基于模型参考的高超声速飞行器自适应滑模控制概要.docx
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基于模型参考的高超声速飞行器自适应滑模控制概要
..计算机测量与控制・2。
譬‘c1
7
(71320Computer
Measurementontrol厅3基-T-_网
・・
&C
I
1pIJ
J^,I、I
文章编号:
1671—4598【2009107—1320—03中图分类号:
V233.7文献标识码:
A
基于模型参考的高超声速飞行器自适应滑模控制
鹿存侃1,闰
杰1,杨淑君2,钟都都1
(1.西北工业大学航天学院,陕西西安710072;
2.中国兵器工业第203研究所飞控与仿真部,陕西西安
710065
摘要:
针对高超声速飞行器过渡段的姿态控制问题,提出~种基于模型跟踪的自适应滑模直接力/气动力复合控制方法;该方法选择法向过载和俯仰角速率作为状态变量,实现了系统全状态反馈,在滑模控制中通过引入自适应机制克服吸气式冲压发动机不同工作状态引起的被控模型参数不确定性,利用Lyapunov理论证明了闭环系统全局渐近稳定性;不同条件下仿真结果表明,所设计方法对攻角指令有较好的跟踪效果,对模型不确定性具有较好的鲁棒性。
关键词:
高超声速飞行器;滑模控制;自适应控制;直接力/气动力复合控制
AdaptiveSliding
Mode
Controlfora
HypersonicVehicle
Based
on
Re!
ference
Model
LuCunkanl,YanJiel,YangShujun2,ZhongDudul
(1.CollegeofAstronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an
710072。
China;
2.203InstituteofChina
Weapon
Group,Xi’an
710072,China
Abstract:
For
the
problemofattitudecontrolduringthe
transition
section,an
adaptiveslidingmodereaction—jetand
aerodynamic
compoundcontrolschemebased
on
referencemodelhasbeen
proposed.Torealize
the
whole
state
feedback,normaloverload
and
pitch
rate
are
chosen
asstate
variable.Adaptivemechanismhasbeenintroduced
into
slidingmode
controlto
overcomethe
uncertaintyofthehyberson—
ic
modelparameterscausedbythedifferentworkingconditions
ofscranqet.Lyapunov
theoryisused
to
prove
theglobal
and
asymptotieal
stabilityoftheclosed--loopsystem.Simulationresultsunderdifferentconditions
showthat
not
only
can
theproposedschemetrack
the
an—
gleofattackcommandprecisely,butalso
itis
robust
to
model
uncertainty.
Keywords:
hypersonicvehicle
slidingmodecontrol;'adaptivecontrollreaction--jetandaerodynamiccompoundcontrol
O
引言
与传统飞行器相比,高超声速飞行器因应用了吸气式冲压
发动机以及发动机/机体一体化等先进技术,使得其飞行控制系统设计面临新的问题和挑战[1]。
高超声速飞行器的飞行任务剖面通常可分为助推段、过渡段、巡航段和俯冲攻击段四段。
目前,多种新的控制方法和理论如自适应LQR∞]、轨迹线性化[3]、反步法【4】,被应用于高超声速飞行器巡航段的飞行控制系统设计,但过渡段的飞行控制系统设计却鲜有涉及。
过渡段的控制任务是迅速调整与助推器分离后的高超声速飞行器的姿态,以满足吸气式冲压发动机严格的点火工作条件。
在调姿过程中,飞行器同时还要完成进气道打开、燃料注射、发动机点火等动作。
飞行器各项动力系数随着发动机工作状态的不同而发生较大变化,使得被控对象具有很强的不确定性。
因此,高超声速飞行器飞行控制系统必须具有快速性、高精度、强鲁棒性等特点。
此外,由于高超声速飞行器高空高速飞行,考虑舵面的结构强度和转动力矩,其操纵舵面较小,气动舵效率很低,可能满足不了飞行器操纵的需求。
应用直接力/气动力复合控制能够有效提高高超声速飞行器的响应速度。
文献[5]和[6]
收稿日期:
2009—05—02;修回日期:
2009—06—03。
作者简介:
鹿存侃(1983一,男,江苏徐州人,博士研究生,主要从事导航、制导与控制方向的研究。
囝杰(1960一,男,北京人,博士,教授,主要从事导航、制导与控制方向的研究。
中华测控网
分别应用自适应模糊滑模控制和小脑模型神经网络设计了直接力/气动力导弹自动驾驶仪,并以攻角作为状态量,但在高超声速飞行中,攻角的精确测量十分困难并难以实现,选择法向过载作为状态量则可以避免此问题,并可实现系统全状态可观。
针对高超声速飞行器过渡段的特点和控制需求,本文提出了一种基于参考模型的自适应滑模直接力/气动力复合控制方法。
该方法选择法向过载和俯仰角速率作为状态变量,通过引入自适应参数调节律,对吸气式冲压发动机不同工作状态引起的高超声速飞行器不确定性上界进行在线估计,并利用滑模控制技术具有参数不敏感性、干扰不敏感性等特点口],实现了对高超声速飞行器的攻角指令的精确跟踪。
l
吸气式高超声速飞行器数学模型
由于缺乏相关数据,本文所假设的高超声速飞行器直接力
控制系统采用力矩操纵方式,不考虑推进器位置、尺寸和运行特性等细节,同时忽略气流与直接力喷流之间的相互影响。
针对高超声速飞行器俯仰通道进行研究,对高超声速飞行器非线性模型线性化后,可得到其纵向运动方程组为[8]:
矗一口一a4a—as&一tl地(1口=一alq—a2口一a3文+tz啦
(2扫一口一&
(3
雄,≈≯
“
其中:
al一~qTSeC‰,az:
一哗,a3;一峰,a4一
万方数据
第7期鹿存侃,等:
基于模型参考的高超声速飞行器自适应滑模控制・1321・里±煎,as:
皿,tl:
堡,tz:
丁T—xLI,地一;L
1fnJmm1ltujz
l雌
式中:
a为攻角,q为俯仰角速度,0为弹道倾角,挖,为法向过
载,虿为动压,s为参考面积,m为高超声速飞行器质量,口为飞
行速度,f为气动弦长,.,。
为俯仰转动惯量。
以为俯仰舵偏角,
T珊,为直接力发动机所能提供的最大稳态推力,L为直接力喷
流口与质心之间的距离,地为直接力发动机推力比例因子,
嚷,c‰,c幺,G,C》分别为气动力矩系数和气动力系数。
高超声速飞行器过渡段俯仰通道的控制目的是在被控对象存
在参数不确定性的情况下,设计控制律U使得攻角a跟踪指令攻
角儡,以便迅速调整飞行器的姿态,满足吸气式冲压发动机的正
常工作需求。
由于在高超声速飞行中攻角的测量十分困难,而加
速度和转动角速度是可以测量,故采用过载控制方案,选择法向
过载和俯仰角速率作为状态量,从而实现系统全状态可观。
将式(1和(3代入式(4可得:
岛一・}(口4[/+口5文+tltlut(5
岛一i(口十口5以十‘5’
忽略舵面升力和直接力产生的法向过载,法向过载与指令
攻角之间近似满足关系式:
岛≈矿川
对式(6求导可得:
晚,--a4n,,+学一半t一半t同时改写式(2,可得(6
(7
口一刚一势,_口3&-}-t2地(8令z—Ex,zz]7,zt5咒,,zz—q,“一[文地]7,则高超声速飞行器纵向运动方程组可改写为以最,%为输入,以以,,q为状态变量的状态方程,有:
土=Ax+Bu(9热肚一--a4:
习B2岸一-a4t1v]
选取俯仰通道参考模型为与弹体传递函数相似的二阶系统,即输出攻角a。
与输入口。
之间满足:
‰(s一
由式(6可得,指令法向过载与指令攻角近似满足关系式:
竹,(s=驾,(s(11
g
将式(11代入式(10,并进行拉氏反变换可得:
T2‰+2啦。
+口_一兰雄,(12由于高超声速飞行器姿态的变化远快于弹道方向的变化,故在俯仰角速度q的组成部分中,攻角变化率d远大于弹道倾角变化率扫,因此有
如一矗一
代入式(12可得
“—一去‰一警g。
+毒南,(13
矗一2警m一学一(14’gg
定义参考模型的状态为如一r,‰口。
]7,输入为‰一露。
则可得参考模型的状态方程为
土.一A。
o。
+B。
“。
(15r0坐1,0、
舯以一|-志刍T卜。
kjT2丑t,
r“4J
参考模型(15中,阻尼系数搴和时间常数T根据性能指标来选定,速度口可测量,丑为动力系数a.的标称值,可根据高超声速飞行器不同工作点处a.选取。
定义误差向量:
e—z—z。
(16对式(16求导可得误差系统状态方程为:
e—A。
e一(A,一Az—B。
“。
+Bu(17由于在吸气式冲压发动机不同丁作状态下,例如进气道关闭、打开以及点火工作,高超声速飞行器的各项动力系数都发生较大的变化,因此系统(9参数矩阵A,B为不确定参数矩阵。
参数矩阵A,B可表示为标称参数矩阵A。
B。
与摄动部分△A,△B迭加的和
A—A。
+AAB=Bo+△B(18假设△A和△B满足匹配条件
AA=B。
E,AB—BoF(19其中0E0≤c?
0F0≤c;,假设e-,屯分别为C?
和曰的估计值。
误差系统方程可改写为:
e—A。
e一(A。
一Aoz—B。
l‘。
+Bo“+zXAx+z3/3u(20模型参考控制系统设计目的即为:
lim0eIl=0(21针对误差系统方程(20设计滑模面方程为
选择Lyapunov函数为
y一专sk+去西+麦露(22其中,西=c?
一c1,f2一f;一屯,y1>0,弛>0。
对式(22求导可得
矿一srs+万lft£-+去fz}z=tTGTC语一去fte,一去e・如=eTGTG[A辨g一(A辨一Aoz—B.u属+Bo“+AAx+△B“]一玄西^一亩脚:
≤P屯7.G[A拼e一(A研一Aoz—B辫排钟+Bo“]+
IIeTGrGB。
oIIzIIc,+IIerGrGB。
IIII“IIc,一茜咕-e,一》。
z≤erG7G[A。
e一(A。
一Aoz—B。
“。
+Bou]+
西(erGrGB。
olzII一}t+屯(o比啪。
IIII-l一》+0erGrGBo㈣.72flel+0erGTGBo㈣“¨2(23提出如下的控制律形式
“一‰+乱。
(24
式中:
‰一K。
e+K,工+K。
“。
h摇黑IIII≠0越。
:
厂P硐丽硒珂
【00BroGrGelI一0
其中K。
一一B-lA。
K,一BZl(屯一Ao,K。
一脐1B。
p=h+e,IIz』+ozII”¨k>0。
c。
和ez由下面自适应律得到
e-=y1IIerGrGB。
㈣z0(25
中华测控罔
万方数据
.1322・计算机测量与控制第17卷
e:
一娩0erG7GB。
…-II(26图2~3给出了俯仰舵偏角和直接力发动机推力比例因子将式(24、(25、(26代入式(23可得随时间变化曲线。
通过采用直接力控制方式,可以有效减小气V≤一圳B彳G7GeII≤0’动舵偏角,避免由于舵效较小导致气动舵偏饱和的问题。
于是得到下面的定理。
定理:
由式(9描述的高超声速飞行器俯仰通道运动在
控制律(24及自适应律(25、(26的作用下,能够跟踪由
式(15定义的参考信号,并且跟踪误差全局渐近稳定。
3仿真验证
以高超声速飞行器飞行高度25Km,速度6Ma,吸气式
冲压发动机点火状态为主设计点,£l=0.0051,t2—33.12,
参考模型取丁一0.15,车一0.56,丑=0.60。
滑动模态参数矩阵选取为:
G一[1。
0;]
控制参数为n=0.001,托=0.001,惫一0.01。
t/s
图l发动机点火状态下攻角响应曲线
图1给出了攻角随时间变化曲线。
指令攻角为幅值2的方波曲线,从图中可以看出在标称模型下,所设计的高超声速飞行器飞行控制系统能够满足设计指标,具有良好的跟踪性能。
图2俯仰舵偏角随时间变化曲线
t/s
图3直接力推力比例因子随时间变化曲线
中华测控网
chinamca.tom
图4发动机进气道关闭/打开状态下攻角响应曲线
图4中响应曲线1为发动机进气道关闭情况下攻角响应曲线,响应曲线2为发动机进气道打开情况下的攻角响应曲线。
从仿真结果可以看出,在被控对象模型参数具有不确定性的情况下,飞行器攻角能够有效跟踪指令信号,控制系统具有鲁棒性。
4结论
本文给出了基于模型参考的高超声速飞行器自适应滑模直接力/气动力控制方法。
针对高超声速飞行器攻角难以测量的特点,以法向过载和俯仰角速度作为状态向量。
通过在滑模控制引入自适应机制克服由于吸气式冲压发动机不同T作状态引起的被控对象模型不确定性。
仿真结果表明,所设计控制系统对攻角指令具有较好的跟踪效果,从而理论上为高超声速飞行器提供了一种可行的控制方案。
在未来工作中,应该考虑工程实现时直接力各种环节对飞行控制系统的影响以及针对滑模控制所带来的抖振问题进行进一步改进设计。
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万方数据
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