本文關(guān)鍵詞：非線性自適應高可靠容錯飛行控制方法研究

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【摘要】：傳統(tǒng)飛行控制算法是在預先所知并足夠精準的飛機動力學模型下進行設(shè)計。但當飛機在飛行中突然遭遇舵面不對稱滿偏卡死甚至因外界突發(fā)事件造成單側(cè)機翼嚴重損傷時,飛行動力學方程在短時間內(nèi)會突然改變,縱側(cè)向運動發(fā)生強烈耦合,一側(cè)機動能力大大降低,傳統(tǒng)算法很難控制。針對上述問題,并在無硬/軟件余度飛控系統(tǒng)、無主動診斷、以及事故前后每個軸向均等效只有一片舵面可控(不能控制分配)的前提下實現(xiàn)高可靠被動容錯控制,本文研究了側(cè)滑飛行魯棒模型參考自適應姿態(tài)控制算法以及神經(jīng)網(wǎng)絡自適應魯棒非線性模型逆姿態(tài)控制算法,解決了卡死/損傷后快速被動地穩(wěn)定飛行姿態(tài)的問題;進一步通過研究航線飛行制導律以及綜合自適應制導與控制算法,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/試飛驗證了算法高可靠地進行被動容錯控制的有效性與可行性。整個論文主要工作與研究所得成果如下:1.針對單側(cè)副翼滿偏卡死和單側(cè)機翼嚴重損傷后姿態(tài)瞬間變壞問題,提出了級聯(lián)式側(cè)滑飛行魯棒模型參考自適應飛行控制方法。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)自適應控制實現(xiàn)了相對階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、外界擾動和未建模動態(tài)下的姿態(tài)誤差有界穩(wěn)定,并在此基礎(chǔ)上實現(xiàn)了出側(cè)滑快速穩(wěn)定飛機的策略。進一步提出e-σ-modification混合自適應律,通過合理的自適應律增益選取方法進一步縮小了傳統(tǒng)e-modification自適應律下側(cè)向姿態(tài)最終誤差界限,提高了飛行性能。2.針對上述卡死,尤其是突然損傷后存在較大非線性姿態(tài)方程建模誤差而導致的姿態(tài)瞬間失控問題,基于嚴格的有界穩(wěn)定證明,首先研究了同時能夠魯棒外擾的單隱層神經(jīng)網(wǎng)絡(SHL NN)自適應魯棒非線性模型逆三軸姿態(tài)控制算法,并設(shè)計了配置閉環(huán)系統(tǒng)暫態(tài)指標的PD參數(shù)計算方法;其次在損傷下針對未建模舵動態(tài)帶來的不確定性,設(shè)計了動態(tài)非線性阻尼信號擴展后的偽控制律;最后進一步針對舵面偏轉(zhuǎn)權(quán)限限制問題(靜態(tài)舵偏位置飽和動態(tài)舵速率限制),提出了基于偽控制量限定信號和動態(tài)非線性阻尼信號的綜合模型參考神經(jīng)網(wǎng)絡自適應非線性模型逆飛行控制算法。這三個階段最終解決了上述卡死/損傷并有外擾和未建模舵動態(tài)下適應性地快速恢復姿態(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.針對上述卡死/損傷飛機繼續(xù)在能力不足時進行航線繞飛問題,研究了基于線加速度指令的航線跟蹤制導律和SHL神經(jīng)網(wǎng)絡自適應魯棒模型逆制導律,設(shè)計出便于內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制算法接入的制導律形式。前一種制導律提出利用高度偏差和航線側(cè)偏距計算線加速度指令進而反解姿態(tài)控制指令的方法,解決了飛機在機動能力不足時的航路點制導問題;后一種將線加速度方程、自適應模型逆算法、偽控制量限定信號以及參考模型相結(jié)合,不僅實現(xiàn)了卡死/損傷前后通過直接指定航路點位置信息來跟蹤參考航線的制導功能,而且實現(xiàn)了依據(jù)能力不足情況自適應修改航跡指令的功能。進一步將制導算法與自適應姿態(tài)控制算法結(jié)合,提出了三種航線繞飛綜合自適應制導與控制算法系統(tǒng),解決了卡死/損傷前后被動容錯的航跡與姿態(tài)整體控制功能。4.針對左側(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)擾動和未建模副翼/方向舵動態(tài)下仿真了e-σ-modification混合自適應律的級聯(lián)式魯棒自適應側(cè)滑飛行姿態(tài)控制算法,驗證了故障后魯棒地快速穩(wěn)定姿態(tài)的能力和進一步縮小姿態(tài)穩(wěn)態(tài)誤差的能力;其次在航線繞飛仿真場景下,繼續(xù)針對上述卡死情況仿真了三種綜合自適應制導與控制算法系統(tǒng)并分析性能和優(yōu)缺點,驗證了算法系統(tǒng)高可靠被動容錯地控制能力不足飛機快速穩(wěn)定和航線續(xù)飛的有效性和可行性。5.針對單側(cè)機翼損傷飛機在飛行動力學特性上發(fā)生較大變化的問題,研究了其幾何特性、質(zhì)量特性、氣動特性,分析了損傷導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非線性運動方程后提出多維牛頓迭代法,解決了全局性迭代求解機翼不對稱損傷飛機配平點的問題;在此基礎(chǔ)上對其特有的特征根分布、運動模態(tài)、時域操穩(wěn)特性以及頻域特性進行了分析,揭示了不同程度損傷對上述飛行動力學特性的影響規(guī)律,為設(shè)計高可靠容損控制算法提供了相關(guān)基礎(chǔ)。6.針對左翼40%面積矩突然損傷導致瞬間失控的問題,首先在存有三軸姿態(tài)擾動和未建模舵動態(tài)下仿真了神經(jīng)網(wǎng)絡自適應魯棒非線性模型逆控制算法,驗證了其被動快速補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。其次進一步在并存外界姿態(tài)擾動、舵偏靜態(tài)飽和限制、未建模舵動態(tài)的情況下對三種綜合自適應制導與控制算法完成損傷前后航線繞飛的功能進行了仿真,分析了算法結(jié)構(gòu)與參數(shù)如何影響繞飛性能,驗證了算法系統(tǒng)高可靠被動容損地控制能力大幅降低飛機快速穩(wěn)定、航線續(xù)飛的有效性和可行性。最后通過外場試飛,驗證了適當修改后的第一種算法系統(tǒng)控制未損傷飛機航線跟蹤、定高/定向飛,以及控制單側(cè)機翼40%面積矩突然損傷后飛機快速穩(wěn)定、定高/定向飛、航點跟蹤、航線繞飛的能力。
【學位授予單位】：西北工業(yè)大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：V249.1

【參考文獻】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

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本文編號：1256013