新一代殲擊機(jī)超機(jī)動(dòng)邊界生成與保護(hù)控制.pdf

1、隨著科技的發(fā)展，新一代殲擊機(jī)的機(jī)動(dòng)性能得到了很大的提升。對(duì)于殲擊機(jī)在超機(jī)動(dòng)情況下的安全要求也隨之提高。所謂機(jī)動(dòng)飛行的安全性，是指殲擊機(jī)在進(jìn)行超機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，狀態(tài)量及控制量均不超出限制邊界。為了實(shí)現(xiàn)“無(wú)憂(yōu)慮”操作，將邊界保護(hù)控制系統(tǒng)引入到飛行控制系統(tǒng)中。對(duì)于給定的邊界值，邊界保護(hù)控制系統(tǒng)可以使受限量不超出邊界值。這對(duì)于保證飛行的安全性及實(shí)現(xiàn)駕駛員的“無(wú)憂(yōu)慮”操縱有著重要意義。因此，殲擊機(jī)超機(jī)動(dòng)邊界生成與保護(hù)控制研究是一項(xiàng)具有前瞻性和挑戰(zhàn)性的

2、課題。本文針對(duì)這一問(wèn)題，首先對(duì)先進(jìn)殲擊機(jī)模型進(jìn)行建模與分析，在此基礎(chǔ)上，考慮模型受擾情況下的殲擊機(jī)飛行控制器設(shè)計(jì)。引入邊界判定方法及生成方法，生成受限參數(shù)的安全邊界，并與保護(hù)控制方法結(jié)合，組成邊界保護(hù)控制系統(tǒng)。論文的主要工作內(nèi)容如下：
　　首先，建立先進(jìn)殲擊機(jī)非線(xiàn)性數(shù)學(xué)模型，并通過(guò)對(duì)模型的結(jié)構(gòu)、參數(shù)設(shè)置以及飛行開(kāi)環(huán)零輸入響應(yīng)、通道耦合特性進(jìn)行分析，驗(yàn)證所建立模型的有效性，為后面的超機(jī)動(dòng)邊界生成及邊界保護(hù)研究提供基礎(chǔ)。
　　然

3、后，針對(duì)具有參數(shù)不確定和外界干擾的殲擊機(jī)進(jìn)行了控制器的設(shè)計(jì)。結(jié)合滑模干擾觀(guān)測(cè)器及backstepping方法進(jìn)行了殲擊機(jī)飛行控制律設(shè)計(jì)，backstepping設(shè)計(jì)的每一步中均采用滑模干擾觀(guān)測(cè)器對(duì)復(fù)合干擾進(jìn)行逼近，并設(shè)計(jì)魯棒項(xiàng)補(bǔ)償觀(guān)測(cè)誤差。采用Lyapunov穩(wěn)定性理論證明了跟蹤誤差最終有界并證明了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。通過(guò)對(duì)比仿真證明該方法對(duì)復(fù)合干擾具有良好的抑制效果。
　　接著，對(duì)殲擊機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)分析，在此基礎(chǔ)上提出了飛行邊界的

4、定義，并介紹了機(jī)動(dòng)邊界的判定方法，即可達(dá)平衡集方法。利用可達(dá)平衡集方法對(duì)俯仰機(jī)動(dòng)條件下的迎角邊界進(jìn)行判定，并對(duì)比有、無(wú)推力作用下迎角邊界，分析推力對(duì)迎角邊界的影響。針對(duì)現(xiàn)有邊界，提出基于避障思想的邊界生成方法，根據(jù)當(dāng)前狀態(tài)和控制輸入，生成受限變量的安全響應(yīng)軌跡。安全軌跡將被作為殲擊機(jī)邊界保護(hù)控制系統(tǒng)的子模塊被用于邊界保護(hù)控制。
　　最后，研究了殲擊機(jī)超機(jī)動(dòng)情況下邊界保護(hù)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)問(wèn)題。首先介紹了動(dòng)態(tài)矩陣控制方法，并將其應(yīng)用到飛行