【摘要】：高超聲速飛行器是一種新型快速機動飛行器,武器化和民用化的發(fā)展方向使其飛行任務變得更為復雜,飛行包線范圍進一步擴大,對控制系統(tǒng)穩(wěn)定性要求也隨之增高。姿態(tài)控制系統(tǒng)作為控制技術核心是其完成復雜飛行任務的前提和基礎。而再入段姿態(tài)控制尤為復雜,需要面對強耦合、大擾動、快時變、參數(shù)不確定性、執(zhí)行機構飽和等諸多問題,使得控制系統(tǒng)設計困難程度更為突出。本文著重從擾動補償控制角度出發(fā),致力于解決復合擾動、狀態(tài)約束、執(zhí)行機構飽和存在下的姿態(tài)控制問題,結合理論需求與實際工程應用背景對高超聲速飛行器再入段姿態(tài)控制方法進行探索和研究。具體內容為:建立了高超聲速飛行器無動力再入段的數(shù)學模型,包含飛行器質心及繞質心運動學和動力學方程,氣動力以及氣動力矩模型。其中,氣動數(shù)據來源于NASA風洞試驗和流體力學計算共同驗證并公開的數(shù)據庫,進而保證模型能夠充分體現(xiàn)高超聲速飛行器強非線性、強耦合、快時變的運動學特征,可以作為控制系統(tǒng)理論設計和方法驗證的仿真平臺。進一步從控制系統(tǒng)設計者角度考慮實際飛行中參數(shù)不確定性、未建模動態(tài)、力矩擾動建立了面向控制系統(tǒng)設計的數(shù)學模型,方便控制系統(tǒng)設計和分析�；诜囱莘ɡ米赃m應策略對再入姿態(tài)模型中的復合擾動進行補償,解決了系統(tǒng)中的非匹配不確定性問題。采用基于跟蹤誤差激勵的自適應項對復合擾動界值進行有效估計,釋放控制器參數(shù)整定過程中需要已知擾動界值的約束條件。采用動態(tài)面策略獲取虛擬控制量導數(shù),有效避免了反演法中的“微分爆炸”問題。自適應框架下基于Lyapunov理論完成控制系統(tǒng)穩(wěn)定性分析�；跀U張狀態(tài)觀測器實現(xiàn)了對再入姿態(tài)的擾動補償控制。針對傳統(tǒng)擴張狀態(tài)觀測器存在穩(wěn)定性分析難、輸出抖振和噪聲抑制能力弱的問題,提出兩種新型擴張狀態(tài)觀測器:一種為有限時間擴張狀態(tài)觀測器(FTESO),其特點為能夠實現(xiàn)觀測誤差在有限時間收斂至零的鄰域內,Lyapunov框架下給出了嚴格的穩(wěn)定性分析;另一種為利用Sigmoid函數(shù)設計的擴張狀態(tài)擾動觀測器(SESO),其主要特點為觀測器輸出更為光滑,具有更強的噪聲抑制能力,并且基于Lyapunov理論給出了嚴謹?shù)姆�(wěn)定性證明,同時給出觀測器增益的整定原則,使得調參工作得到簡化。進一步基于FTESO完成再入姿態(tài)擾動補償控制系統(tǒng)設計�；赟ESO結合障礙函數(shù)技術設計新型狀態(tài)約束控制器,解決了高超聲速飛行器再入飛行全狀態(tài)約束下的姿態(tài)跟蹤控制問題�；谏窠浘W絡智能擾動估計器實現(xiàn)了對再入姿態(tài)的擾動補償控制。為了解決傳統(tǒng)非線性擾動觀測器設計對于系統(tǒng)狀態(tài)函數(shù)和輸入狀態(tài)的嚴重依賴性問題,首先提出基于RBF神經網絡的智能擾動估計器,使得估計器僅利用跟蹤誤差狀態(tài)即可基于RBF逼近能力實現(xiàn)對復合時變擾動的精確重構,Lyapunov框架下設計權值自適應矩陣,保證系統(tǒng)穩(wěn)定性,理論和仿真驗證了估計器的有效性。另外,進一步考慮高超聲速飛行器再入過程中由于大機動飛行和大擾動產生的執(zhí)行機構飽和問題,給出基于RBF神經網絡的有限時間抗飽和控制器設計過程,理論分析和仿真證明提出的控制策略具有較強的抗擾動以及抗飽和能力。基于滑模擾動觀測器實現(xiàn)了對再入姿態(tài)的擾動補償控制。為了實現(xiàn)更加穩(wěn)定和快速的擾動補償,針對傳統(tǒng)高階滑模擾動觀測器存在輸出抖振以及魯棒性弱的問題,利用滑模技術提出新型有限時間滑模擾動觀測器(NSMDO),其主要特點是能夠保證觀測誤差在有限時間收斂至零狀態(tài),無需已知擾動幅值及其導數(shù)幅值條件即可實現(xiàn)對時變擾動的有效重構,具有更強的擾動觀測能力。另外,對新的控制器設計思路進行了研究,通過跟蹤誤差模型轉換,給出便于應用的二階誤差動態(tài)系統(tǒng),使得“一步法”完成控制系統(tǒng)設計成為可能。最后,基于NSMDO結合預設性能控制方法實現(xiàn)對再入姿態(tài)跟蹤誤差的預設性能控制。理論和仿真證明綜合控制器具有較好的抗擾動性能和誤差動態(tài)性能。對高超聲速飛行器再入姿態(tài)控制提供了新的設計方案。
【學位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V448
【圖文】：

, , , ,, , , , ,,2 22x yxx ref y refm e e m a a m r r m mz refn n n e e n a a n r r nm mb bC C C C CV VcC CCCCCC CVδ δ δ ω ωα δ ωbδ δω ωb δ δ δωδ δ δ+ + + + += + + ++ (2-8)式中，eδ ，aδ 和rδ 分別為左右升降舵偏角和方向舵偏角。從氣動系數(shù)表達式易知，滾轉力矩系數(shù)主要由側滑角、升降舵和方向舵產生的力矩系數(shù)l,Cb、l ,aCδ、l ,eCδ、l ,rCδ組成，還存在角速度引起的滾轉力矩系數(shù),xlCω和,ylCω。偏航力矩系數(shù)主要由側滑角、升降舵、方向舵產生的力矩系數(shù)m ,aC 、m ,aCδ、m ,eCδ、m ,rCδ組成，還存在角速度引起的偏航力矩系數(shù),xmCω和,ymCω。俯仰力矩系數(shù)主要由機體、升降舵、方向舵產生的力矩系數(shù)n,Cα、n ,eCδ、n ,aCδ、n ,rCδ組成，還存在由角速度產生的俯仰力矩系數(shù),xnCω。其中，角速度產生的力矩系數(shù)主要由于耦合作用產生，相對主要氣動系數(shù)影響較小，可以進一步進行簡化，詳細過程將在下一節(jié)分析。注意模型中的氣動數(shù)據來源于文獻[32]，并以多項式擬合形式出現(xiàn)在仿真平臺中。從兩組典型的氣動參數(shù)擬合效果圖 2-3 和 2-4 可以看出，高超聲速飛行器氣動特性極為復雜，這為再入姿態(tài)控制系統(tǒng)設計提出了更大的挑戰(zhàn)。

, , , ,, , , , ,,2 22x yxx ref y refm e e m a a m r r m mz refn n n e e n a a n r r nm mb bC C C C CV VcC CCCCCC CVδ δ δ ω ωα δ ωbδ δω ωb δ δ δωδ δ δ+ + + + += + + ++ (2-8)式中，eδ ，aδ 和rδ 分別為左右升降舵偏角和方向舵偏角。從氣動系數(shù)表達式易知，滾轉力矩系數(shù)主要由側滑角、升降舵和方向舵產生的力矩系數(shù)l,Cb、l ,aCδ、l ,eCδ、l ,rCδ組成，還存在角速度引起的滾轉力矩系數(shù),xlCω和,ylCω。偏航力矩系數(shù)主要由側滑角、升降舵、方向舵產生的力矩系數(shù)m ,aC 、m ,aCδ、m ,eCδ、m ,rCδ組成，還存在角速度引起的偏航力矩系數(shù),xmCω和,ymCω。俯仰力矩系數(shù)主要由機體、升降舵、方向舵產生的力矩系數(shù)n,Cα、n ,eCδ、n ,aCδ、n ,rCδ組成，還存在由角速度產生的俯仰力矩系數(shù),xnCω。其中，角速度產生的力矩系數(shù)主要由于耦合作用產生，相對主要氣動系數(shù)影響較小，可以進一步進行簡化，詳細過程將在下一節(jié)分析。注意模型中的氣動數(shù)據來源于文獻[32]，并以多項式擬合形式出現(xiàn)在仿真平臺中。從兩組典型的氣動參數(shù)擬合效果圖 2-3 和 2-4 可以看出，高超聲速飛行器氣動特性極為復雜，這為再入姿態(tài)控制系統(tǒng)設計提出了更大的挑戰(zhàn)。

姿態(tài)角跟蹤曲線

【參考文獻】

相關期刊論文 前4條

1 劉宇超;郭建國;周軍;王國慶;;基于新型快速Terminal滑模的高超聲速飛行器姿態(tài)控制[J];航空學報;2015年07期

2 王婕;宗群;田h"苓;范文茹;;基于擬連續(xù)高階滑模的高超聲速飛行器再入姿態(tài)控制[J];控制理論與應用;2014年09期

3 蒲明;吳慶憲;姜長生;佃松宜;王宇飛;;非匹配不確定高階非線性系統(tǒng)遞階Terminal滑�？刂芠J];自動化學報;2012年11期

4 張軍;姜長生;方煒;;變結構近空間飛行器大飛行包絡控制特性研究[J];宇航學報;2009年02期

相關博士學位論文 前2條

1 方煒;空天飛行器再入飛行的模糊自適應預測控制[D];南京航空航天大學;2008年

2 朱亮;空天飛行器不確定非線性魯棒自適應控制[D];南京航空航天大學;2006年

本文編號：2748630