基于自適應(yīng)控制的飛機(jī)多故障自修復(fù)控制方法研究.pdf

1、由于飛行器的復(fù)雜性，其控制系統(tǒng)具有非線性、強(qiáng)耦合、不確定性大等特點(diǎn)。在飛行中，飛行器易發(fā)生故障，此時，由于穩(wěn)定性下降，飛行器有同時發(fā)生多種故障的可能性。因此，研究飛行器多故障下的自修復(fù)控制系統(tǒng)具有重要意義。固定翼飛機(jī)和旋翼直升機(jī)具有不同的故障表現(xiàn)形式，控制策略設(shè)計也有一定區(qū)別?？紤]不同飛行器及不同控制體系的區(qū)別，本文針對高超聲速飛行器高度跟蹤系統(tǒng)、三自由度直升機(jī)姿態(tài)系統(tǒng)及四旋翼直升機(jī)位置姿態(tài)系統(tǒng)，分別研究了以下三個方面：針對飛行器受到的

2、外部干擾，設(shè)計了基礎(chǔ)控制律；針對建模不確定性及元部件故障，設(shè)計了魯棒自修復(fù)控制器；針對部分或完全失效等執(zhí)行器多故障，基于自適應(yīng)控制，設(shè)計了自修復(fù)方案。
　　本文針對高超聲速飛行器高度系統(tǒng)的外部干擾、建模不確定性及執(zhí)行器完全失效問題，提出了支持向量機(jī)魯棒自適應(yīng)的容錯控制方法。首先，針對非線性模型，設(shè)計了針對執(zhí)行器突變故障的可靠控制方案，保證在突變故障的時間、類型和故障模式未知的情況下可達(dá)到容錯的目的。其次，利用支持向量機(jī)泛化能力強(qiáng)的

3、優(yōu)點(diǎn)，學(xué)習(xí)了模型的狀態(tài)誤差，并采用基于偽輸入思想的自適應(yīng)參數(shù)調(diào)節(jié)法，補(bǔ)償了由于建模不確定性、其他緩變故障造成的系統(tǒng)誤差。針對三自由度直升機(jī)姿態(tài)系統(tǒng)的外部干擾、建模不確定性及執(zhí)行器部分失效問題，本文通過機(jī)理分析法，考慮姿態(tài)角之間的復(fù)雜耦合情況，對原有線性模型重新進(jìn)行了非線性建模；然后，拓展模型參考自適應(yīng)方法，設(shè)計了補(bǔ)償算法及自適應(yīng)律，使系統(tǒng)在執(zhí)行器失效故障、系統(tǒng)故障、干擾均未知的情況下，逐一補(bǔ)償上述問題引起的跟蹤誤差，改善控制器的抗干擾特

4、性和自修復(fù)能力，在模型參數(shù)未知的情況下，保證了系統(tǒng)的跟蹤性能。針對四旋翼直升機(jī)姿態(tài)和位置系統(tǒng)的外部干擾、建模不確定性及執(zhí)行器部分失效問題，由于非線性程度較高，上述自適應(yīng)系統(tǒng)不再適用。故本文設(shè)計了基于滑模自適應(yīng)控制的自修復(fù)方案。首先，基于時間尺度分析和聯(lián)級控制系統(tǒng)理論，將非線性控制系統(tǒng)分解四回路聯(lián)級控制系統(tǒng)；然后，針對存在的不確定性，對每個回路設(shè)計故障觀測器；接著，針對系統(tǒng)參數(shù)未知的問題，提出自適應(yīng)參數(shù)估計算法，估計系統(tǒng)參數(shù)及控制器參數(shù)，