高超声速飞行器舵面故障估计与自愈合控制方法研究

发布时间：2020-08-27 09:15

【摘要】：高超声速飞行器飞行过程中所处的高速、低压和强对流等环境可能会导致元部件发生外形变化和弹性颤振等情况,致使执行器发生一系列未知故障。而高超声速飞行器造价昂贵等特点也意味着试飞失败会造成巨大的财产损失。因此故障下的自愈合控制便成为富有意义的课题。本文以高超声速飞行器为研究对象,研究了舵面发生角度偏移和增益损失时纵向模型及姿态模型的故障估计问题,并以估计结果为基础设计了相应的自愈合控制方法。论文主要内容如下:(1)针对高超声速飞行器升降舵发生角度偏移和增益损失故障情况,设计了二型模糊自适应估计观测器及自愈合控制器。首先基于区间二型模糊理论建立了高超声速飞行器巡航阶段的动态模糊模型。为提高故障估计的速度,针对二型模糊系统中的各子系统设计了自适应故障估计算法,并通过线性矩阵不等式计算所需增益矩阵。利用模糊观测器得到的故障估计值设计了二型模糊控制器来补偿上述升降舵故障,使得飞行器在故障情况下能够快速恢复到稳定状态。(2)设计了多步骤迭代自适应故障估计方法,以减小外部强扰动对故障估计带来的影响,提高了故障估计的准确性。以巡航阶段的区间二型模糊模型为基础,增加外部扰动的作用项,使模型具有更强的代表性。并针对执行器未知加性故障和外部扰动,设计了二型模糊模型下的多步骤迭代自适应故障估计方法,将当前故障估计得到的信息用于后续估计,成功减少了外部扰动对故障估计环节带来的影响。(3)针对高超声速飞行器姿态系统襟翼角度偏移故障,设计了基于非奇异终端滑模和动态面控制的自愈合方法。对于姿态角环,采用非奇异终端滑模技术来获得用以前馈给角速率环的虚拟控制输入量,并采用自适应动态面技术来获得故障估计信息以及使系统稳定所需的气动舵面偏转角。当气动舵面产生的力矩无法匹配期望力矩时,采用线性二次分配方法来驱动10个反作用喷气装置作为辅助控制系统来补充控制力矩,使得飞行器能够以期望姿态飞行。(4)针对襟翼故障及建模误差产生的影响,设计了基于区间二型模糊估计器和布谷鸟舵面分配算法的自愈合控制方案。采用二型模糊估计方法来对内环角速率系统建模误差所引起的输入摄动与气动舵面的未知加性故障融合在一起进行估计,并结合线性二次规划与布谷鸟寻优算法来对控制力矩进行优化分配,提高气动舵面的利用效率,使得舵面产生的力矩尽量匹配期望控制力矩,在节省系统燃料的同时保证再入阶段系统的姿态角能够稳定跟踪给定姿态角指令。将上述故障估计与自愈合控制方法进行了对比性仿真研究,结果表明本文所提方案能够在精确获得故障信息的同时,对其进行有效补偿,从而保证系统的稳定性和跟踪性能。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V448
【图文】：

第一章 绪论 课题研究背景与意义高超声速飞行器（Hypersonic Flight Vehicle, HFV）又名临近空间飞行器，是指飞行速到并超过五倍马赫数的飞机以及弹类飞行器，其飞行空域一般为距离海平面 650000-35000 英尺之间的近空间，包括平流层、中间层以及低热层[1] [2]。由于临近空间大气行空域更为稀薄，致使飞行器所需升力难以保证；同时临近空间大气密度又较空间飞大，故而临近空间的飞行器无法像卫星一样依靠万有引力进行工作；综上，在传统的技术限制下，临近空间的军事与民用的利用价值远远没有得到足够的开发与利用[3]。空天等科学技术的飞速进步，拥有极大战术攻击价值和战略监控前景的高超声速飞行渐引起各界科研人员的关注，若能提前掌握临近空间的开发及利用技术，将会在未来领域占得极大先机与主动权。美国国家航空航天局（National Aeronautics and inistration，NASA）研制的 X-43A 以七倍马赫的速度成功试飞，验证了高超音速飞行行性，也标志着高超音速飞行技术的研究进入一个热潮[4]。

图 1.2 美国 X-51A 高超声速验证机高超声速技术“龙头”美国的脚步的便是继承了前苏联高超声属“冷”计划，该计划在八年时间内先后实施了五次试飞项人满意的结果，并且成功地引起了美国的重视[17]。随后开展“彩虹-D2”计划等。俄罗斯在经过数十年在不断地探索后气式巡航与助推滑翔并举、核常兼备的策略[18]。这种策略使的“高超声速打击体系”开始崭露头角。在 2016 年，俄罗斯分研究项目，其中便包括有著名的 4202 项目。该项目的前身应对美国的SDI 计划而生，在苏联解体后研制进程一度搁浅，今，并生产研制了 YU-71、YU-74 等多种高超声速打击武器[地发射了两枚 YU-71 型号的高超声速助推滑翔飞行器，其飞号的 YU-74 高超声速飞行器虽然期望速度仅有 10 倍音速，，俄罗斯必定在其他方面对其抱有极大期望。4202 项目的研

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本文编号：2805911