考慮攻角約束的高超聲速飛行器縱向姿態(tài)控制.pdf

1、姿態(tài)控制系統(tǒng)對(duì)于高超聲飛行器技術(shù)的實(shí)現(xiàn)十分關(guān)鍵，所以有必要對(duì)其進(jìn)行深入的探究。機(jī)身/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化技術(shù)是一項(xiàng)重要技術(shù)，可以減小高超聲速飛行器的阻力，增大升阻比。但這一技術(shù)的引入也會(huì)使得超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣性能對(duì)飛行器攻角變化敏感，所以為保證發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作，攻角需要滿足一定的約束條件。本文從實(shí)際問題出發(fā)，主要研究高超聲速飛行器攻角受限時(shí)的縱向姿態(tài)控制問題。主要研究內(nèi)容如下：
　　首先，以美國 NASA蘭利研究中心公布的通用錐形體(wi

2、nged-cone)模型作為高超聲速飛行器模型?；陲w行動(dòng)力學(xué)理論，推導(dǎo)出高超聲速飛行器的六自由度非線性動(dòng)力學(xué)方程。然后經(jīng)過合理假設(shè)，忽略橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)，得到高超聲速飛行器縱向動(dòng)力學(xué)方程。在標(biāo)稱模型的基礎(chǔ)上考慮實(shí)際飛行中氣動(dòng)參數(shù)的攝動(dòng)，建立了飛行器縱向攝動(dòng)模型。
　　然后，介紹了解決約束問題的理論方法，即基于Barrier Lyapunov函數(shù)的反步法。首先，給出了Barrier Lyapunov函數(shù)的一般性定義，并通過引理3.2說明

3、了Barrier Lyapunov函數(shù)在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)和分析中解決約束問題的機(jī)制。根據(jù)受限狀態(tài)的約束區(qū)間不同，選取兩類不同的Barrier Lyapunov函數(shù)針對(duì)含狀態(tài)約束的非線性系統(tǒng)設(shè)計(jì)了控制器，并給出了詳細(xì)的設(shè)計(jì)步驟和相關(guān)引理的證明。最后對(duì)一個(gè)含狀態(tài)約束的2階非線性系統(tǒng)進(jìn)行了數(shù)值仿真，仿真結(jié)果表明受限狀態(tài)未超界。
　　之后，針對(duì)高超聲速飛行器縱向標(biāo)稱模型，采用基于Barrier Lyapunov函數(shù)的反步法設(shè)計(jì)了姿態(tài)控制器，并

4、顯式地考慮了攻角受限問題。最后進(jìn)行了數(shù)值仿真，并與基于經(jīng)典反步法設(shè)計(jì)的控制器對(duì)比，仿真結(jié)果表明采用基于Barrier Lyapunov函數(shù)反步法設(shè)計(jì)的控制器，在保證系統(tǒng)穩(wěn)定和指令良好跟蹤的前提下，可以有效地約束攻角的變化范圍。
　　最后，研究了含有參數(shù)攝動(dòng)的姿態(tài)控制問題，并顯示地考慮了攻角約束。將含不確定性參數(shù)的函數(shù)表示為線性參量的形式，在Lyapunov函數(shù)的設(shè)計(jì)中，引入含不確定參數(shù)的二次型估計(jì)誤差函數(shù)，得到系統(tǒng)的虛擬控制指令和