近空間高超聲速飛行器再入飛行的高階滑模姿態(tài)控制研究.pdf

1、近空間高超聲速飛行器是各軍事強(qiáng)國(guó)大力發(fā)展的新型飛行器，具有重大的軍事和民用價(jià)值。高超聲速飛行器無(wú)動(dòng)力再入飛行過(guò)程中，飛行器的氣動(dòng)特性與氣熱特性劇烈變化，復(fù)雜的飛行環(huán)境使其具有強(qiáng)非線性、快時(shí)變、強(qiáng)動(dòng)態(tài)不確定以及強(qiáng)耦合等特點(diǎn)，這使得近空間高超聲速飛行器再入飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)成為一項(xiàng)極具挑戰(zhàn)性的研究課題。圍繞這一科學(xué)前沿課題，本文針對(duì)一類再入滑翔式近空間高超聲速飛行器的高精度、強(qiáng)穩(wěn)定再入姿態(tài)控制問(wèn)題展開(kāi)研究。主要內(nèi)容概括如下:
　　(1)

2、根據(jù)國(guó)內(nèi)外公開(kāi)發(fā)表的研究成果，針對(duì)一類具有三角形機(jī)翼、單垂直尾翼的有翼圓錐體近空間高超聲速飛行器，建立起高超聲速再入飛行條件下的飛行器六自由度數(shù)學(xué)模型?？紤]到在空氣稀薄再入階段特殊環(huán)境下的控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)了開(kāi)關(guān)型噴流反作用控制系統(tǒng)，氣動(dòng)舵面與反作用控制系統(tǒng)配合實(shí)現(xiàn)飛行器的控制;開(kāi)環(huán)分析表明該模型能夠體現(xiàn)出近空間高超聲速飛行器復(fù)雜的非線性、耦合性以及快時(shí)變性等特點(diǎn);可以滿足近空間高超聲速飛行器再入飛行軌跡優(yōu)化、姿態(tài)控制等問(wèn)題的理論研究和仿真

3、驗(yàn)證的需要。
　　(2)針對(duì)飛行器再入姿態(tài)控制問(wèn)題，提出了二階滑模控制律設(shè)計(jì)方法，較好的解決了抖振問(wèn)題。首先給出了一種快速光滑二階滑模方法，該方法具有較快的收斂速度，并且有限時(shí)間穩(wěn)定到零，但其魯棒性較差，因此將該方法與高階滑模干擾觀測(cè)器相結(jié)合提出了快速光滑二階滑?？刂坡稍O(shè)計(jì)策略，然后應(yīng)用于飛行器慢回路控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)。針對(duì)飛行器快回路系統(tǒng)，采用一種具有較強(qiáng)魯棒性的改進(jìn)超螺旋二階滑模算法設(shè)計(jì)控制系統(tǒng)。最后在高超聲速再入飛行條件下進(jìn)行了仿

4、真驗(yàn)證，表明了所提方法的有效性。
　　(3)考慮到高超聲速再入過(guò)程中較大外界干擾和參數(shù)不確定性的影響，提出了一種自適應(yīng)二階終端滑?？刂品椒?。首先給出了一種新型非奇異終端滑模面，并對(duì)其收斂性進(jìn)行了分析。然后基于具有二階滑模特性的終端滑模型趨近律，提出了自適應(yīng)二階終端滑?？刂品椒?，其中采用自適應(yīng)控制策略對(duì)系統(tǒng)復(fù)合干擾進(jìn)行在線估計(jì)，并基于Lyapunov方法給出了嚴(yán)格的穩(wěn)定性證明。最后將該方法應(yīng)用于近空間高超聲速飛行器的再入姿態(tài)控制設(shè)計(jì)

5、，仿真結(jié)果表明在參數(shù)不確定以及干擾較大情況下，所提控制方法具有良好的控制性能。
　　(4)為了更有效的消除外界干擾以及參數(shù)不確定性的影響，引入遞歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)來(lái)在線逼近系統(tǒng)的復(fù)合干擾，提出一種基于遞歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)二階終端滑?？刂品椒?，并引入魯棒項(xiàng)來(lái)抵消網(wǎng)絡(luò)逼近誤差。利用Lyapunov方法設(shè)計(jì)了能夠保證閉環(huán)系統(tǒng)漸近穩(wěn)定的魯棒項(xiàng)自適應(yīng)律以及網(wǎng)絡(luò)權(quán)值自適應(yīng)律，并且網(wǎng)絡(luò)權(quán)值自適應(yīng)估計(jì)采用了比例、積分形式以加快

6、網(wǎng)絡(luò)收斂。仿真結(jié)果表明所提的控制策略在動(dòng)態(tài)參數(shù)不確定以及大干擾情況下具有良好的跟蹤控制性能。進(jìn)一步，為了充分利用被控系統(tǒng)已知信息，結(jié)合干擾觀測(cè)器技術(shù)，提出了一種新的遞歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)干擾觀測(cè)器來(lái)在線逼近復(fù)合干擾，進(jìn)而設(shè)計(jì)了基于遞歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)干擾觀測(cè)器的自適應(yīng)二階終端滑模控制方法來(lái)對(duì)再入姿態(tài)進(jìn)行跟蹤控制。利用Lyapunov方法推導(dǎo)了干擾觀測(cè)器的參數(shù)自適應(yīng)律，并且干擾觀測(cè)器參數(shù)在線調(diào)整時(shí)同時(shí)考慮了系統(tǒng)的跟蹤誤差與觀測(cè)誤

7、差，從而提高了對(duì)復(fù)合干擾的逼近能力。仿真結(jié)果表明了所提方法能夠得到良好的姿態(tài)控制效果。
　　(5)鑒于反步法在處理級(jí)聯(lián)系統(tǒng)時(shí)的獨(dú)特優(yōu)勢(shì)，提出基于反步法的自適應(yīng)二階終端滑?？刂品椒ǎ⒗眠f歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)干擾觀測(cè)器對(duì)未知復(fù)合干擾進(jìn)行在線逼近。為了解決反步法中虛擬控制項(xiàng)的求導(dǎo)問(wèn)題，利用魯棒精確微分器來(lái)對(duì)虛擬控制項(xiàng)導(dǎo)數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)估計(jì)。最后將所提方法應(yīng)用于近空間高超聲速飛行器的再入飛行姿態(tài)控制，仿真結(jié)果表明了所提方法具有良好的控制