1、在軍用和民用航空領域,由于對系統(tǒng)安全性和可靠性等方面的需求越來越高,現(xiàn)代飛行器都采用了多操縱面的布局方式。對于這類飛行器,多個操縱面的布局特點導致飛行控制系統(tǒng)具有過驅動的特性。為此,在飛行控制系統(tǒng)設計階段,除了設計多模態(tài)控制律外,往往也需要設計一個控制指令分配器,以將設計的總控制指令分配給各個操縱面。
　　針對過驅動飛行器的控制律設計和控制分配問題,本文的研究工作主要是:針對含有不確定性因素的過驅動非線性飛行控制模型(包括最小相位

2、的控制模型和非最小相位的控制模型),設計并仿真驗證一種新的控制分配算法。對于非最小相位的控制模型,設計的控制律和分配算法不僅可以保證系統(tǒng)輸出對參考信號的有效跟蹤,同時考慮了操縱面作動器的指令約束,并實現(xiàn)了對內部動態(tài)的鎮(zhèn)定。具體來說,本文的研究工作主要包括以下內容:
　　首先,對飛行器建立非線性六自由度運動學模型,分析其相位以及過驅動特性;引入控制分配的一些基本概念理論,如有限時間收斂,非線性最優(yōu)化等,為后文控制分配思想的推導證明奠

3、定理論基礎。
　　其次,引入反饋線性化方法,設計了可用于最小相位系統(tǒng)的控制分配算法,以實例搭建控制器,驗證算法的輸出跟蹤效果。
　　然后,運用穩(wěn)態(tài)逆技術和對數(shù)障礙函數(shù),針對非最小相位系統(tǒng)設計控制分配算法,基于動態(tài)更新的思想設計控制器,并從輸入約束、內部動態(tài)等方面仿真驗證算法。
　　最后,基于通用飛行仿真平臺,建立CTOL飛行器在縱向對稱平面內的運動方程,運用動態(tài)更新控制分配算法,設計相應的控制器,并進行仿真驗證,測試控