推力矢量飛機(jī)過失速機(jī)動的魯棒控制與邊界保護(hù).pdf

1、近年來，關(guān)于推力矢量飛機(jī)過失速機(jī)動能力的研究受到國內(nèi)外學(xué)者和研究機(jī)構(gòu)的廣泛關(guān)注，為其設(shè)計(jì)有效的控制系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)過失速機(jī)動飛行的關(guān)鍵。一方面，飛機(jī)過失速機(jī)動過程中具有復(fù)雜的非線性、不確定以及耦合特性，給飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)帶來很大挑戰(zhàn)；另一方面，大迎角機(jī)動時(shí)容易導(dǎo)致各種失控危險(xiǎn)狀態(tài)，給飛機(jī)的邊界保護(hù)控制提出了新的要求。
　　為了使得飛機(jī)具備實(shí)用化的過失速機(jī)動能力，以及大迎角下的無憂慮控制，本文系統(tǒng)地研究了推力矢量飛機(jī)在過失速機(jī)動中的飛行控

2、制問題以及安全保護(hù)問題，結(jié)合魯棒控制等先進(jìn)控制方法設(shè)計(jì)了一體化的邊界保護(hù)飛行控制系統(tǒng)，保證飛機(jī)能夠在完成復(fù)雜過失速機(jī)動的同時(shí)，不會產(chǎn)生失控危險(xiǎn)狀態(tài)。論文的主要工作如下：
　　本文選取裝有推力矢量裝置的ADMIRE飛機(jī)為研究對象。首先，構(gòu)建了其過失速機(jī)動時(shí)的非線性飛行動力學(xué)模型，詳細(xì)分析了該飛機(jī)的大迎角飛行性能，如氣動特性以及慣性耦合特性等，并將其機(jī)動性能與其它飛機(jī)進(jìn)行了比較。給出了飛機(jī)在進(jìn)行過失速機(jī)動時(shí)所需要滿足的動態(tài)響應(yīng)特性和抗

3、偏離特性要求，并且定義了四種檢驗(yàn)飛機(jī)過失速機(jī)動性能的標(biāo)準(zhǔn)過失速機(jī)動動作，為飛行控制系統(tǒng)和邊界保護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了基礎(chǔ)與準(zhǔn)則。
　　然后，為了進(jìn)行飛行控制律和邊界保護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，本文系統(tǒng)地給出了采用狀態(tài)變換將推力矢量飛機(jī)過失速機(jī)動的非線性模型轉(zhuǎn)化為面向控制的線性參變（LPV)系統(tǒng)的方法。該方法避免了繁瑣的平衡點(diǎn)線性化和插值運(yùn)算，能夠更好的描述系統(tǒng)的非線性特性。在此基礎(chǔ)上，建立了以迎角和繞速度軸滾轉(zhuǎn)角速度為調(diào)度參數(shù)的LPV模型，基于所

4、建立的LPV模型提出了一種新的快速迭代求解飛機(jī)動態(tài)平衡點(diǎn)的方法，相較于原來的牛頓迭代法有更高的計(jì)算速度。進(jìn)一步，提出采用切換多胞LPV系統(tǒng)來對過失速機(jī)動時(shí)的飛行動力學(xué)進(jìn)行描述，并利用高維奇異值分解（HOSVD)的方法，將所得到的LPV系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為包含常規(guī)迎角區(qū)和過失速迎角區(qū)兩個(gè)多胞的切換多胞LPV系統(tǒng)，以便于采用LPV綜合技術(shù)進(jìn)行魯棒飛行控制律設(shè)計(jì)。
　　接著，根據(jù)構(gòu)建的切換多胞LPV系統(tǒng)，采用具有閉環(huán)區(qū)域極點(diǎn)約束的魯棒H2/H?控

5、制綜合技術(shù)，來解決過失速機(jī)動中的多目標(biāo)約束飛行控制問題。由于常規(guī)迎角下和過失速迎角下飛機(jī)的動態(tài)特性差別較大，因此在設(shè)計(jì)過失速機(jī)動飛行控制器時(shí)引入切換控制策略。基于公共Lyapunov函數(shù)方法和多Lyapunov函數(shù)方法，分別設(shè)計(jì)了單一狀態(tài)反饋控制律和切換狀態(tài)反饋控制律。將這兩種飛行控制律分別在典型過失速機(jī)動仿真中進(jìn)行了驗(yàn)證，相比較而言，切換狀態(tài)反饋控制律具有更好的性能。
　　而后，在飛行控制律構(gòu)成閉環(huán)系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，設(shè)計(jì)了魯棒動態(tài)補(bǔ)

6、償器對重力產(chǎn)生的影響進(jìn)行補(bǔ)償。將過失速機(jī)動中的重力干擾抑制問題，抽象為非匹配多維外部干擾的一類非線性系統(tǒng)的魯棒輸出調(diào)節(jié)問題。基于處理輸出調(diào)節(jié)問題的一般框架，提出了此類問題部分狀態(tài)反饋控制律的存在性定理以及參數(shù)設(shè)計(jì)條件。將所設(shè)計(jì)的方法應(yīng)用到飛行控制器中，并通過仿真表明了該方法的正確性和有效性。
　　最后，考慮了推力矢量飛機(jī)過失速機(jī)動時(shí)的飛行安全與邊界保護(hù)問題?；诳蛇_(dá)平衡集方法定義了飛機(jī)過失速機(jī)動的失控飛行包線，同時(shí)在失控飛行包線內(nèi)

7、對所設(shè)計(jì)的過失速機(jī)動飛行控制律進(jìn)行了偏離敏感性評估。經(jīng)過檢驗(yàn)可知，當(dāng)大迎角下進(jìn)行低頭加速繞速度矢量滾轉(zhuǎn)機(jī)動時(shí)容易導(dǎo)致飛機(jī)從可控飛行狀態(tài)中偏離，從而證明了在過失速機(jī)動中進(jìn)行邊界保護(hù)控制的必要性。采用參考管理器（RMD)方法進(jìn)行縱向拉起機(jī)動過程的邊界保護(hù)控制，提出了一種基于階躍響應(yīng)模型的參考管理器設(shè)計(jì)方法。進(jìn)一步基于管道模型預(yù)測控制（Tube-MPC)方法在飛行控制系統(tǒng)的外環(huán)設(shè)計(jì)了邊界保護(hù)控制器，構(gòu)成一體化的過失速機(jī)動邊界保護(hù)飛行控制系統(tǒng)，