题目：飞机非线性飞行控制的新方法研究

大迎角超机动能力是新一代战斗机所必须具备的性能之一，X-31等飞机通过引入推力矢量控制和采用先进的飞行控制律已实现了一定程度的过失速超机动能力，然而其飞行控制设计思想多从常规设计方法出发再予以一定扩展，而未从根本上面对非线性被控对象，因此在大迎角机动指令急剧变化时的闭环控制效果还有待提高，且通常需要大量事先的离线设计，不利于控制的在线重构，同时其它非线性飞行控制设计为确保鲁棒性控制结构复杂；因此大迎角下的动力学与控制问题仍然是飞行力学界最具有挑战性的课题之一。本文以具备过失速机动飞行能力飞机为对象，面向非线性对象，对过失速条件下的动力学和控制律综合相关问题以及多操纵面下的控制分配进行研究，以期建立大迎角条件下适用的动力学分析和鲁棒在线可重构控制设计方法及操纵面分配策略。应用分叉分析的方法对飞机本体动力学特性进行分析，基于分支裁剪设计常规气动操纵面的前馈/反馈增益调参控制律，引入加速度反馈设计鲁棒隐式动态逆大迎角控制律，提出减缓舵面饱和的多级舵面操纵分配方案，最后进行仿真验证。具体的研究工作包括：(1) 以分叉分析的连续方法基础，全面系统地分析飞机的动力学特性。针对描述静不稳定飞机本体的非线性常微分方程组，计算绘制了以常规气动舵面偏转角为分叉参数的一组分叉图，预测了其在全迎角范围内的动力学特性，特别分析了尾旋特性以及舵面偏转对尾旋的影响。(2) 引入分支裁剪、控制分叉的控制设计及分析思想，建立了综合前馈/反馈非线性飞行控制律设计方法，将常规的增益调参设计扩展至大迎角飞行区域。针对飞机的快运动动态，以五阶非线性飞机模型为设计对象，综合完整的分支裁剪设计与特征结构配置的方法，对采用常规气动操纵面的调参前馈/增益反馈解耦控制律进行连续设计并分析控制分叉；抑制不期望的非线性动力学现象，使得系统闭环分叉曲线按照期望的方式发展，仿真验证系统闭环具有良好的动态特性；对控制效能需求进行初步分析，表明低速小动压、大迎角机动时，需要引入效能更高的操纵机构才能保证系统有满意的动态特性。(3) 建立了基于隐式动态逆和利用过载信号的状态速率（导数）测量的鲁棒非线性在线可重构飞行控制设计方法。引入推力矢量，采用隐式动态逆设计方法，结合奇异摄动理论，设计大迎角飞行控制律；以状态导数信号反馈来描述被控对象动力学特性的变化，同时反馈舵面当前位置信号，不需要完整的飞机气动力模型，具有良好的鲁棒性；以过载信号为基础形成控制律所需要的状态速率（导数）信号，易于适应信号冗余；通过引入气动摄动、测量误差以及噪声的数值仿真，表明该方法鲁棒性较好，并且对舵面效率模型的要求较低，同时也能方便的实现故障下的控制重构。(4) 对两种控制方法进行对比分析，考察其控制性能、鲁棒特性等。(5) 提出了舵面偏转位置和速率限制条件下的可重构控制分配设计策略和方法，并给出相应的稳定性证明。针对舵面冗余的增量形式的控制律，采用加权矩阵和自适应罚函数，改进常规广义逆方法，设计控制分配，证明了分配结果的稳定性；计及舵面偏转位置/速率的限制作用，提出舵面多级操纵分配策略，最终形成舵面冗余下的可重构操纵控制分配，提高了系统闭环控制效能，减缓舵面进入极限偏转状态，减弱噪声引起的舵面抖动；(6) 针对典型机动动作进行时域仿真以验证控制律的有效性。本文的创新点：(1) 提出了完整的以分支裁剪实现的可以进行全局连续设计与分析的飞行控制设计方法。将传统飞行控制设计思想扩展，构建前馈/反馈控制结构，同时吸纳非线性分叉控制设计思想，实现具体设计，建立完整的分叉控制/控制分叉的设计与分析方法；(2) 提出了以隐式动态逆为基础的飞机非线性鲁棒在线可重构飞行控制设计方法。通过状态速率的反馈来描述被控对象动态特性的变化，克服了常规非线性动态逆控制依赖于飞机精确数学模型的问题，鲁棒性较好，对操纵舵面效率数学模型精度要求较低；(3) 以过载测量信号为基础，通过几何方法建立控制律所需要的角加速度反馈信号，通过代数方式建立其它状态导数信号；(4) 提出了考虑舵面偏转位置/速率限制条件的多级操纵分配方法和策略，证明其稳定性，减缓偏转饱和，改善闭环特性。