先進(jìn)飛行器非定常氣動力建模、控制律設(shè)計及驗證方法研究.pdf

1、本文綜合研究第四代有人駕駛戰(zhàn)斗機(jī)與下一代無人作戰(zhàn)飛機(jī)等先進(jìn)飛行器的氣動/運動/控制耦合問題，發(fā)展和建立了空氣動力學(xué)/飛行力學(xué)/飛行控制等多學(xué)科交叉的建模、設(shè)計和分析方法。
　　 第一部分研究了大迎角過失速機(jī)動中非定常氣動力建模方法及飛行動力學(xué)特性影響分析方法。首先，針對四代機(jī)等飛行器大迎角過失速機(jī)動時氣動/運動非線性耦合問題，基于動力學(xué)系統(tǒng)建模思想，建立非線性微分方程形式的氣動模型描述非定常氣動特性，分析和揭示了非定常氣動現(xiàn)象的

2、物理機(jī)理，并發(fā)展和改進(jìn)了基于強(qiáng)迫振蕩風(fēng)洞試驗的模型參數(shù)辨識方法：基于小振幅實驗數(shù)據(jù)，采用線性回歸參數(shù)辨識方法辨識氣動模型中特征時間常數(shù)等線性項參數(shù)；基于大振幅實驗數(shù)據(jù)，采用遺傳算法全局尋優(yōu)辨識氣動模型中非線性項參數(shù)。以帶中心體三角翼構(gòu)型飛機(jī)模型為例，基于風(fēng)洞試驗結(jié)果進(jìn)行氣動建模與驗證，研究結(jié)果表明：模型可精確預(yù)測非定常氣動特性，具有運動狀態(tài)普適性、與運動方程兼容性等特點，模型辨識方法具有較強(qiáng)的工程可行性。其次。采用模態(tài)分析方法，研究了縱

3、向非定常氣動力對大迎角飛行動力學(xué)特性的影響，并使用輸出反饋特征值分配方法，初步設(shè)計了大迎角下縱向增穩(wěn)飛行控制律，通過不同氣動模型間的對比分析，揭示了基于常規(guī)氣動導(dǎo)數(shù)模型所建立的大迎角飛行控制律可能潛在的問題。
　　 第二部分研究了無垂尾飛翼布局先進(jìn)飛行器的飛行控制律重構(gòu)和閉環(huán)飛行動力學(xué)特性分析問題。首先，針對無垂尾飛翼布局無人飛機(jī)本體航向靜不穩(wěn)定特性、多舵面控制等特點，研究了在無側(cè)滑角傳感器或其故障情況下的控制律重構(gòu)設(shè)計。本文以

4、某無垂尾飛翼布局飛機(jī)縮比模型為例，綜合采用可達(dá)力矩集分析、改進(jìn)的橫航向動穩(wěn)定性邊界圖、特征值分析和可達(dá)平衡集分析等方法，全面分析確定了該飛行器本體氣動特性、氣動控制效能與開環(huán)飛行動力學(xué)特性。以此為基礎(chǔ)，研究了基于飛行品質(zhì)、控制效能、魯棒特性的多目標(biāo)折中飛行控制律設(shè)計方法，實現(xiàn)了基于純角速度反饋的橫航向控制律，并綜合采用動壓調(diào)參控制、橫航向交聯(lián)控制、迎角限制、舵面分配等控制律方法，構(gòu)成了縮比驗證模型飛機(jī)的完整控制律。其次，針對無垂尾飛翼布

5、局無人飛機(jī)氣動/運動/控制高度耦合特點，為了驗證飛行控制律有效性，對氣動模型不確定性、舵面非線性等影響因素進(jìn)行綜合分析評估。本文提出了基于計算飛行力學(xué)思想的控制律驗證框架：采用閉環(huán)系統(tǒng)特征值打靶法“云圖”分析、閉環(huán)可達(dá)平衡集分析等評估方法，確定了閉環(huán)線性飛行動力學(xué)系統(tǒng)在飛行包線范圍內(nèi)的穩(wěn)定性與魯棒性；采用分叉分析、吸引域分析等非線性方法，評估舵面死區(qū)/飽和、舵面速率飽和等三種非線性因素對閉環(huán)控制效果的影響；基于人在環(huán)虛擬樣機(jī)技術(shù)進(jìn)行飛行