结构受损先进布局飞机建模与控制方法研究

bb20920d · 发表于 2022-5-5 10:06:32

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飞机结构受损会导致飞机质量、重心和气动特性发生突变，对称性破坏以及较强的运动耦合，严重影响飞行安全，而先进布局飞机气动特性复杂，操纵面之间耦合严重，若出现结构损伤将会比常规布局飞机更加难以控制。以结构受损先进布局飞机动力学建模为基础，对其容错控制方法进行研究对于提高飞机的安全性具有重要意义。因此，本文以某型飞翼布局飞机为对象，以其右侧机翼受损情况为例，对其建模与姿态控制题目开展研究。首先以通用的飞机动力学关系为基础，采用质量微元法建立了重心发生偏移飞机的动力学模型。基于机体原重心作为参考点给出了结构受损飞机的动力学方程，可保证模型的运动状态与传感器测量状态的一致性，更有利于控制器设计。该模型可以反映重量、重心的变化和飞机线运动、角运动的耦合，以及由此引起的干扰力和干扰力矩。其次以某大展弦比飞翼飞机右侧机翼受损的CFD计算数据，详细分析了右侧机翼从0-45%受损状态的气动特性变化规律，并对其在结构和气动上呈现出的非对称性、复杂耦合特性以及静稳定性下降等特点进行了总结。在此基础上，结合动力学模型构建了该飞机的全量六自由度模型，并对不同程度受损飞机进行了配平线性化，通过固定输入动态响应和舵面扰动仿真两种方法对正常飞机和结构受损飞机的稳定性进行了对比分析，通过引入剩余能力系数对不同程度受损飞机的剩余飞行性能进行了定量评估，以上分析为实现容错控制奠定了基础。在上述动态特性分析的基础上，对自抗扰控制技术进行了深入研究，将结构受损造成的力矩变化和耦合视为标称模型的外部扰动，采用非线性扩张状态观测器对扰动进行估计，并引入回路进行补偿，生成控制力矩指令，然后根据先进布局飞机操纵舵面的冗余特性，采用多级广义逆方法实现了控制力矩到操纵舵面的控制分配，最终完成了基于自抗扰的结构受损飞机的非线性姿态控制器设计工作。最后，采用自抗扰控制器对正常飞机、结构受损飞机以及受损瞬间的姿态控制进行了仿真分析。在常规跟踪性能评价中，自抗扰控制器表现出良好的控制性能，针对突然受损情况，所设计的控制器表现出较强的鲁棒性，能及时补偿结构受损引起的干扰力矩，能够快速准确跟踪控制指令。

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