基于反步法的高超聲速飛行器自適應(yīng)控制方法研究.pdf

1、高超聲速飛行器一般是指飛行速度超過5倍音速的飛行器，具有高機(jī)動、大航程等優(yōu)點(diǎn)，有著巨大的軍事價(jià)值和潛在的經(jīng)濟(jì)價(jià)值，是未來飛行器的一個重要發(fā)展方向，其中高超聲速飛行器的控制技術(shù)是高超聲速飛行器研究的難點(diǎn)和熱點(diǎn)。高超聲速飛行器采用發(fā)動機(jī)和機(jī)身一體化構(gòu)形使得推進(jìn)系統(tǒng)以及結(jié)構(gòu)動力學(xué)之間存在強(qiáng)耦合作用，并且發(fā)動機(jī)對攻角變化的敏感導(dǎo)致了高超聲速飛行器的氣動力學(xué)特征存在嚴(yán)重的非線性，而飛行器的飛行高速度和大航程加重了運(yùn)動模型的非線性程度和通道間的耦合

2、程度。另外，高超聲速飛行器數(shù)學(xué)模型還存在很大的不確定性。此外，其飛行高度和飛行速度跨越范圍大，以至于受到外界干擾的影響，并且飛行速度快也對控制系統(tǒng)的反應(yīng)速度提出了更高要求。因此，本文針對高超聲速飛行器具有數(shù)學(xué)模型強(qiáng)非線性、強(qiáng)耦合、不確定性及受外界干擾等特點(diǎn)，對其高精度、強(qiáng)魯棒性和自適應(yīng)能力強(qiáng)的再入飛行控制問題進(jìn)行了深入研究。具體研究內(nèi)容如下：
　　第一，為設(shè)計(jì)高超聲速再入飛行控制系統(tǒng)，首先建立了高超聲速飛行器的運(yùn)動學(xué)和動力學(xué)方程，

3、及其氣動力和動力矩方程。進(jìn)而利用所建立的模型對飛行器的開環(huán)特性和動態(tài)耦合特性進(jìn)行仿真分析。并通過合理的簡化，得到飛行器運(yùn)動姿態(tài)仿射非線性模型，為后續(xù)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)打下堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。
　　第二，針對高超聲速飛行器數(shù)學(xué)模型的強(qiáng)非線性和不確定性問題，將自適應(yīng)模糊控制與魯棒H2/H?控制相結(jié)合，提出了自適應(yīng)模糊H2/H?控制方法。該方法同時(shí)考慮了控制系統(tǒng)的魯棒穩(wěn)定性和動態(tài)性能。首先，采用模糊系統(tǒng)對被控模型進(jìn)行重構(gòu)，并設(shè)計(jì)重構(gòu)系統(tǒng)的等效控制器，

4、同時(shí)采用投影算子對參數(shù)自適應(yīng)律進(jìn)行修正以避免模糊控制器的參數(shù)產(chǎn)生漂移。其次，為補(bǔ)償模糊系統(tǒng)的逼近誤差和干擾對狀態(tài)跟蹤誤差的影響，引入混合H2/H?控制算法，并給出H2/H?控制問題有解的充分必要條件，采用Lyapunov理論嚴(yán)格證明閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。進(jìn)一步，將自適應(yīng)模糊H2/H?控制方法用于高超聲速飛行器再入飛行反步控制中，提出了無限時(shí)間自適應(yīng)模糊H2/H?飛行控制方法，使得控制算法易于工程實(shí)現(xiàn)，且有效抑制干擾、不確定以及模糊逼近誤差的

5、影響。最后仿真驗(yàn)證自適應(yīng)模糊控制中引入H2/H?控制，與自適應(yīng)模糊H?、H2控制相比，可以有效提高跟蹤控制性能。
　　第三，基于所建立的高超聲速飛行器運(yùn)動姿態(tài) MIMO仿射非線性模型，提出了一種嚴(yán)格塊反饋型的反步控制方法。首先，針對一類嚴(yán)格反饋型 MIMO非線性系統(tǒng)，基于反步法設(shè)計(jì)控制器，并針對嚴(yán)格反饋型高超聲速飛行器姿態(tài)控制問題，給出高超聲速飛行器的反步控制方案。然后，為消弱不確定參數(shù)的影響，基于模糊系統(tǒng)對非線性函數(shù)的逼近能力提

6、出了一種自適應(yīng)反步控制方法。此外，為增強(qiáng)控制器對不確定參數(shù)的自適應(yīng)能力，建立了具有時(shí)變參數(shù)的嚴(yán)格反饋型的高超聲速飛行器姿態(tài)穩(wěn)定回路模型，并提出了帶有自適應(yīng)參數(shù)估計(jì)的高超聲速飛行器反步控制方法。利用Lyapunov理論證明了上述閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。最后，高超聲速飛行器仿真驗(yàn)證所提出控制方法的有效性。
　　第四，針對高超聲速飛行器內(nèi)部參數(shù)和力矩干擾不確定的特點(diǎn)，在第四章研究的基礎(chǔ)上，提出了基于干擾觀測器的反步飛行控制方法。首先，介紹了基

7、于非線性干擾觀測器（NDO）的反步飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)思想。其次，為提高干擾觀測器的逼近速度，設(shè)計(jì)出具有有限時(shí)間收斂的自適應(yīng)超扭曲滑模干擾觀測器（ASTA-SMDO），并引入死區(qū)方法以避免ASTA-SMDO參數(shù)過大而導(dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn)定。此外，為提高干擾觀測器的逼近精度，提出了一種快速終端滑模干擾觀測器（FTSMDO）的設(shè)計(jì)方法，并分別基于ASTA-SMDO和FTSMDO設(shè)計(jì)了反步飛行控制系統(tǒng)。最后，為增強(qiáng)控制系統(tǒng)對大不確定參數(shù)的自適應(yīng)能力，基于

8、FTSMDO觀測輸出設(shè)計(jì)出帶有自適應(yīng)參數(shù)估計(jì)的反步飛行控制系統(tǒng)，進(jìn)一步改善控制效果。
　　第五，為進(jìn)一步提高整個控制系統(tǒng)的跟蹤收斂速度，提出了一種具有全局快速收斂性的非奇異終端滑模控制方法。首先，分析了線性滑模的有限時(shí)間可達(dá)性、滑模運(yùn)動的收斂性以及終端滑模（TSM）滑動模態(tài)的有限時(shí)間收斂性。其次，為保證TSM具有全局收斂性，提出了一種具有全局快速收斂的終端滑模設(shè)計(jì)方法。然后，為解決終端滑?？刂疲═SMC）和全局快速收斂TSMC的奇