本文關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器建模及巡航跟蹤控制技術(shù)研究

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【摘要】：高超聲速飛行器具有重要的軍事戰(zhàn)略價值和廣泛的民用前景,是21世紀(jì)航空航天領(lǐng)域的研究熱點。由于高超聲速飛行器普遍采用輕質(zhì)材料和機(jī)身/發(fā)動機(jī)一體化技術(shù),使得氣動、推進(jìn)與結(jié)構(gòu)之間的耦合十分突出,動力學(xué)模型具有很強(qiáng)的非線性。同時由于嚴(yán)苛的飛行條件和大飛行包線,各種不確定因素和未知干擾必然存在。這些都對高超聲速飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計提出了巨大的挑戰(zhàn)。本文以通用的高超聲速飛行器概念模型為研究對象,研究了巡航飛行階段的魯棒跟蹤控制問題。為了給控制系統(tǒng)設(shè)計提供基礎(chǔ),采用牛頓歐拉方法建立了高超聲速飛行器的六自由度運(yùn)動方程,在一定的簡化假設(shè)條件下得到了高超聲速飛行器的縱向模型,并分別給出了飛行速度和飛行高度跟蹤控制模型、縱向過載和飛行速度跟蹤控制模型以及巡航攻角跟蹤控制模型。在高超聲速飛行器對飛行速度和飛行高度的跟蹤控制問題中,采用反饋線性化方法將高超聲速飛行器縱向非線性模型進(jìn)行了精確線性化,并以動態(tài)逆控制作為控制內(nèi)環(huán),以實現(xiàn)輸入/輸出之間的非線性解耦。當(dāng)存在匹配不確定性時,基于滑模變結(jié)構(gòu)方法設(shè)計外環(huán)跟蹤控制系統(tǒng)。首先設(shè)計了一種普通滑�？刂坡�,然后提出了一種指數(shù)時變積分滑�？刂坡�,消除了滑模到達(dá)階段,實現(xiàn)了全局的魯棒性。仿真結(jié)果表明,動態(tài)逆控制具有良好的解耦效果,所設(shè)計的外環(huán)滑�？刂坡赡軌�?qū)崿F(xiàn)對速度指令和高度指令的準(zhǔn)確跟蹤,且對匹配不確定性引起的擾動具有良好的抑制能力。當(dāng)存在非匹配不確定性時,基于反步法的基本思想,將反步法、滑模變結(jié)構(gòu)以及參數(shù)自適應(yīng)律結(jié)合起來,設(shè)計了一種自適應(yīng)反步變結(jié)構(gòu)控制律;然后,為了改善傳統(tǒng)反步法中對中間虛擬控制量求導(dǎo)運(yùn)算帶來的“微分項數(shù)爆炸”問題,引入一階低通濾波器,設(shè)計了一種基于反步法的自適應(yīng)動態(tài)面控制律。仿真結(jié)果表明所設(shè)計的控制律能夠?qū)崿F(xiàn)對速度指令和高度指令的準(zhǔn)確跟蹤,且都能有效抑制由系統(tǒng)非匹配不確定性所帶來的擾動,具有較強(qiáng)的魯棒性。在高超聲速飛行器對縱向過載的跟蹤控制問題中,首先根據(jù)精確線性化的條件對縱向過載模型進(jìn)行了改進(jìn),即通過忽略高度狀態(tài)量、忽略V?、??和??關(guān)于h的偏導(dǎo)數(shù)及引入縱向過載的積分作為一個虛擬輸出量,使非線性縱向過載模型實現(xiàn)了精確線性化。然后在此基礎(chǔ)上分別設(shè)計了線性二次型最優(yōu)控制器和滑模變結(jié)構(gòu)控制器,實現(xiàn)了對縱向過載指令和速度指令的準(zhǔn)確跟蹤。仿真結(jié)果驗證了控制系統(tǒng)的可行性和魯棒性。在高超聲速飛行器對巡航攻角的跟蹤控制問題中,首先采用雅可比線性化方法得到了小擾動線性化模型,并基于此設(shè)計了一種模型參考自適應(yīng)滑�？刂坡�,實現(xiàn)對攻角指令的跟蹤控制。其次,通過忽略高度狀態(tài)量、忽略重力加速度隨高度的變化并將攻角的積分作為一個虛擬輸出量,實現(xiàn)了攻角跟蹤控制模型的精確線性化,基于此提出了一種自適應(yīng)滑�？刂坡�,實現(xiàn)對攻角指令和飛行速度指令的跟蹤控制。在考慮參數(shù)不確定影響的情況下,仿真驗證了所設(shè)計控制律的跟蹤控制效果及對參數(shù)擾動的抑制能力。
【學(xué)位授予單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V249.1
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本文編號：1153014