再入飛行器的機翼顫振容錯控制.pdf

1、在再入飛行器的再入過程中，由于嚴重的氣動熱效應、柔性大以及低阻尼等特點，使得再入飛行器的顫振問題變得更加的突出。在傳統(tǒng)的剛度設計準則中，設計者通過提高結構剛度(特別是扭轉剛度)來回避氣動彈性效應。而提高結構剛度的直接后果就是飛行器結構重量增加，飛行器總體性能的降低。從上世紀80年代起，氣動彈性主動控制技術取得了較大發(fā)展，該技術是充分利用氣動彈性效應并借助于主動控制策略來減輕結構重量和優(yōu)化飛行器性能。
　　雖然目前氣動彈性主動控制技

2、術取得了可喜的研究進展，但是現(xiàn)有的研究都是針對亞音速飛行器和在執(zhí)行器沒有故障的情況下進行的。機翼顫振主動控制是通過驅動機翼表面的執(zhí)行器來調節(jié)氣動彈性效應，進而抑制顫振。主動控制需要用到傳感器和作動器，傳感器用于采集系統(tǒng)的狀態(tài)信息，作動器根據(jù)控制律的計算結果對受控對象施加控制。對于一個主動控制系統(tǒng)，很難保障系統(tǒng)中的傳感器和作動器能夠始終處于理想工作狀態(tài)，它們都有可能產生失效、漂移、飽和等問題。對于高超音速再入飛行器，在再入過程中飛行器將面

3、臨高溫高壓等惡劣的氣動環(huán)境，作動器有可能發(fā)生失效、漂移、卡死等故障，執(zhí)行器很小的故障可能會造成飛行器災難性的事故。另外，在機翼顫振主動控制中，當控制器的計算值大于執(zhí)行器本身所能產生的的最大輸出量時，執(zhí)行器會出現(xiàn)飽和現(xiàn)象，有可能引起顫振系統(tǒng)失穩(wěn)。此外，在顫振的主動控制系統(tǒng)中時滯現(xiàn)象不可避免，時滯現(xiàn)象的存在有可能引起控制系統(tǒng)效率的降低或控制系統(tǒng)不穩(wěn)定。對于高速飛行的再入飛行器，系統(tǒng)的狀態(tài)瞬間變化非常大，要求執(zhí)行器應當能夠瞬間適應系統(tǒng)狀態(tài)的這

4、種快速變化，控制系統(tǒng)中的微小時滯量都有可能導致控制系統(tǒng)不穩(wěn)定的產生。因此，開展再入飛行器顫振主動抑制中時滯問題的研究顯然具有重要意義。值得說明的是，現(xiàn)有關于機翼顫振主動控制的研究幾乎都是在假定系統(tǒng)作動器完全正常和控制系統(tǒng)中沒有時滯的條件下開展的，少有考慮作動器故障、輸入飽和以及時滯方面的研究報道。
　　本論文在國家自然科學基金(11132001，11272202，11472171)、上海市教育委員會重點項目(14ZZ021)、上海

5、市自然科學基金(14ZR1421000)的資助下，以二維機翼顫振模型為研究對象，對再入飛行器機翼顫振的容錯控制進行研究，主要工作和創(chuàng)新點如下：
　　(1)對再入飛行器的軌跡優(yōu)化和考慮執(zhí)行器故障的顫振動力學方程進行了研究。本文首先采用共軛梯度法對再入飛行器的軌跡進行了優(yōu)化，使得飛行器飛行器表面的氣動加熱和溫度極大的降低。在軌跡優(yōu)化的基礎上，考慮立方剛度結構非線性和采用活塞理論以及Lagrangian方法，建立了具有沉浮和俯仰兩自由度

6、二元機翼的氣動彈性運動方程，進而考慮執(zhí)行器的故障形式建立了具有故障形式的機翼顫振模型。
　　(2)對考慮執(zhí)行器故障、系統(tǒng)模型不確定性和外部干擾條件下的機翼顫振的自適應容錯反饋控制進行了研究。利用線性矩陣不等式(LMI)理論，提出模式依賴Lyapunov方法分離故障，使每一個故障模式都對應有一個Lyapunov方程，從而減小了不同故障模式共用同一個Lyapunov方法的保守性，然后利用H∞方法優(yōu)化了系統(tǒng)的性能，所設計的自適應容錯控制

7、器能夠在執(zhí)行器發(fā)生故障以及外部干擾存在的情況下抑制顫振的發(fā)生。數(shù)值仿真結果顯示，在執(zhí)行器發(fā)生故障時，所設計的自適應顫振容錯控制器能夠有效地抑制機翼顫振，并且控制器對系統(tǒng)結構固有參數(shù)、模型不確定性以及外部干擾的變化具有很好的魯棒性。
　　(3)為了使機翼顫振在有限時間內得到控制，同時考慮執(zhí)行器控制輸入受限、模型不確定性和外部干擾，本文將自適應控制技術與神經網絡(NN)的逼近功能相結合，提出了一種有限時間內的自適應顫振容錯控制算法。首

8、先利用徑向基神經網絡來逼近執(zhí)行器在輸入飽和時的誤差項，然后設計自適應容錯控制器來補償輸入飽和時的誤差項、執(zhí)行器故障、模型不確定項和外部干擾，從而有效抑制機翼顫振。數(shù)值仿真結果表明，在執(zhí)行器正常和發(fā)生故障時，本文所設計的顫振容錯控制器能夠在有限時間內對顫振進行快速抑制，并且控制器對執(zhí)行器飽和量、結構固有參數(shù)、模型不確定性和外部干擾的變化具有很強的魯棒性。
　　(4)為了解決顫振系統(tǒng)中的時滯問題，同時考慮到執(zhí)行器輸入飽和、執(zhí)行器故障、

9、模型不確定性和外部干擾，本文提出了一種有限時間內的顫振容錯控制算法，并且利用Lyapunov-Krasovskii泛函證明了閉環(huán)顫振系統(tǒng)的穩(wěn)定性。研究結果顯示，時滯會對閉環(huán)顫振控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性造成重要影響，它有可能導致系統(tǒng)響應出現(xiàn)發(fā)散；而本文所設計的顫振容錯控制器對時滯變化具有很好的魯棒性，能夠同時處理系統(tǒng)中的小時滯量和大時滯量問題；此外，本文所設計的控制器能夠有效地處理執(zhí)行器故障、模型不確定性以及外部干擾問題，而且對系統(tǒng)結構固有參數(shù)、

10、模型不確定性以及外部干擾的變化具有很強的魯棒性。
　　(5)針對顫振系統(tǒng)中狀態(tài)不可測量問題，提出了一種基于觀測器的無需沉浮位移和俯仰角度測量信息的容錯控制策略。為了解決狀態(tài)敏感器發(fā)生故障時不能提供狀態(tài)測量值的控制問題，本文首先設計了觀測器以實現(xiàn)對機翼顫振狀態(tài)中的沉浮位移和俯仰角度的估計，然后利用估計值來設計有限時間自適應顫振容錯控制器，從而在執(zhí)行器發(fā)生故障時對顫振進行有效抑制。仿真結果表明，所設計的觀測器能夠對顫振系統(tǒng)中的沉浮位移