先進(jìn)飛行器非定常氣動(dòng)力建模、控制律設(shè)計(jì)及驗(yàn)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(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制耦合問題，發(fā)展和建立了空氣動(dòng)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(jì)和分析方法。
　　 第一部分研究了大迎角過失速機(jī)動(dòng)中非定常氣動(dòng)力建模方法及飛行動(dòng)力學(xué)特性影響分析方法。首先，針對(duì)四代機(jī)等飛行器大迎角過失速機(jī)動(dòng)時(shí)氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)非線性耦合問題，基于動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)建模思想，建立非線性微分方程形式的氣動(dòng)模型描述非定常氣動(dòng)特性，分析和揭示了非定常氣動(dòng)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(yàn)的模型參數(shù)辨識(shí)方法：基于小振幅實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，采用線性回歸參數(shù)辨識(shí)方法辨識(shí)氣動(dòng)模型中特征時(shí)間常數(shù)等線性項(xiàng)參數(shù)；基于大振幅實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，采用遺傳算法全局尋優(yōu)辨識(shí)氣動(dòng)模型中非線性項(xiàng)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(yàn)結(jié)果進(jìn)行氣動(dòng)建模與驗(yàn)證，研究結(jié)果表明：模型可精確預(yù)測(cè)非定常氣動(dòng)特性，具有運(yùn)動(dòng)狀態(tài)普適性、與運(yùn)動(dòng)方程兼容性等特點(diǎn)，模型辨識(shí)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(dòng)力對(duì)大迎角飛行動(dòng)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(jì)了大迎角下縱向增穩(wěn)飛行控制律，通過不同氣動(dòng)模型間的對(duì)比分析，揭示了基于常規(guī)氣動(dòng)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(dòng)力學(xué)特性分析問題。首先，針對(duì)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(diǎn)，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(jì)。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(dòng)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(dòng)特性、氣動(dòng)控制效能與開環(huán)飛行動(dòng)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(jì)方法，實(shí)現(xiàn)了基于純角速度反饋的橫航向控制律，并綜合采用動(dòng)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(yàn)證模型飛機(jī)的完整控制律。其次，針對(duì)無垂尾飛翼布

5、局無人飛機(jī)氣動(dòng)/運(yùn)動(dòng)/控制高度耦合特點(diǎn)，為了驗(yàn)證飛行控制律有效性，對(duì)氣動(dòng)模型不確定性、舵面非線性等影響因素進(jìn)行綜合分析評(píng)估。本文提出了基于計(jì)算飛行力學(xué)思想的控制律驗(yàn)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(píng)估方法，確定了閉環(huán)線性飛行動(dòng)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(píng)估舵面死區(qū)/飽和、舵面速率飽和等三種非線性因素對(duì)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