近空間飛行器非線性飛控系統(tǒng)魯棒滑?？刂?pdf

1、由于日趨緊張的國(guó)際形勢(shì)以及未來國(guó)防安全的需求,近年來近空間飛行器(near space vehicle, NSV)成為了各主要軍事強(qiáng)國(guó)競(jìng)相發(fā)展的目標(biāo)。該飛行器的工作范圍介于航空飛行器和航天飛行器之間,因此具有機(jī)動(dòng)性好、易于更新和維護(hù)、效費(fèi)比高且覆蓋范圍廣等優(yōu)點(diǎn)。然而,近空間飛行器的飛行空域、工作環(huán)境和任務(wù)模式都與傳統(tǒng)飛行器有著顯著的區(qū)別,且系統(tǒng)具有強(qiáng)烈非線性、快速時(shí)變性、強(qiáng)耦合和不確定性等特點(diǎn)。因此其飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)一直是近空間飛行器

2、基礎(chǔ)科學(xué)問題研究的重要分支。本文圍繞這一研究課題,提出了一種稱為單向滑模的變結(jié)構(gòu)控制方法,并利用該方法在近空間飛行器強(qiáng)魯棒協(xié)調(diào)控制方面展開了相應(yīng)的研究工作。
　　首先,在課題組前期研究成果的基礎(chǔ)上,對(duì)高超聲速條件下近空間飛行器的氣動(dòng)構(gòu)型進(jìn)行分析,從而給出了飛行器6-自由度12-狀態(tài)動(dòng)力學(xué)方程以及飛控系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)。并根據(jù)現(xiàn)有文獻(xiàn)資料,對(duì)近空間飛行器的工作環(huán)境、飛行任務(wù)、飛行力學(xué)以及動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行深入討論,論證了飛控系統(tǒng)對(duì)于強(qiáng)魯棒性

3、、阻尼性能和協(xié)調(diào)控制這三個(gè)方面的性能要求。
　　然后,圍繞近空間飛行器的復(fù)雜非線性動(dòng)力學(xué)方程,著重研究了上述性能要求下姿態(tài)運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)問題。針對(duì)近空間飛行器的強(qiáng)魯棒性要求,首次提出了一種稱為單向滑模的變結(jié)構(gòu)控制方法。該方法通過對(duì)于傳統(tǒng)滑模進(jìn)行結(jié)構(gòu)上的改進(jìn),并引入單向輔助滑模面和正不變集這兩個(gè)概念,從而增強(qiáng)了滑?？刂品椒ǖ聂敯粜阅?。其主要優(yōu)點(diǎn)在于,可以不借助高階滑模和邊界層滑模的去抖振思想,而僅僅依靠不連續(xù)趨近律確?？刂破鬏敵?/p>

4、的連續(xù)性,從而實(shí)現(xiàn)無抖振的滑?？刂?。與高階滑模相比,該方法無需微分信息,因此在工程中更容易實(shí)現(xiàn);而與邊界層滑模相比,該方法利用不連續(xù)趨近律實(shí)現(xiàn)無抖振控制,因此保留了滑模控制方法中寶貴的不變性和抗干擾性能,開辟了一條去抖振的新思路。
　　接著,考慮到近空間飛行器短周期運(yùn)動(dòng)經(jīng)常處于臨界阻尼狀態(tài)的問題,提出了Terminal單向滑?？刂品椒āＴ摲椒ㄔ趩蜗蚧？刂评碚摰幕A(chǔ)上,利用Terminal吸引子做了進(jìn)一步的改進(jìn),使得新方法在保留強(qiáng)

5、魯棒優(yōu)點(diǎn)的同時(shí),兼具了Terminal滑模快速收斂的能力,從而加強(qiáng)了控制系統(tǒng)的阻尼性能。文中采用Lyapunov理論對(duì)該方法的閉環(huán)穩(wěn)定性進(jìn)行了分析,同時(shí)通過仿真實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了該方法良好的魯棒性和阻尼性能。
　　進(jìn)一步,針對(duì)近空間飛行器中所呈現(xiàn)的協(xié)調(diào)控制問題,將縱向協(xié)調(diào)控制與協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎問題分別討論。對(duì)于縱向協(xié)調(diào)控制問題,通過采用調(diào)節(jié)因子和滑模干擾觀測(cè)器解決縱向姿態(tài)/軌跡運(yùn)動(dòng)中的耦合以及抗干擾問題。而對(duì)于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎問題,則在縱向協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)的