题目：先进布局受损飞机的模型参考自适应控制研究

结构性损伤会导致气动特性、质量、惯性积突变，重心偏移，耦合加重，严重威胁飞机安全，对于先进飞翼式无尾布局飞机，由于其本体气动的强非线性，其结构受损问题的所引发的危险更为突出。目前，飞翼式布局已成为下一代飞行器的热点和首选布局，针对其结构疲劳、强干扰、武器攻击等造成的结构损伤，探索可在线重构的控制方法，对提升飞行器的生存能力具有较重要的意义。本文以翼尖结构受损先进布局飞机为对象，进行多变量模型参考自适应控制方法和飞机姿态控制器设计问题的研究。

针对结构受损飞机，分别建立了某通用运输机和某型飞翼先进布局飞机的六自由度非线性飞机模型，对其动力学特性、气动特性进行了分析，给出了不同程度损伤对飞机影响的定量分析；对受损前后的非线性模型进行了线性化分析，其结果证实了受损后带来的耦合加重问题；通过对特征根的求取和固定输入状态响应进行了受损前后飞机模型的稳定性分析，其结果表明，结构受损后，飞机的稳定裕度发生明显下降。

依据对结构受损飞机模型特性分析，采用基于LDS分解的多变量模型参考自适应方法，设计了容错姿态控制器。首先通过定量计算验证了该方法在飞机结构受损问题的适应条件，然后给出了姿态控制器的设计方法，通过对控制效果进行仿真表明，该方法可以实现结构受损后稳定跟踪指令的目的，然而在受损时会有一定的调节过程并伴随着一定程度的小幅震荡。

针对在对象突变时，自适应控制器调节过程中的振荡。为了进一步提高控制效果，为自适应控制器的收敛提供保证，将扩张状态观测器与多变量模型参考自适应方法相结合，提出了一种基于观测补偿的多变量模型参考自适应控制方法。该方法利用多变量模型参考自适应作内环控制，外环通过构建扩张状态观测器对突变过程中的扰动进行估计和补偿，实现了突变过程与自适应参数调节的有效衔接。

分别采用基于LDS分解的多变量模型参考自适应和基于观测补偿的多变量模型参考自适应控制方法，对正常-受损情况下的飞机姿态控制进行对比仿真。仿真验证表明，所提出的基于观测补偿的多变量模型参考自适应控制方法有着更加微小的波动和更加快速的响应，具有更加出色的性能。同时为探究所提方法的工程适用性，针对计算量和计算时间进行了分析，结果表明该方法具备进行工程应用的条件。