飛行器翼顫振的時滯問題處理和容錯控制設計.pdf

1、為了提升飛行性能，現(xiàn)代飛行器越來越注重提高氣動效率和減輕結構重量，結構設計得越來越柔，導致了飛行器氣動彈性效應的增加。氣動彈性是一個多學科交叉問題，帶有嚴重的非線性和不確定性，它一直是飛行器設計的重點和難點問題。因此，開展飛行器氣動彈性問題的研究具有重要的科學意義和工程價值。
　　導彈作為飛行器中的一員，其長細比變得越來越大；較大的柔性變形會與氣動力、控制力產(chǎn)生耦合，對導彈的穩(wěn)定性、控制的精度乃至飛行品質(zhì)都會產(chǎn)生影響。如何設計制導

2、和控制系統(tǒng)、使柔性導彈能夠精確地打擊目標是一個值得研究的問題。
　　在氣動彈性問題的各種表現(xiàn)形式中，顫振是其中很重要的一種。當飛行器的飛行速度超過臨界顫振速度后，在氣流激勵的作用下，翼的慣性力、結構彈性力、和氣動力會相互耦合，導致顫振的發(fā)生，如不及時抑制顫振會造成災難性的后果。
　　本學位論文在國家自然科學基金(11132001,11272202)、上海市教委科研重點項目(14ZZ021)和上海市自然科學基金(14ZR142

3、1000)的資助下，進行了導彈制導與控制系統(tǒng)的設計，研究了翼顫振的發(fā)生機理，完成了翼顫振的時滯和容錯控制律的設計。具體的研究內(nèi)容和成果總結如下：
　　(1)對導彈制導和控制系統(tǒng)的設計進行了研究。首先依據(jù)動力學基本原理建立導彈的數(shù)學模型；然后基于該數(shù)學模型利用廣義比例導引法設計導引律；接著進行三通道的導彈控制系統(tǒng)的設計；同時本文還討論了大長細比導彈的柔性變形與氣動力的耦合效應對導彈飛行的影響，建立了柔性彈體考慮氣動力耦合的振動方程。

4、研究結果表明：(i)對于細長彈體，在考慮軸向速度后系統(tǒng)方程出現(xiàn)阻尼力陣，同時系統(tǒng)的剛度陣也有所改變；彈體長細比越大，系統(tǒng)趨向不穩(wěn)定，振動響應也越大；彈體軸向速度越大，剛度陣越小，系統(tǒng)越容易失穩(wěn)，振動響應也越大。(ii)利用比例導引法設計的制導律和運用三通道獨立控制加入?yún)f(xié)調(diào)回路方法設計的控制系統(tǒng)是有效的，各運動參量都能較好地跟隨控制指令，在一定程度上達到了導彈能夠攔截具有一定機動性目標的目的。
　　(2)對飛行器的翼顫振問題進行了研

5、究。在亞音速的前提下，引入Theodorsen非定常氣動力模型，并且考慮俯仰剛度的立方非線性，對飛行器的二元翼進行顫振的動力學建模；采用V-g法進行顫振分析，求出翼的臨界顫振速度。研究結果表明：(i)在不考慮立方非線性的情況下，當飛行速度小于臨界顫振速度時，系統(tǒng)是穩(wěn)定的；當飛行速度達到臨界顫振速度時，系統(tǒng)做簡諧運動；當飛行速度大于臨界顫振速度時，系統(tǒng)不穩(wěn)定。(ii)當系統(tǒng)中存在立方非線性，風速超過臨界顫振速度時，沉浮位移和俯仰角響應在原

6、點附近出現(xiàn)穩(wěn)定的周期解，產(chǎn)生極限環(huán)震蕩，系統(tǒng)是不穩(wěn)定的。
　　(3)對飛行器翼顫振的時滯反饋控制進行了研究。首先將帶有時滯的系統(tǒng)動力學方程通過一種特殊形式的積分變換轉換成表面上不含有時滯的標準狀態(tài)方程形式，然后采用瞬時最優(yōu)方法和變結構控制方法進行時滯反饋控制律的設計。研究結果表明：(i)控制系統(tǒng)中的時滯會對控制性能產(chǎn)生重要的影響，如果不對時滯進行處理，它會引起控制的失效。(ii)本文中所提出的時滯反饋控制律能夠有效地抑制翼的顫振，

7、其中時滯變結構控制律不僅適用于小時滯量的情況，還可用于大時滯量的情況。
　　(4)對飛行器翼顫振的容錯控制進行了研究。在執(zhí)行器部分失效的情況下，分兩種情況設計容錯控制器。如不考慮輸入飽和，采用一種自適應變結構控制方法，利用自適應算法估計執(zhí)行器有效因子的最小值，并融入變結構控制思想，設計出容錯控制器；若考慮輸入飽和，則在之前容錯控制的基礎上，采用輸入飽和誤差動態(tài)放大的方法，實現(xiàn)控制飽和的補償，獲得考慮輸入飽和的非線性容錯反饋控制律。