無(wú)尾飛翼式飛行器主動(dòng)控制的參數(shù)化方法.pdf

1、本文研究的控制對(duì)象是一種重于空氣的固定翼無(wú)尾飛翼布局飛行器，要求該種布局飛行器能夠以亞聲速在高空范圍內(nèi)長(zhǎng)時(shí)間飛行，實(shí)現(xiàn)非常規(guī)氣動(dòng)布局飛行器主動(dòng)控制技術(shù)。涉及放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)、主動(dòng)顫振抑制技術(shù)，為無(wú)尾飛翼布局飛行器提供可靠的安全飛行策略。
　　飛行器采用無(wú)尾飛翼布局技術(shù)，這種布局飛行器翼身融合一體，且沒(méi)有水平安定面和垂直尾翼，在機(jī)翼后緣沿機(jī)體向外布置升降副翼和對(duì)開(kāi)式阻力方向舵，因而縱向和側(cè)向自然穩(wěn)定性下降，甚至靜不穩(wěn)定。這種靜不穩(wěn)定

2、的飛翼式飛行器在沒(méi)有放寬靜穩(wěn)定功能的電傳操縱系統(tǒng)的情況下是難以實(shí)現(xiàn)操縱的，必須通過(guò)縱向、側(cè)向控制增穩(wěn)系統(tǒng)來(lái)實(shí)現(xiàn)放寬靜穩(wěn)定性技術(shù)。本文以無(wú)尾飛翼飛行器橫航向控制系統(tǒng)為研究對(duì)象，分析了無(wú)尾飛翼布局飛行器在高空飛行狀態(tài)的自然穩(wěn)定性，并介紹了基于特征結(jié)構(gòu)配置的參數(shù)化方法，基于該方法設(shè)計(jì)了橫航向主動(dòng)控制律，實(shí)現(xiàn)了無(wú)尾飛翼飛行器協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎?rùn)C(jī)動(dòng)動(dòng)作。
　　由于對(duì)這種布局的飛行器具有長(zhǎng)航時(shí)的性能要求，為此該類飛行器普遍具有大展弦比或超大展弦比；另外

3、，這種飛行器還要求能在高空飛行，飛行器需要采用柔性智能材料來(lái)減輕質(zhì)量，以增大升阻比，因而這種飛行器又具有重量輕，柔性大的特點(diǎn)。隨著柔性的增大，加上無(wú)尾飛翼布局使整機(jī)成為一個(gè)巨大的升力面，機(jī)翼的顫振現(xiàn)象突出，嚴(yán)重情況會(huì)造成機(jī)體結(jié)構(gòu)破壞。因而需通過(guò)主動(dòng)顫振抑制來(lái)提供飛行器穩(wěn)定飛行的可靠性。本文以三自由度二元機(jī)翼氣動(dòng)彈性控制系統(tǒng)為研究對(duì)象，利用輸出反饋次優(yōu)控制法和線性矩陣不等式法，設(shè)計(jì)了顫振主動(dòng)抑制控制律，提高了飛行器的顫振臨界速度，實(shí)現(xiàn)了顫