先進飛行器非定常氣動力建模、控制律設計及驗證方法研究.pdf

1、本文綜合研究第四代有人駕駛戰(zhàn)斗機與下一代無人作戰(zhàn)飛機等先進飛行器的氣動/運動/控制耦合問題，發(fā)展和建立了空氣動力學/飛行力學/飛行控制等多學科交叉的建模、設計和分析方法。
　　 第一部分研究了大迎角過失速機動中非定常氣動力建模方法及飛行動力學特性影響分析方法。首先，針對四代機等飛行器大迎角過失速機動時氣動/運動非線性耦合問題，基于動力學系統(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、物理機理，并發(fā)展和改進了基于強迫振蕩風洞試驗的模型參數(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型飛機模型為例，基于風洞試驗結果進行氣動建模與驗證，研究結果表明：模型可精確預測非定常氣動特性，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特性的影響，并使用輸出反饋特征值分配方法，初步設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飛行器的飛行控制律重構和閉環(huán)飛行動力學特性分析問題。首先，針對無垂尾飛翼布局無人飛機本體航向靜不穩(wěn)定特性、多舵面控制等特點，研究了在無側滑角傳感器或其故障情況下的控制律重構設計。本文以

4、某無垂尾飛翼布局飛機縮比模型為例，綜合采用可達力矩集分析、改進的橫航向動穩(wěn)定性邊界圖、特征值分析和可達平衡集分析等方法，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)飛行動力學特性。以此為基礎，研究了基于飛行品質、控制效能、魯棒特性的多目標折中飛行控制律設計方法，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，構成了縮比驗證模型飛機的完整控制律。其次，針對無垂尾飛翼布

5、局無人飛機氣動/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行綜合分析評估。本文提出了基于計算飛行力學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)可達平衡集分析等評估方法，確定了閉環(huán)線性飛行動力學系統(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)虛擬樣機技術進行飛行