● 摘要
飞机结构损伤会导致飞机的气动特性、惯量特性、质心位置等发生较大程度的突然变化，改变飞机操纵特性，威胁飞行安全。本文以左侧翼尖受损的常规布局飞机为研究对象，探索多变量自适应控制方法，将受损飞机先验知识引入自适应控制律的设计过程，提出了两种基于多胞先验知识的模型参考自适应控制（Model Reference Adaptive Control，MRAC）方法，并进行了飞行控制律设计，以恢复受损后飞机的控制特性。
本文首先探讨了结构受损飞机6自由度非线性模型的建模方法，分析了左侧翼尖损伤后的飞机运动特性。以GTM（Generic Transport Model）机翼受损气动数据为基础，线动力学建立在受损前的原质心以描述传感器的采样数据，角动力学建立在受损后的质心上、其数值不跟随质心位置变化。考虑到非对称受损带来的滚转力矩，提出用侧滑角平衡滚转力矩、用滚转角平衡侧力的方案，并进一步得到总舵偏量最小的配平结果。在线性化分析中，通过额外附加常值偏移建立未配平点下的线性化方程，分别对平飞状态与最小舵偏配平状态进行线性化分析。分析结果表明飞机的滚转与纵向短周期强烈耦合在一起，需要采用MIMO（Multi-Input Multi-Output）的设计。
在获得不同受损程度下飞机线性模型基础上，给出了一种基于多胞LPV（Linear Parameter Varying）模型设计方法，采用高阶奇异值方法进行简化，得到顶点数较少的、以受损状况为参数的多胞LPV模型，作为自适应控制器设计中的先验知识模型。
之后讨论了参数辨识、Lyapunov方法的两种自适应律构造思路，基于直接调整控制增益、调整顶点插值系数得到控制增益的两种控制方案，得到4种MRAC控制律。通过自适应律直接调整控制增益较为常见。基于参数辨识的思路通过LDS分解解决高频增益矩阵未知的问题，分别设计了姿态与角速率的控制律。基于Lyapunov的思路将所有影响状态的量视为外界干扰，通过控制输入进行补偿，实现角速率控制。
结合多胞LPV受损飞机模型，本文分别基于参数辨识、Lyapunov方案，提出了两种基于调整多胞顶点插值系数的自适应控制方法，在参考模型固定的前提下，由于对象被表示成线性插值形式，因此控制参数即为插值系数，有效降低了参数数量，实现MRAC控制。
以上控制算法都在本文的6自由度非线性模型中进行了仿真。结果表明本文提出的两种设计方法都能实现受损飞机的稳定和性能恢复，相比而言Lyapunov的方案在性能上优于参数辨识的方案。