【摘要】：高超聲速飛行器由于其飛行速度快,所以在軍事和民事領域都有廣闊的應用前景。然而,復雜且特殊的動態(tài)給高超聲速飛行器的控制研究帶來了極大的挑戰(zhàn)。本課題主要關注高超聲速飛行器的控制方向不確定問題,這個問題來源于劇烈變化的氣動參數(shù)、可能的舵面反偏故障以及控制系統(tǒng)的復雜結(jié)構(gòu)。本研究基于Nussbaum型函數(shù),針對存在不確定控制方向、不確定模型參數(shù)、未知舵面故障、輸入限制、外界干擾以及非最小相位特性的高超聲速飛行器縱向動態(tài)模型,提出了自適應容錯控制策略。所設計的控制系統(tǒng)不僅能夠保證閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定,還能實現(xiàn)輸出的高精度跟蹤。首先,闡述了課題的研究背景和研究意義,分別介紹了高超聲速飛行器縱向控制問題、不確定控制方向問題和非最小相位系統(tǒng)控制問題的研究現(xiàn)狀。之后,給出了兩種常見的模型對象:通用高超聲速飛行器縱向模型(最小相位系統(tǒng))和吸氣式高超聲速飛行器縱向模型(非最小相位系統(tǒng))。其次,針對通用高超聲速飛行器模型,分別設計了高度自適應容錯跟蹤控制器和速度自適應跟蹤控制器。在不考慮不確定性的標稱容錯控制器的基礎上,引入了在線參數(shù)估計器估計不確定參數(shù),同時還引入了Nussbaum增益函數(shù)估計控制方向,得到了自適應容錯控制器。根據(jù)閉環(huán)輸出跟蹤誤差的動態(tài),選擇合適的自適應律和Nussbaum參數(shù)調(diào)節(jié)律。通過穩(wěn)定性分析和仿真實驗,分別驗證了設計的控制效果。再次,將之前提出的Nussbaum增益自適應容錯控制方案拓展到多輸入多輸出的通用高超聲速飛行器縱向模型上。基于參數(shù)化的故障下的輸入—輸出動態(tài),設計標稱容錯控制器。再將其與一個自適應在線估計器結(jié)合,實現(xiàn)自適應容錯控制。Nussbaum增益函數(shù)被引入到舵面控制通道上以解決控制方向不確定問題。此外,為了解決基于Nussbaum增益函數(shù)的自適應控制系統(tǒng)產(chǎn)生的控制信號可能超過輸入限制的問題,設計了相應的抗飽和補償策略。理論證明了輸出跟蹤誤差的漸近收斂性和閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性,并且通過仿真進一步驗證了設計的控制效果。最后,針對具有非最小相位性質(zhì)的吸氣式高超聲速飛行器縱向動態(tài)模型,考慮控制方向不確定、參數(shù)不確定和未知舵面故障,設計基于Nussbaum型函數(shù)的自適應容錯控制器。先建立輸出動態(tài)和內(nèi)部動態(tài)之間的直接關系,并采用穩(wěn)定中心法構(gòu)建理想內(nèi)動態(tài),作為內(nèi)部狀態(tài)的參考信號。然后,設計一個雙層結(jié)構(gòu)的自適應容錯控制系統(tǒng):外層控制將輸出反饋為一個內(nèi)層輸入信號;內(nèi)層控制則基于輸出重定義,采用反饋線性化設計內(nèi)層控制律。參數(shù)自適應律和Nussbaum參數(shù)調(diào)節(jié)律被合理選擇后,所設計的控制器能夠在實現(xiàn)輸出跟蹤的同時保證內(nèi)動態(tài)的穩(wěn)定性。最終,理論證明了跟蹤誤差具有足夠小的上界,也通過仿真實驗驗證了控制器的效果。
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2019
【分類號】：V249.1;V448
【圖文】：

考慮控制方向不確定的高超聲速飛行器自適應容錯控制研究設計的容錯控制策略中，不需要依賴于任何的故障檢測和診斷被動容錯控制器，讓系統(tǒng)本身具有自主故障補償?shù)哪芰�。文獻器升降舵卡死故障和部分失效故障，給出了容錯控制器參數(shù)需系數(shù)的匹配條件，并分別結(jié)合輸出反饋線性化和 Backstepping目前，較少的文獻考慮了舵面的反偏故障，因為舵面的反偏故從而給控制器的設計帶來新的問題。不確定問題研究現(xiàn)狀

圖 1. 2 非最小相位系統(tǒng)精確跟蹤控制基本框架[63]對于存在不確定性的非線性非最小相位系統(tǒng)的精確跟蹤控制研究還比較存在參數(shù)不確定的非線性非最小相位系統(tǒng)，通過引入一個基于滑模控制確定參數(shù)的精確估計。但此離線估計方案不太適用于時變的高超聲速飛則結(jié)合自適應在線參數(shù)估計、基于輸出重定義的控制器設計和運用穩(wěn)定實現(xiàn)對模型參數(shù)不確定的非線性非最小相位系統(tǒng)的自適應輸出跟蹤控制的主要研究內(nèi)容與章節(jié)安排對具有不確定控制方向的高超聲速飛行器的縱向動態(tài)模型，進行了基自適應容錯跟蹤控制設計。本研究中，我們還考慮了參數(shù)不確定、多種及輸入受限等不利因素，因此所提出的控制方案更具實用意義。本文分如下：：首先，對課題的研究背景進行了介紹，分別介紹了高超聲速飛行器的及控制問題的難點。由此引出了本課題的研究意義，解釋了本課題所重值，闡述了本課題相比其他研究的主要貢獻。接著，分別介紹了高超聲

南京航空航天大學碩士學位論文LC 0.6203-1rad0LC 0 /2DC 0.6450-2radDC 0.0043378-1rad0DC 0.003772 /2MC 0.035-2radMC 0.036617-1rad0MC65.361 10 /2qMC 6.796-3s radqMC 0.3015-2s radqMC 0.2289-1s rad此外，發(fā)動機動態(tài)模型是一個額外的二階系統(tǒng)，如下：2 22n n n c ， (2.，c 是控制油門開度的指令。本文的研究中，我們選擇高度 h 和速度 V 作為縱向動態(tài)模型出，而舵面偏轉(zhuǎn)角e 和油門開度 指令作為控制信號。發(fā)動機模型(2.4)增加了模型的相對從而模型可以被完全輸入輸出線性化而沒有任何需要分析的零動態(tài)。2 吸氣式高超聲速飛行器曲線擬合模型
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