近空間高超聲速飛行器再入飛行的高階滑模姿態(tài)控制研究.pdf

1、近空間高超聲速飛行器是各軍事強國大力發(fā)展的新型飛行器，具有重大的軍事和民用價值。高超聲速飛行器無動力再入飛行過程中，飛行器的氣動特性與氣熱特性劇烈變化，復雜的飛行環(huán)境使其具有強非線性、快時變、強動態(tài)不確定以及強耦合等特點，這使得近空間高超聲速飛行器再入飛行控制系統(tǒng)設計成為一項極具挑戰(zhàn)性的研究課題。圍繞這一科學前沿課題，本文針對一類再入滑翔式近空間高超聲速飛行器的高精度、強穩(wěn)定再入姿態(tài)控制問題展開研究。主要內(nèi)容概括如下:
　　(1)

2、根據(jù)國內(nèi)外公開發(fā)表的研究成果，針對一類具有三角形機翼、單垂直尾翼的有翼圓錐體近空間高超聲速飛行器，建立起高超聲速再入飛行條件下的飛行器六自由度數(shù)學模型。考慮到在空氣稀薄再入階段特殊環(huán)境下的控制問題，設計了開關型噴流反作用控制系統(tǒng)，氣動舵面與反作用控制系統(tǒng)配合實現(xiàn)飛行器的控制;開環(huán)分析表明該模型能夠體現(xiàn)出近空間高超聲速飛行器復雜的非線性、耦合性以及快時變性等特點;可以滿足近空間高超聲速飛行器再入飛行軌跡優(yōu)化、姿態(tài)控制等問題的理論研究和仿真

3、驗證的需要。
　　(2)針對飛行器再入姿態(tài)控制問題，提出了二階滑模控制律設計方法，較好的解決了抖振問題。首先給出了一種快速光滑二階滑模方法，該方法具有較快的收斂速度，并且有限時間穩(wěn)定到零，但其魯棒性較差，因此將該方法與高階滑模干擾觀測器相結合提出了快速光滑二階滑模控制律設計策略，然后應用于飛行器慢回路控制系統(tǒng)設計。針對飛行器快回路系統(tǒng)，采用一種具有較強魯棒性的改進超螺旋二階滑模算法設計控制系統(tǒng)。最后在高超聲速再入飛行條件下進行了仿

4、真驗證，表明了所提方法的有效性。
　　(3)考慮到高超聲速再入過程中較大外界干擾和參數(shù)不確定性的影響，提出了一種自適應二階終端滑模控制方法。首先給出了一種新型非奇異終端滑模面，并對其收斂性進行了分析。然后基于具有二階滑模特性的終端滑模型趨近律，提出了自適應二階終端滑模控制方法，其中采用自適應控制策略對系統(tǒng)復合干擾進行在線估計，并基于Lyapunov方法給出了嚴格的穩(wěn)定性證明。最后將該方法應用于近空間高超聲速飛行器的再入姿態(tài)控制設計

5、，仿真結果表明在參數(shù)不確定以及干擾較大情況下，所提控制方法具有良好的控制性能。
　　(4)為了更有效的消除外界干擾以及參數(shù)不確定性的影響，引入遞歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡來在線逼近系統(tǒng)的復合干擾，提出一種基于遞歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡的自適應二階終端滑?？刂品椒ǎ⒁媵敯繇梺淼窒W(wǎng)絡逼近誤差。利用Lyapunov方法設計了能夠保證閉環(huán)系統(tǒng)漸近穩(wěn)定的魯棒項自適應律以及網(wǎng)絡權值自適應律，并且網(wǎng)絡權值自適應估計采用了比例、積分形式以加快

6、網(wǎng)絡收斂。仿真結果表明所提的控制策略在動態(tài)參數(shù)不確定以及大干擾情況下具有良好的跟蹤控制性能。進一步，為了充分利用被控系統(tǒng)已知信息，結合干擾觀測器技術，提出了一種新的遞歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡干擾觀測器來在線逼近復合干擾，進而設計了基于遞歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡干擾觀測器的自適應二階終端滑?？刂品椒▉韺υ偃胱藨B(tài)進行跟蹤控制。利用Lyapunov方法推導了干擾觀測器的參數(shù)自適應律，并且干擾觀測器參數(shù)在線調(diào)整時同時考慮了系統(tǒng)的跟蹤誤差與觀測誤

7、差，從而提高了對復合干擾的逼近能力。仿真結果表明了所提方法能夠得到良好的姿態(tài)控制效果。
　　(5)鑒于反步法在處理級聯(lián)系統(tǒng)時的獨特優(yōu)勢，提出基于反步法的自適應二階終端滑模控制方法，并利用遞歸Hermite神經(jīng)網(wǎng)絡干擾觀測器對未知復合干擾進行在線逼近。為了解決反步法中虛擬控制項的求導問題，利用魯棒精確微分器來對虛擬控制項導數(shù)進行實時估計。最后將所提方法應用于近空間高超聲速飛行器的再入飛行姿態(tài)控制，仿真結果表明了所提方法具有良好的控制