近空間飛行器非線性飛控系統(tǒng)魯棒滑模控制.pdf

1、由于日趨緊張的國際形勢以及未來國防安全的需求,近年來近空間飛行器(near space vehicle, NSV)成為了各主要軍事強國競相發(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,因此具有機動性好、易于更新和維護、效費比高且覆蓋范圍廣等優(yōu)點。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)具有強烈非線性、快速時變性、強耦合和不確定性等特點。因此其飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計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,對高超聲速條件下近空間飛行器的氣動構(gòu)型進行分析,從而給出了飛行器6-自由度12-狀態(tài)動力學(xué)方程以及飛控系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)。并根據(jù)現(xiàn)有文獻資料,對近空間飛行器的工作環(huán)境、飛行任務(wù)、飛行力學(xué)以及動力學(xué)特性進行深入討論,論證了飛控系統(tǒng)對于強魯棒性

3、、阻尼性能和協(xié)調(diào)控制這三個方面的性能要求。
　　然后,圍繞近空間飛行器的復(fù)雜非線性動力學(xué)方程,著重研究了上述性能要求下姿態(tài)運動控制系統(tǒng)的設(shè)計問題。針對近空間飛行器的強魯棒性要求,首次提出了一種稱為單向滑模的變結(jié)構(gòu)控制方法。該方法通過對于傳統(tǒng)滑模進行結(jié)構(gòu)上的改進,并引入單向輔助滑模面和正不變集這兩個概念,從而增強了滑模控制方法的魯棒性能。其主要優(yōu)點在于,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)趨近律確保控制器輸出

4、的連續(xù)性,從而實現(xiàn)無抖振的滑模控制。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現(xiàn);而與邊界層滑模相比,該方法利用不連續(xù)趨近律實現(xiàn)無抖振控制,因此保留了滑?？刂品椒ㄖ袑氋F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動經(jīng)常處于臨界阻尼狀態(tài)的問題,提出了Terminal單向滑?？刂品椒?。該方法在單向滑模控制理論的基礎(chǔ)上,利用Terminal吸引子做了進一步的改進,使得新方法在保留強

5、魯棒優(yōu)點的同時,兼具了Terminal滑模快速收斂的能力,從而加強了控制系統(tǒng)的阻尼性能。文中采用Lyapunov理論對該方法的閉環(huán)穩(wěn)定性進行了分析,同時通過仿真實驗驗證了該方法良好的魯棒性和阻尼性能。
　　進一步,針對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器解決縱向姿態(tài)/軌跡運動中的耦合以及抗干擾問題。而對于協(xié)調(diào)轉(zhuǎn)彎問題,則在縱向協(xié)調(diào)控制系統(tǒng)的