飛機的非線性自修復控制研究.pdf

1、美國NASA于1984年提出自修復飛行控制系統(tǒng)(Self-Repairing Flight ControlSystem)研究計劃以來，自修復控制已經(jīng)成為航空航天領域研究的熱點之一，是提高復雜飛行控制系統(tǒng)可靠性的一條有效途徑。在不增加硬件設備的前提下，充分利用飛機操縱面本身存在的功能冗余，提高飛控系統(tǒng)的可靠性。故障檢測與隔離是自修復飛控系統(tǒng)的核心技術之一，它要求能及時對故障發(fā)生的原因和部位進行檢測，預測潛在故障發(fā)生的可能性，進而為及時預警

2、以及飛行控制律重構(gòu)和自主維護診斷提供相關信息和依據(jù)；飛行控制律重構(gòu)是自修復系統(tǒng)的另一項核心技術，其功能就是在飛機出現(xiàn)比較大的故障情況下，通過實時改變控制律，重構(gòu)出可以正常操縱飛機的控制律，保證故障飛機的飛行安全。
　　 本文主要做了以下工作：
　　 第一，本文根據(jù)自修復飛行控制的一些基本概念，利用五舵面單發(fā)飛機的各個舵面之間的相互關系，結(jié)合自修復飛行控制的基本假設，提出了一種非線性自修復控制律設計的兩步法策略，即基本控制

3、律和修復控制向量獨立設計；在該控制律設計策略中，故障發(fā)生前后基本控制律均保持不變，只是在故障發(fā)生后以額外信號的形式引入修復控制向量，補償故障對系統(tǒng)穩(wěn)定性和跟蹤性能的影響。這樣將自修復控制律的設計轉(zhuǎn)化為分別設計基本控制律和求解修復控制向量兩個相互獨立的問題，簡化了自修復控制律的設計過程?；诖丝刂破鹘Y(jié)構(gòu)，提出了一種新的作動器/舵面故障描述形式，該模型將故障對氣動參數(shù)的影響折算到輸入中，使得飛機動態(tài)方程中的其他各項在故障前后維持一致。

4、>　　 第二，將飛機的速度、航跡俯仰角及航跡方位角作為廣義的速度矢量，在飛機無故障時，設計了基于反步(backstepping)控制思想的速度、側(cè)滑角自適應跟蹤控制律；針對反步設計中，對虛擬控制律進行微分運算所導致的控制律存在的“計算膨脹”問題，本文提出了一種結(jié)合動態(tài)面(dynamic surface)思想的速度、側(cè)滑角自適應反步跟蹤控制律，該控制律可以保證閉環(huán)系統(tǒng)具有輸入-狀態(tài)穩(wěn)定的特性，本文給出了嚴格的證明?；谀筹w機模型，進行了

5、兩種超機動動作的數(shù)值仿真，結(jié)果驗證了該控制律可以保證無故障飛機具有良好的跟蹤效果，滿足自修復飛行控制的基本假設之一，為后面的自修復控制向量的求解提供了基礎和保證。
　　 第三，根據(jù)輸出匹配條件，推導了修復控制向量的解析解，其構(gòu)造為基本控制律及故障相關項的線性組合，且線性組合系數(shù)是故障參數(shù)的函數(shù)；修復控制向量的求解轉(zhuǎn)化為故障參數(shù)的計算。針對故障參數(shù)的求解，提出了兩種不同的參數(shù)數(shù)求解方法：即，基于自適應思想的參數(shù)估計及基于故障診斷的

6、參數(shù)求解法。
　　 第四，根據(jù)自適應控制思想，在作動器/舵面故障的б，d參數(shù)模型的基礎上，針對作動器/舵面卡死故障及作動器缺損，分別推導了修復控制向量的參數(shù)自適應律，并給出了修復后系統(tǒng)的閉環(huán)特性。該方法具有待估計參數(shù)少，修復控制律構(gòu)造簡單的特點。分別針對左副翼卡死10°的故障及右升降舵缺損90％故障，進行了數(shù)字仿真，它從另一個角度證明了自適應修復控制律對作動器/舵面卡死、缺損故障修復的有效性；由于自適應修復控制律并不是在故障發(fā)生

7、后才作用于系統(tǒng)，而是始終對系統(tǒng)產(chǎn)生作用，因此該控制方法同樣對改善整體的跟蹤性能也是有貢獻的。
　　 最后，針對基于自適應控制思想的自適應修復控制律不能保證故障參數(shù)估計值收斂于真值的不足，考慮到飛機的作動器具有典型的二階動態(tài)特性，將其引入飛機的非線性動態(tài)方程，利用作動器/舵面的９參數(shù)模型，提出了一種在線辨識故障參數(shù)的高增益觀測器設計方法，通過對作動器實時進行狀態(tài)和參數(shù)聯(lián)合估計，得到表征故障的參數(shù)。然后根據(jù)估計得到的故障參數(shù)構(gòu)造修復