大柔性飛行器結構建模與姿態(tài)控制研究.pdf

1、大柔性飛行器具有高空長航時飛行和執(zhí)行多種任務的能力，近年來受到廣泛的重視。大柔性飛行器結構輕巧、展弦比大的特點導致機翼在常規(guī)飛行條件下也會產生大的結構變形、氣動失速等現(xiàn)象，從而極大影響飛行器的飛行特性。這給飛行器的建模和飛行控制研究帶來挑戰(zhàn)。本文以大柔性飛行器為對象，針對此類飛行器的建模、運動特性分析、模型簡化以及姿態(tài)控制等問題展開研究。
　　本研究首先基于虛功原理推導了大柔性飛行器的動力學方程。采用常值應變表達非線性梁結構模型，

2、基于有限狀態(tài)非定常氣動力載荷理論計算氣動載荷，最后將六自由度剛體動力學方程、全機結構動力學方程以及氣動力模型耦合，獲得完整飛行器動力學方程。其次，根據(jù)系統(tǒng)特征根分布規(guī)律分析了大柔性飛行器的運動模態(tài)；采用基于常平均速度的狀態(tài)空間Newmark法分析了大柔性結構機翼在受主動操縱和大氣擾動影響下的運動特性，并研究了柔性模塊耦合作用對飛行器橫側向穩(wěn)定性的影響。然后，研究了大柔性飛行器的模型降階問題。為便于控制器的設計，針對大柔性飛行器高階復雜模

3、型，分別運用平衡截斷法、平衡殘差法以及最優(yōu)Hankel范數(shù)近似法對系統(tǒng)進行了模型降階處理與比較。通過仿真對比得知對于本文研究對象，采用平衡殘差法所得的降階模型效果最好。最后，針對具有不確定性的大柔性飛行器，基于帶有觀測器的降階模型，設計了模型參考自適應控制器。其中基線控制器為基于線性二次型調節(jié)器設計方法的比例積分姿態(tài)跟蹤控制器（稱為LQR-PI控制器）。仿真結果表明，基于降階模型設計的控制器可實現(xiàn)對原有高階模型的穩(wěn)定控制；在系統(tǒng)存在不確