吸氣式高超聲速飛行器巡航跟蹤非線性魯棒控制.pdf

1、吸氣式高超聲速飛行器由于其巨大的軍事價(jià)值和潛在的民用價(jià)值正日漸得到世界各國的普遍關(guān)注。機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)導(dǎo)致推進(jìn)系統(tǒng)和氣動(dòng)力間存在強(qiáng)耦合;而細(xì)長的幾何外形和輕質(zhì)結(jié)構(gòu)容易引起顯著的彈性形變;此外，飛行高度和速度的大范圍變化使得氣動(dòng)參數(shù)產(chǎn)生不確定性。因此，高超聲速飛行器具有強(qiáng)非線性，強(qiáng)耦合，非最小相位及不確定性等動(dòng)態(tài)特性，為導(dǎo)航和控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)帶來巨大的挑戰(zhàn)。面對(duì)挑戰(zhàn)，本博士論文對(duì)高超聲速飛行器巡航階段的跟蹤控制問題進(jìn)行系統(tǒng)的研究。

2、r>　　針對(duì)強(qiáng)非線性、強(qiáng)耦合的高超聲速飛行器剛體縱向模型，本文提出了一種在設(shè)計(jì)控制器時(shí)不需要為了避免或減少非最小相位特性而去掉氣動(dòng)-推進(jìn)和升力-升降舵等耦合，而是充分利用這些耦合的新型跟蹤控制方法。這種控制方法的最大特色是，控制器和狀態(tài)的參考軌跡可以通過求解一個(gè)線性代數(shù)方程組而同時(shí)獲得，使得整個(gè)綜合過程簡單易實(shí)現(xiàn)。在跟蹤控制器的作用下，高度誤差漸近穩(wěn)定，速度、航跡角、攻角及俯仰角速率誤差指數(shù)趨于零。
　　針對(duì)帶有撓性模態(tài)的高超聲速

3、飛行器的跟蹤控制問題，提出了一種基于新型跟蹤控制方法的被動(dòng)控制策略。該策略的主要思想是將撓性模態(tài)誤差看成對(duì)本體誤差的外部擾動(dòng)，結(jié)合新型跟蹤控制方法和H∞控制方法實(shí)現(xiàn)對(duì)撓性動(dòng)態(tài)的抑制。
　　考慮氣動(dòng)參數(shù)不確定影響下高超聲速飛行器的跟蹤控制問題，將帶估計(jì)-補(bǔ)償功能的自適應(yīng)控制和非線性干擾觀測器分別與剛體的跟蹤控制方法結(jié)合得到兩種不同的魯棒跟蹤控制器。前者通過可以在線調(diào)節(jié)的自適應(yīng)律輸出來逼近高超聲速飛行器的模型誤差;后者則通過設(shè)計(jì)一個(gè)非