導(dǎo)與控制算法系統(tǒng),解決了卡死/損傷前后被動(dòng)容錯(cuò)的航跡與姿態(tài)整體控制功能。4.針對(duì)左側(cè)副翼突然向上滿偏卡死故障的控制問題,首先在存有姿態(tài)擾動(dòng)和未建模副翼/方向舵動(dòng)態(tài)下仿真了e-σ-modification混合自適應(yīng)律的級(jí)聯(lián)式魯棒自適應(yīng)側(cè)滑飛行姿態(tài)控制算法,驗(yàn)證了故障后魯棒地快速穩(wěn)定姿態(tài)的能力和進(jìn)一步縮小姿態(tài)穩(wěn)態(tài)誤差的能力;其次在航線繞飛仿真場(chǎng)景下,繼續(xù)針對(duì)上述卡死情況仿真了三種綜合自適應(yīng)制導(dǎo)與控制算法系統(tǒng)并分析性能和優(yōu)缺點(diǎn),驗(yàn)證了算法系統(tǒng)高可靠被動(dòng)容錯(cuò)地控制能力不足飛機(jī)快速穩(wěn)定和航線續(xù)飛的有效性和可行性。5.針對(duì)單側(cè)機(jī)翼損傷飛機(jī)在飛行動(dòng)力學(xué)特性上發(fā)生較大變化的問題,研究了其幾何特性、質(zhì)量特性、氣動(dòng)特性,分析了損傷導(dǎo)致的新增特性并總結(jié)了其在損傷下的變化規(guī)律;在建立并分析損傷飛機(jī)非線性運(yùn)動(dòng)方程后提出多維牛頓迭代法,解決了全局性迭代求解機(jī)翼不對(duì)稱損傷飛機(jī)配平點(diǎn)的問題;在此基礎(chǔ)上對(duì)其特有的特征根分布、運(yùn)動(dòng)模態(tài)、時(shí)域操穩(wěn)特性以及頻域特性進(jìn)行了分析,揭示了不同程度損傷對(duì)上述飛行動(dòng)力學(xué)特性的影響規(guī)律,為設(shè)計(jì)高可靠容損控制算法提供了相關(guān)基礎(chǔ)。6.針對(duì)左翼40%面積矩突然損傷導(dǎo)致瞬間失控的問題,首先在存有三軸姿態(tài)擾動(dòng)和未建模舵動(dòng)態(tài)下仿真了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)魯棒非線性模型逆控制算法,驗(yàn)證了其被動(dòng)快速補(bǔ)償非線性模型誤差并保證性能地穩(wěn)定控制姿態(tài)的能力。其次進(jìn)一步在并存外界姿態(tài)擾動(dòng)、舵偏靜態(tài)飽和限制、未建模舵動(dòng)態(tài)的情況下對(duì)三種綜合自適應(yīng)制導(dǎo)與控制算法完成損傷前后航線繞飛的功能進(jìn)行了仿真,分析了算法結(jié)構(gòu)與參數(shù)如何影響繞飛性能,驗(yàn)證了算法系統(tǒng)高可靠被動(dòng)容損地控制能力大幅降低飛機(jī)快速穩(wěn)定、航線續(xù)飛的有效性和可行性。最后通過外場(chǎng)試飛,驗(yàn)證了適當(dāng)修改后的第一種算法系統(tǒng)控制未損傷飛機(jī)航線跟蹤、定高/定向飛,以及控制單側(cè)機(jī)翼40%面積矩突然損傷后飛機(jī)快速穩(wěn)定、定高/定向飛、航點(diǎn)跟蹤、航線繞飛的能力。
【學(xué)位授予單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V249.1

【參考文獻(xiàn)】

中國(guó)期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

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本文編號(hào)：1256013