先进战斗机大迎角建模和控制关键技术研究

发布时间：2020-08-07 01:00

【摘要】：作为国防之利器,集超隐身能力、超音速巡航能力、超机动能力和超视距作战能力于一身的先进战斗机备受各大军事强国的青睐。在未来的空战尤其是近距格斗中,先进战斗机的超机动性仍是决定战斗胜败的关键因素,因此对于过失速机动的研究仍将是国内外研究的热点。先进战斗机在大迎角机动飞行时,流经其机体的气流经历了附着流、旋涡流、涡破裂直到分离流的变化过程,产生了具有严重的非线性、耦合性和迟滞性的非定常气动力。如何建立大迎角飞行时精确的非定常气动力模型,如何在考虑这些气动特性的基础上实现冗余的气动舵面和推力矢量喷口的协调控制,是先进战斗机研发过程中亟待解决的问题。本文基于一套先进战斗机缩比模型的大幅振荡风洞试验数据,系统全面地分析和研究了先进战斗机大迎角气动建模和协调控制等关键问题,完成了单轴大幅振荡和双轴耦合大幅振荡下的非定常气动力建模、飞机数学建模及自然特性分析、协调分配方法、非定常气动力作用下大迎角控制方法等研究。本文研究内容涉及航空领域气动和控制交叉学科,为先进战斗机大迎角飞行控制提供了理论研究基础,主要创新点和工作如下:(1)提出了一种单轴振荡下改进的非定常气动力模糊逻辑建模方法。基于大幅振荡风洞试验数据分析结果,借助二次型隶属度函数将迎角、侧滑角、迎角导数、迎角二阶导数和缩减频率等作为模糊输入变量,将基于模糊规则得到的气动系数作为模糊输出变量。该方法将回代法和牛顿迭代法相结合,可同时确定模糊逻辑模型结构和参数,具有较高的建模精度。(2)提出了双轴耦合振荡下非定常气动力的建模方法。针对气动参数严重的非线性、耦合性和迟滞性等现象和风洞数据样本大的特点,设计了一种基于交叉验证方法的最小序列优化-支持向量回归(CV-SMO-SVR)的非定常气动力建模方法,在分析风洞数据的基础上选择了合理的模型输入变量、核函数以及输出变量,利用大样本训练获得了准确的非定常气动力模型。为了提高非定常气动力模型预测速度,设计了一种基于改进极限学习机(ELM)的双轴耦合非定常气动力建模方法,并证明了该方法的收敛性。仿真结果表明了双轴耦合非定常气动力建模方法具有精度高、预测速度快、通用性强的特点。(3)针对飞机大迎角飞行时操纵面操纵系数的非线性和操纵面间的气动耦合等问题,提出了一种基于舵面位置反馈的非线性分配方法。该方法从期望三轴力矩系数中除去上一拍舵面偏转产生的二次项和耦合项等力矩系数,将耦合非线性分配问题转化为线性分配问题,利用线性分配方法求解舵面偏转值,避免了已有非线性分配方法计算量大和实时性差的难题。证明了该方法的稳定性,并分析了该方法在实际应用中的可行性。通过与其他方法的仿真对比以及MATLAB xPC Target实时系统的仿真验证,突出了该方法精度高、实时性好、易于工程实现的优点。(4)针对非定常气动力作用下常规动态逆方法的控制误差,提出了一种基于改进动态逆的大迎角控制律设计方法。根据奇异摄动理论,设计了时标分离的动态逆控制律,在快回路中加入积分环节提高了控制精度,在较慢回路加入了滞后校正环节改善了非定常气动力造成的较慢回路相位滞后现象。完成了单轴振荡和双轴耦合振荡非定常气动力作用下飞机大迎角机动仿真验证,仿真结果表明所提出的改进动态逆方法具有控制精度高且无相位滞后的优点。(5)提出了一种非定常气动力作用下基于径向基函数(RBF)网络补偿的反步大迎角控制律设计方法。将非定常气动力引起的建模误差等效为角速率回路和气流角回路模型的不确定性,利用RBF网络逼近模型不确定项。基于反步法分别设计了具有不确定性的角速率回路和气流角回路的控制律,给出了RBF网络更新规律,并证明了该控制律下闭环系统的稳定性。结果表明所设计的控制律控制精度较高,可准确消除非定常气动力影响。
【学位授予单位】：西北工业大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V271.41
【图文】：

术代表着一个国家科技和经济的综合实力，而先进战斗机研发技术则是一个大国国防军事实力的重要标志。自从莱特兄弟开创了人类飞行的新纪元之后，飞机得到了飞速的发展。经过第二次世界大战的洗礼，飞机更新换代的速度已是势不可挡[1]。发展至今，战斗机从第一代常规布局飞机发展到了当今的第五代多操纵面、翼身融合带有推力矢量的先进战斗机[2][3]。图 1-1 展示了当今最先进的几款先进战斗机，这些先进战斗机具有新型气动布局，主要有以下特点：(1) 翼身融合：先进战斗机设计时将机身、机翼一体化整机设计，可降低机翼、机身连接的不利干扰，改善先进战斗机的升力和阻力特性[4][5]；(2) 操纵面数量较多：增加或改装了一些新型的操纵面，且数量较多，可通过不同的舵面组合实现对先进战斗机的控制，并且根据控制系统来设计飞机总体气动布局[6][7]；(3) 推力矢量技术：先进战斗机上均安装 2 维或 3 维发动机矢量喷管，通过可动舵片、折流板等实现推力转向控制，极大地提高了先进战斗机大迎角机动能力[8][9]；(4) 新型气动效应面：具有基于微射流技术和阵列微射流作动器技术的新型效应面等，可在不改变飞机操纵性的前提下减轻飞机重量，增加飞机航程[10][11]。

对于常规战斗机，其飞行迎角范围较小，其动力学与运动学之间的耦合效应可以，因此可以在不考虑其测量元件和作动器引起的时延等因素下，利用状态反馈设计器。但是对于先进战斗机，其大迎角下绕速度矢量的操纵能力是必不可少的。先进机过失速机动时气动力和气动力矩具有严重的非线性、迟滞性和耦合性，非定常流成先进战斗机状态的恶劣变化，使得先进战斗机过失速机动时惯性耦合力矩增大，学和运动学之间的耦合增强[44]，此时原先忽略的因素的不稳定性会随之放大[45-47]。些强耦合、强非线性和迟滞因素的作用下，如何能补偿或者消除这些因素的影响，出稳定可靠的控制律是我们最终要应对的挑战。对于先进战斗机过失速机动时的控制问题已有较多的研究成果，动态逆方法[48][49步法自适应方法[50-52]、 L1 自适应方法[53][54]、神经网络自适应方法[55-57]等非线性控法在飞机大机动控制中都被有效应用。在上述传统的非线性方法中，对模型精度的较高，同时由于缺乏大迎角数据，其气动模型都是近似的，导致无法逼近真实飞行。因此有必要在掌握先进战斗机过失速机动准确的气动模型的前提下，针对非定常影响设计出可靠的控制律，从而为先进战斗机的大迎角飞行奠定坚实的理论基础。

步法的优点在于不要求系统中的非线性满足增长性约束条件，只需系统反馈的形式即可，系统的不确定性不必满足匹配条件或增广匹配条件，控制器设计过程系统化、结构化，在设计的同时就保证了闭环系统的全局利用系统本身固有的非线性特性，在处理时提供了更大的灵活性，且易方法相结合应用[174]。) 其他方法它非线性控制方法还有模糊逻辑控制[175]、预测控制[176]、轨迹线性化控A 等学者利用神经网络研发了高性能飞机自适应飞行控制器，采用了信enberg Marquardt 优化策略来训练神经网络来加快收敛速度和提高实现，所提出的控制系统能够补偿系统的不确定性，适应飞行条件的变化，[178]。刘树光等人提出了一种基于 BSN 在线逼近的动态面过失速机动飞案，应用自适应逼近飞机的气动力和力矩，加快参数收敛速度，改善系能，最终验证了大迎角飞行时该方法的有效性[179]。

本文编号：2783228