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)對于高超聲飛行器技術(shù)的實現(xiàn)十分關鍵，所以有必要對其進行深入的探究。機身/發(fā)動機一體化技術(shù)是一項重要技術(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)的引入也會使得超燃沖壓發(fā)動機的進氣性能對飛行器攻角變化敏感，所以為保證發(fā)動機正常工作，攻角需要滿足一定的約束條件。本文從實際問題出發(fā)，主要研究高超聲速飛行器攻角受限時的縱向姿態(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。基于飛行動力學理論，推導出高超聲速飛行器的六自由度非線性動力學方程。然后經(jīng)過合理假設，忽略橫側(cè)向運動，得到高超聲速飛行器縱向動力學方程。在標稱模型的基礎上考慮實際飛行中氣動參數(shù)的攝動，建立了飛行器縱向攝動模型。
　　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)設計和分析中解決約束問題的機制。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)針對含狀態(tài)約束的非線性系統(tǒng)設計了控制器，并給出了詳細的設計步驟和相關引理的證明。最后對一個含狀態(tài)約束的2階非線性系統(tǒng)進行了數(shù)值仿真，仿真結(jié)果表明受限狀態(tài)未超界。
　　之后，針對高超聲速飛行器縱向標稱模型，采用基于Barrier Lyapunov函數(shù)的反步法設計了姿態(tài)控制器，并

4、顯式地考慮了攻角受限問題。最后進行了數(shù)值仿真，并與基于經(jīng)典反步法設計的控制器對比，仿真結(jié)果表明采用基于Barrier Lyapunov函數(shù)反步法設計的控制器，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)的設計中，引入含不確定參數(shù)的二次型估計誤差函數(shù)，得到系統(tǒng)的虛擬控制指令和