【摘要】：作為國防之利器,集超隱身能力、超音速巡航能力、超機動能力和超視距作戰(zhàn)能力于一身的先進戰(zhàn)斗機備受各大軍事強國的青睞。在未來的空戰(zhàn)尤其是近距格斗中,先進戰(zhàn)斗機的超機動性仍是決定戰(zhàn)斗勝敗的關(guān)鍵因素,因此對于過失速機動的研究仍將是國內(nèi)外研究的熱點。先進戰(zhàn)斗機在大迎角機動飛行時,流經(jīng)其機體的氣流經(jīng)歷了附著流、旋渦流、渦破裂直到分離流的變化過程,產(chǎn)生了具有嚴重的非線性、耦合性和遲滯性的非定常氣動力。如何建立大迎角飛行時精確的非定常氣動力模型,如何在考慮這些氣動特性的基礎上實現(xiàn)冗余的氣動舵面和推力矢量噴口的協(xié)調(diào)控制,是先進戰(zhàn)斗機研發(fā)過程中亟待解決的問題。本文基于一套先進戰(zhàn)斗機縮比模型的大幅振蕩風洞試驗數(shù)據(jù),系統(tǒng)全面地分析和研究了先進戰(zhàn)斗機大迎角氣動建模和協(xié)調(diào)控制等關(guān)鍵問題,完成了單軸大幅振蕩和雙軸耦合大幅振蕩下的非定常氣動力建模、飛機數(shù)學建模及自然特性分析、協(xié)調(diào)分配方法、非定常氣動力作用下大迎角控制方法等研究。本文研究內(nèi)容涉及航空領域氣動和控制交叉學科,為先進戰(zhàn)斗機大迎角飛行控制提供了理論研究基礎,主要創(chuàng)新點和工作如下:(1)提出了一種單軸振蕩下改進的非定常氣動力模糊邏輯建模方法�；诖蠓袷庯L洞試驗數(shù)據(jù)分析結(jié)果,借助二次型隸屬度函數(shù)將迎角、側(cè)滑角、迎角導數(shù)、迎角二階導數(shù)和縮減頻率等作為模糊輸入變量,將基于模糊規(guī)則得到的氣動系數(shù)作為模糊輸出變量。該方法將回代法和牛頓迭代法相結(jié)合,可同時確定模糊邏輯模型結(jié)構(gòu)和參數(shù),具有較高的建模精度。(2)提出了雙軸耦合振蕩下非定常氣動力的建模方法。針對氣動參數(shù)嚴重的非線性、耦合性和遲滯性等現(xiàn)象和風洞數(shù)據(jù)樣本大的特點,設計了一種基于交叉驗證方法的最小序列優(yōu)化-支持向量回歸(CV-SMO-SVR)的非定常氣動力建模方法,在分析風洞數(shù)據(jù)的基礎上選擇了合理的模型輸入變量、核函數(shù)以及輸出變量,利用大樣本訓練獲得了準確的非定常氣動力模型。為了提高非定常氣動力模型預測速度,設計了一種基于改進極限學習機(ELM)的雙軸耦合非定常氣動力建模方法,并證明了該方法的收斂性。仿真結(jié)果表明了雙軸耦合非定常氣動力建模方法具有精度高、預測速度快、通用性強的特點。(3)針對飛機大迎角飛行時操縱面操縱系數(shù)的非線性和操縱面間的氣動耦合等問題,提出了一種基于舵面位置反饋的非線性分配方法。該方法從期望三軸力矩系數(shù)中除去上一拍舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的二次項和耦合項等力矩系數(shù),將耦合非線性分配問題轉(zhuǎn)化為線性分配問題,利用線性分配方法求解舵面偏轉(zhuǎn)值,避免了已有非線性分配方法計算量大和實時性差的難題。證明了該方法的穩(wěn)定性,并分析了該方法在實際應用中的可行性。通過與其他方法的仿真對比以及MATLAB xPC Target實時系統(tǒng)的仿真驗證,突出了該方法精度高、實時性好、易于工程實現(xiàn)的優(yōu)點。(4)針對非定常氣動力作用下常規(guī)動態(tài)逆方法的控制誤差,提出了一種基于改進動態(tài)逆的大迎角控制律設計方法。根據(jù)奇異攝動理論,設計了時標分離的動態(tài)逆控制律,在快回路中加入積分環(huán)節(jié)提高了控制精度,在較慢回路加入了滯后校正環(huán)節(jié)改善了非定常氣動力造成的較慢回路相位滯后現(xiàn)象。完成了單軸振蕩和雙軸耦合振蕩非定常氣動力作用下飛機大迎角機動仿真驗證,仿真結(jié)果表明所提出的改進動態(tài)逆方法具有控制精度高且無相位滯后的優(yōu)點。(5)提出了一種非定常氣動力作用下基于徑向基函數(shù)(RBF)網(wǎng)絡補償?shù)姆床酱笥强刂坡稍O計方法。將非定常氣動力引起的建模誤差等效為角速率回路和氣流角回路模型的不確定性,利用RBF網(wǎng)絡逼近模型不確定項。基于反步法分別設計了具有不確定性的角速率回路和氣流角回路的控制律,給出了RBF網(wǎng)絡更新規(guī)律,并證明了該控制律下閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。結(jié)果表明所設計的控制律控制精度較高,可準確消除非定常氣動力影響。
【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】：2018
【分類號】：V271.41
【圖文】：

術(shù)代表著一個國家科技和經(jīng)濟的綜合實力，而先進戰(zhàn)斗機研發(fā)技術(shù)則是一個大國國防軍事實力的重要標志。自從萊特兄弟開創(chuàng)了人類飛行的新紀元之后，飛機得到了飛速的發(fā)展。經(jīng)過第二次世界大戰(zhàn)的洗禮，飛機更新?lián)Q代的速度已是勢不可擋[1]。發(fā)展至今，戰(zhàn)斗機從第一代常規(guī)布局飛機發(fā)展到了當今的第五代多操縱面、翼身融合帶有推力矢量的先進戰(zhàn)斗機[2][3]。圖 1-1 展示了當今最先進的幾款先進戰(zhàn)斗機，這些先進戰(zhàn)斗機具有新型氣動布局，主要有以下特點：(1) 翼身融合：先進戰(zhàn)斗機設計時將機身、機翼一體化整機設計，可降低機翼、機身連接的不利干擾，改善先進戰(zhàn)斗機的升力和阻力特性[4][5]；(2) 操縱面數(shù)量較多：增加或改裝了一些新型的操縱面，且數(shù)量較多，可通過不同的舵面組合實現(xiàn)對先進戰(zhàn)斗機的控制，并且根據(jù)控制系統(tǒng)來設計飛機總體氣動布局[6][7]；(3) 推力矢量技術(shù)：先進戰(zhàn)斗機上均安裝 2 維或 3 維發(fā)動機矢量噴管，通過可動舵片、折流板等實現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向控制，極大地提高了先進戰(zhàn)斗機大迎角機動能力[8][9]；(4) 新型氣動效應面：具有基于微射流技術(shù)和陣列微射流作動器技術(shù)的新型效應面等，可在不改變飛機操縱性的前提下減輕飛機重量，增加飛機航程[10][11]。

對于常規(guī)戰(zhàn)斗機，其飛行迎角范圍較小，其動力學與運動學之間的耦合效應可以，因此可以在不考慮其測量元件和作動器引起的時延等因素下，利用狀態(tài)反饋設計器。但是對于先進戰(zhàn)斗機，其大迎角下繞速度矢量的操縱能力是必不可少的。先進機過失速機動時氣動力和氣動力矩具有嚴重的非線性、遲滯性和耦合性，非定常流成先進戰(zhàn)斗機狀態(tài)的惡劣變化，使得先進戰(zhàn)斗機過失速機動時慣性耦合力矩增大，學和運動學之間的耦合增強[44]，此時原先忽略的因素的不穩(wěn)定性會隨之放大[45-47]。些強耦合、強非線性和遲滯因素的作用下，如何能補償或者消除這些因素的影響，出穩(wěn)定可靠的控制律是我們最終要應對的挑戰(zhàn)。對于先進戰(zhàn)斗機過失速機動時的控制問題已有較多的研究成果，動態(tài)逆方法[48][49步法自適應方法[50-52]、 L1 自適應方法[53][54]、神經(jīng)網(wǎng)絡自適應方法[55-57]等非線性控法在飛機大機動控制中都被有效應用。在上述傳統(tǒng)的非線性方法中，對模型精度的較高，同時由于缺乏大迎角數(shù)據(jù)，其氣動模型都是近似的，導致無法逼近真實飛行。因此有必要在掌握先進戰(zhàn)斗機過失速機動準確的氣動模型的前提下，針對非定常影響設計出可靠的控制律，從而為先進戰(zhàn)斗機的大迎角飛行奠定堅實的理論基礎。

步法的優(yōu)點在于不要求系統(tǒng)中的非線性滿足增長性約束條件，只需系統(tǒng)反饋的形式即可，系統(tǒng)的不確定性不必滿足匹配條件或增廣匹配條件，控制器設計過程系統(tǒng)化、結(jié)構(gòu)化，在設計的同時就保證了閉環(huán)系統(tǒng)的全局利用系統(tǒng)本身固有的非線性特性，在處理時提供了更大的靈活性，且易方法相結(jié)合應用[174]。) 其他方法它非線性控制方法還有模糊邏輯控制[175]、預測控制[176]、軌跡線性化控A 等學者利用神經(jīng)網(wǎng)絡研發(fā)了高性能飛機自適應飛行控制器，采用了信enberg Marquardt 優(yōu)化策略來訓練神經(jīng)網(wǎng)絡來加快收斂速度和提高實現(xiàn)，所提出的控制系統(tǒng)能夠補償系統(tǒng)的不確定性，適應飛行條件的變化，[178]。劉樹光等人提出了一種基于 BSN 在線逼近的動態(tài)面過失速機動飛案，應用自適應逼近飛機的氣動力和力矩，加快參數(shù)收斂速度，改善系能，最終驗證了大迎角飛行時該方法的有效性[179]。

本文編號：2783228