【摘要】：作為國(guó)防之利器,集超隱身能力、超音速巡航能力、超機(jī)動(dòng)能力和超視距作戰(zhàn)能力于一身的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)備受各大軍事強(qiáng)國(guó)的青睞。在未來的空戰(zhàn)尤其是近距格斗中,先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的超機(jī)動(dòng)性仍是決定戰(zhàn)斗勝敗的關(guān)鍵因素,因此對(duì)于過失速機(jī)動(dòng)的研究仍將是國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)。先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)在大迎角機(jī)動(dòng)飛行時(shí),流經(jīng)其機(jī)體的氣流經(jīng)歷了附著流、旋渦流、渦破裂直到分離流的變化過程,產(chǎn)生了具有嚴(yán)重的非線性、耦合性和遲滯性的非定常氣動(dòng)力。如何建立大迎角飛行時(shí)精確的非定常氣動(dòng)力模型,如何在考慮這些氣動(dòng)特性的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)冗余的氣動(dòng)舵面和推力矢量噴口的協(xié)調(diào)控制,是先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)研發(fā)過程中亟待解決的問題。本文基于一套先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)縮比模型的大幅振蕩風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù),系統(tǒng)全面地分析和研究了先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)大迎角氣動(dòng)建模和協(xié)調(diào)控制等關(guān)鍵問題,完成了單軸大幅振蕩和雙軸耦合大幅振蕩下的非定常氣動(dòng)力建模、飛機(jī)數(shù)學(xué)建模及自然特性分析、協(xié)調(diào)分配方法、非定常氣動(dòng)力作用下大迎角控制方法等研究。本文研究?jī)?nèi)容涉及航空領(lǐng)域氣動(dòng)和控制交叉學(xué)科,為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)大迎角飛行控制提供了理論研究基礎(chǔ),主要?jiǎng)?chuàng)新點(diǎn)和工作如下:(1)提出了一種單軸振蕩下改進(jìn)的非定常氣動(dòng)力模糊邏輯建模方法。基于大幅振蕩風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析結(jié)果,借助二次型隸屬度函數(shù)將迎角、側(cè)滑角、迎角導(dǎo)數(shù)、迎角二階導(dǎo)數(shù)和縮減頻率等作為模糊輸入變量,將基于模糊規(guī)則得到的氣動(dòng)系數(shù)作為模糊輸出變量。該方法將回代法和牛頓迭代法相結(jié)合,可同時(shí)確定模糊邏輯模型結(jié)構(gòu)和參數(shù),具有較高的建模精度。(2)提出了雙軸耦合振蕩下非定常氣動(dòng)力的建模方法。針對(duì)氣動(dòng)參數(shù)嚴(yán)重的非線性、耦合性和遲滯性等現(xiàn)象和風(fēng)洞數(shù)據(jù)樣本大的特點(diǎn),設(shè)計(jì)了一種基于交叉驗(yàn)證方法的最小序列優(yōu)化-支持向量回歸(CV-SMO-SVR)的非定常氣動(dòng)力建模方法,在分析風(fēng)洞數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)上選擇了合理的模型輸入變量、核函數(shù)以及輸出變量,利用大樣本訓(xùn)練獲得了準(zhǔn)確的非定常氣動(dòng)力模型。為了提高非定常氣動(dòng)力模型預(yù)測(cè)速度,設(shè)計(jì)了一種基于改進(jìn)極限學(xué)習(xí)機(jī)(ELM)的雙軸耦合非定常氣動(dòng)力建模方法,并證明了該方法的收斂性。仿真結(jié)果表明了雙軸耦合非定常氣動(dòng)力建模方法具有精度高、預(yù)測(cè)速度快、通用性強(qiáng)的特點(diǎn)。(3)針對(duì)飛機(jī)大迎角飛行時(shí)操縱面操縱系數(shù)的非線性和操縱面間的氣動(dòng)耦合等問題,提出了一種基于舵面位置反饋的非線性分配方法。該方法從期望三軸力矩系數(shù)中除去上一拍舵面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的二次項(xiàng)和耦合項(xiàng)等力矩系數(shù),將耦合非線性分配問題轉(zhuǎn)化為線性分配問題,利用線性分配方法求解舵面偏轉(zhuǎn)值,避免了已有非線性分配方法計(jì)算量大和實(shí)時(shí)性差的難題。證明了該方法的穩(wěn)定性,并分析了該方法在實(shí)際應(yīng)用中的可行性。通過與其他方法的仿真對(duì)比以及MATLAB xPC Target實(shí)時(shí)系統(tǒng)的仿真驗(yàn)證,突出了該方法精度高、實(shí)時(shí)性好、易于工程實(shí)現(xiàn)的優(yōu)點(diǎn)。(4)針對(duì)非定常氣動(dòng)力作用下常規(guī)動(dòng)態(tài)逆方法的控制誤差,提出了一種基于改進(jìn)動(dòng)態(tài)逆的大迎角控制律設(shè)計(jì)方法。根據(jù)奇異攝動(dòng)理論,設(shè)計(jì)了時(shí)標(biāo)分離的動(dòng)態(tài)逆控制律,在快回路中加入積分環(huán)節(jié)提高了控制精度,在較慢回路加入了滯后校正環(huán)節(jié)改善了非定常氣動(dòng)力造成的較慢回路相位滯后現(xiàn)象。完成了單軸振蕩和雙軸耦合振蕩非定常氣動(dòng)力作用下飛機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)仿真驗(yàn)證,仿真結(jié)果表明所提出的改進(jìn)動(dòng)態(tài)逆方法具有控制精度高且無相位滯后的優(yōu)點(diǎn)。(5)提出了一種非定常氣動(dòng)力作用下基于徑向基函數(shù)(RBF)網(wǎng)絡(luò)補(bǔ)償?shù)姆床酱笥强刂坡稍O(shè)計(jì)方法。將非定常氣動(dòng)力引起的建模誤差等效為角速率回路和氣流角回路模型的不確定性,利用RBF網(wǎng)絡(luò)逼近模型不確定項(xiàng)。基于反步法分別設(shè)計(jì)了具有不確定性的角速率回路和氣流角回路的控制律,給出了RBF網(wǎng)絡(luò)更新規(guī)律,并證明了該控制律下閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。結(jié)果表明所設(shè)計(jì)的控制律控制精度較高,可準(zhǔn)確消除非定常氣動(dòng)力影響。
【學(xué)位授予單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V271.41
【圖文】：

術(shù)代表著一個(gè)國(guó)家科技和經(jīng)濟(jì)的綜合實(shí)力，而先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)研發(fā)技術(shù)則是一個(gè)大國(guó)國(guó)防軍事實(shí)力的重要標(biāo)志。自從萊特兄弟開創(chuàng)了人類飛行的新紀(jì)元之后，飛機(jī)得到了飛速的發(fā)展。經(jīng)過第二次世界大戰(zhàn)的洗禮，飛機(jī)更新?lián)Q代的速度已是勢(shì)不可擋[1]。發(fā)展至今，戰(zhàn)斗機(jī)從第一代常規(guī)布局飛機(jī)發(fā)展到了當(dāng)今的第五代多操縱面、翼身融合帶有推力矢量的先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)[2][3]。圖 1-1 展示了當(dāng)今最先進(jìn)的幾款先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)，這些先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)具有新型氣動(dòng)布局，主要有以下特點(diǎn)：(1) 翼身融合：先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)將機(jī)身、機(jī)翼一體化整機(jī)設(shè)計(jì)，可降低機(jī)翼、機(jī)身連接的不利干擾，改善先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的升力和阻力特性[4][5]；(2) 操縱面數(shù)量較多：增加或改裝了一些新型的操縱面，且數(shù)量較多，可通過不同的舵面組合實(shí)現(xiàn)對(duì)先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的控制，并且根據(jù)控制系統(tǒng)來設(shè)計(jì)飛機(jī)總體氣動(dòng)布局[6][7]；(3) 推力矢量技術(shù)：先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)上均安裝 2 維或 3 維發(fā)動(dòng)機(jī)矢量噴管，通過可動(dòng)舵片、折流板等實(shí)現(xiàn)推力轉(zhuǎn)向控制，極大地提高了先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)大迎角機(jī)動(dòng)能力[8][9]；(4) 新型氣動(dòng)效應(yīng)面：具有基于微射流技術(shù)和陣列微射流作動(dòng)器技術(shù)的新型效應(yīng)面等，可在不改變飛機(jī)操縱性的前提下減輕飛機(jī)重量，增加飛機(jī)航程[10][11]。

對(duì)于常規(guī)戰(zhàn)斗機(jī)，其飛行迎角范圍較小，其動(dòng)力學(xué)與運(yùn)動(dòng)學(xué)之間的耦合效應(yīng)可以，因此可以在不考慮其測(cè)量元件和作動(dòng)器引起的時(shí)延等因素下，利用狀態(tài)反饋設(shè)計(jì)器。但是對(duì)于先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)，其大迎角下繞速度矢量的操縱能力是必不可少的。先進(jìn)機(jī)過失速機(jī)動(dòng)時(shí)氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩具有嚴(yán)重的非線性、遲滯性和耦合性，非定常流成先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)狀態(tài)的惡劣變化，使得先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)過失速機(jī)動(dòng)時(shí)慣性耦合力矩增大，學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)之間的耦合增強(qiáng)[44]，此時(shí)原先忽略的因素的不穩(wěn)定性會(huì)隨之放大[45-47]。些強(qiáng)耦合、強(qiáng)非線性和遲滯因素的作用下，如何能補(bǔ)償或者消除這些因素的影響，出穩(wěn)定可靠的控制律是我們最終要應(yīng)對(duì)的挑戰(zhàn)。對(duì)于先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)過失速機(jī)動(dòng)時(shí)的控制問題已有較多的研究成果，動(dòng)態(tài)逆方法[48][49步法自適應(yīng)方法[50-52]、 L1 自適應(yīng)方法[53][54]、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)方法[55-57]等非線性控法在飛機(jī)大機(jī)動(dòng)控制中都被有效應(yīng)用。在上述傳統(tǒng)的非線性方法中，對(duì)模型精度的較高，同時(shí)由于缺乏大迎角數(shù)據(jù)，其氣動(dòng)模型都是近似的，導(dǎo)致無法逼近真實(shí)飛行。因此有必要在掌握先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)過失速機(jī)動(dòng)準(zhǔn)確的氣動(dòng)模型的前提下，針對(duì)非定常影響設(shè)計(jì)出可靠的控制律，從而為先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的大迎角飛行奠定堅(jiān)實(shí)的理論基礎(chǔ)。

步法的優(yōu)點(diǎn)在于不要求系統(tǒng)中的非線性滿足增長(zhǎng)性約束條件，只需系統(tǒng)反饋的形式即可，系統(tǒng)的不確定性不必滿足匹配條件或增廣匹配條件，控制器設(shè)計(jì)過程系統(tǒng)化、結(jié)構(gòu)化，在設(shè)計(jì)的同時(shí)就保證了閉環(huán)系統(tǒng)的全局利用系統(tǒng)本身固有的非線性特性，在處理時(shí)提供了更大的靈活性，且易方法相結(jié)合應(yīng)用[174]。) 其他方法它非線性控制方法還有模糊邏輯控制[175]、預(yù)測(cè)控制[176]、軌跡線性化控A 等學(xué)者利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)研發(fā)了高性能飛機(jī)自適應(yīng)飛行控制器，采用了信enberg Marquardt 優(yōu)化策略來訓(xùn)練神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來加快收斂速度和提高實(shí)現(xiàn)，所提出的控制系統(tǒng)能夠補(bǔ)償系統(tǒng)的不確定性，適應(yīng)飛行條件的變化，[178]。劉樹光等人提出了一種基于 BSN 在線逼近的動(dòng)態(tài)面過失速機(jī)動(dòng)飛案，應(yīng)用自適應(yīng)逼近飛機(jī)的氣動(dòng)力和力矩，加快參數(shù)收斂速度，改善系能，最終驗(yàn)證了大迎角飛行時(shí)該方法的有效性[179]。

本文編號(hào)：2783228