● 摘要
现代大型民用飞机对安全性提出了更高的要求。结构性损伤会导致气动特性、飞机质量、惯性积突变，重心偏移，纵横向运动耦合。面对飞机模型发生突变，传统的控制方法难以实现稳定的姿态控制，严重威胁飞行安全。为实现飞机结构受损情况下控制律重构，本文以左侧翼尖结构受损飞机为对象，采用主动重构控制方案，研究了分别基于多变量模型参考自适应方法和自抗扰方法的飞机姿态控制器设计问题。针对左侧翼尖损伤情况，建立了六自由度非线性飞机模型，定量研究了不同程度损伤对飞机配平的影响。同时，对受损前后的线性化飞机模型进行稳定性仿真验证，其结果证实了受损后飞机质量、重心以及惯性积发生变化导致的纵横向运动耦合。依据对结构受损飞机模型特性分析，对多变量模型参考自适应方法中有效性关键前提条件：系统高频增益矩阵顺序主子式符号不变性和关联矩阵不变性进行了一般性证明，结果表明飞机在合理的结构受损范围内，多变量模型参考自适应方法前提条件可以得到满足，实现了对常规布局结构受损前后飞机的非线性模型的姿态控制。根据受损飞机模型发生突变的特点，将自抗扰控制器应用在飞机姿态控制设计中。将结构受损造成的力矩变化和耦合视为模型的外部扰动，设计非线性扩张状态观测器对扰动进行估计，并引入回路进行补偿，生成控制力矩指令，并将控制力矩分配到各个舵面，实现了非线性模型的姿态控制器设计。 分别采用传统的PID控制器、多变量模型参考自适应控制器、自抗扰控制器，对正常-受损情况下的飞机姿态控制进行了对比仿真分析。结果表明多变量模型参考自适应控制器以及自抗扰控制器均具有较强的鲁棒性，能及时补偿结构受损引起的干扰力矩，准确跟踪控制指令，相对于传统的PID方法具有更好的控制性能。