直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的魯棒容錯(cuò)控制研究.pdf

1、隨著現(xiàn)代科學(xué)技術(shù)的飛速發(fā)展,飛行安全對(duì)飛行控制系統(tǒng)的要求越來越高。直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)是直升機(jī)的重要組成部分,對(duì)直升機(jī)的飛行性能和安全性起到非常關(guān)鍵的作用。直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)動(dòng)部件較多,發(fā)生故障的可能性較高,因此,研究其飛行控制系統(tǒng)的容錯(cuò)控制技術(shù)是至關(guān)重要的。在故障發(fā)生時(shí),通過重構(gòu)控制,保證直升機(jī)在很短的時(shí)間內(nèi)恢復(fù)平穩(wěn)飛行,提高飛行的安全性。直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)是一個(gè)高度非線性、多變量、強(qiáng)耦合的復(fù)雜系統(tǒng),加上旋翼復(fù)雜的氣動(dòng)特性,已有模型都存

2、在一定的建模誤差；另外,在飛行過程中不可避免會(huì)受到陣風(fēng)干擾、輸入噪聲以及自身氣動(dòng)特性變化等不確定因素的影響。因此,研究直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的魯棒故障容錯(cuò)控制具有重要的意義。本文的主要工作如下:
　　 首先,針對(duì)直升機(jī)飛行控制系統(tǒng)的二階執(zhí)行器故障動(dòng)態(tài)特性,研究了一種直接自適應(yīng)重構(gòu)控制算法。在故障參數(shù)不可測(cè)、外界未知擾動(dòng)以及氣動(dòng)特性變化等不確定因素的情況下,提出了改進(jìn)的模型跟蹤重構(gòu)控制律。在所設(shè)計(jì)的自適應(yīng)重構(gòu)控制器作用下,跟蹤誤差漸近

3、地收斂于零,確保了故障后系統(tǒng)的穩(wěn)定性及良好的性能。
　　 其次,考慮到直升機(jī)執(zhí)行機(jī)構(gòu)容易發(fā)生飽和,原有的控制器達(dá)不到控制要求的問題,在上述的直接自適應(yīng)重構(gòu)控制基礎(chǔ)上,提出了執(zhí)行器同時(shí)存在飽和的系統(tǒng)重構(gòu)控制方案。在所設(shè)計(jì)的自適應(yīng)重構(gòu)控制器的作用下,故障后系統(tǒng)穩(wěn)定。并且,在系統(tǒng)初始值滿足一定條件的情況下,故障后系統(tǒng)的跟蹤誤差漸近地收斂于零,從而保證直升機(jī)發(fā)生故障后系統(tǒng)各狀態(tài)有界。
　　 最后,以三自由度直升機(jī)實(shí)驗(yàn)平臺(tái)系統(tǒng)為研