發(fā)布時間：2018-03-05 22:33

  本文選題：分?jǐn)?shù)階滑模　切入點：姿態(tài)控制　出處：《北京理工大學(xué)》2016年碩士論文　論文類型：學(xué)位論文

【摘要】：高超聲速飛行器對其姿態(tài)控制器的魯棒性和控制精度要求,隨著飛行器的發(fā)展變得越來越高。飛行過程中馬赫數(shù)高、飛行區(qū)域廣、通道間耦合作用強、參數(shù)攝動以及外部不確定干擾復(fù)雜,加大了控制器的設(shè)計難度。在滑�？刂浦屑尤敕�?jǐn)?shù)階微積分,分?jǐn)?shù)階滑�？刂平Y(jié)合了兩者的優(yōu)點,不但使控制系統(tǒng)具有強魯棒性,而且提高了控制系統(tǒng)的響應(yīng)特性,是非線性控制的重要組成部分。本文研究了分?jǐn)?shù)階滑模姿態(tài)控制器在高超聲速飛行器姿態(tài)控制方面的應(yīng)用。主要研究內(nèi)容有:基于分?jǐn)?shù)階特征比整定的思想,首先設(shè)計了一種線性分?jǐn)?shù)階滑模姿態(tài)控制器,閉環(huán)系統(tǒng)響應(yīng)能夠以設(shè)定超調(diào)跟蹤姿態(tài)角指令。該方法將系統(tǒng)響應(yīng)的超調(diào)量和響應(yīng)速率分開設(shè)計,使得飛行器姿態(tài)角誤差能夠以預(yù)先設(shè)定的2%的超調(diào)漸進(jìn)收斂到0,并且可以通過改變相應(yīng)時間常數(shù)調(diào)節(jié)閉環(huán)系統(tǒng)的響應(yīng)速率而不改變系統(tǒng)響應(yīng)的超調(diào)量,解決了分?jǐn)?shù)階滑模面參數(shù)給定問題。進(jìn)一步,提出了一種基于變偽時間常數(shù)的非線性分?jǐn)?shù)階滑模姿態(tài)控制器,克服了線性分?jǐn)?shù)階滑模姿態(tài)控制方法中的不足,解決了飛行器姿態(tài)控制中存在的加快系統(tǒng)響應(yīng)速率和控制量飽和之間的矛盾。之后又提出了一種偽時間常數(shù)自適應(yīng)的分?jǐn)?shù)階滑模姿態(tài)控制方法,偽時間常數(shù)通過自適應(yīng)方法獲得,加快系統(tǒng)滑模面的收斂速率以縮短系統(tǒng)到達(dá)段時間,系統(tǒng)魯棒性得到了增強。針對傳統(tǒng)整數(shù)階PID滑模姿態(tài)控制方法中可能出現(xiàn)的積分項過大問題,將其推廣到分?jǐn)?shù)階,在整數(shù)階積分項上引入積分階次,以設(shè)計一種分?jǐn)?shù)階PID滑模姿態(tài)控制方法,削弱了誤差積分項,避免系統(tǒng)超調(diào)量過大,并且飛行器姿態(tài)角誤差能夠漸進(jìn)收斂到0。在此基礎(chǔ)上設(shè)計了一種能夠固定時刻收斂的分?jǐn)?shù)階時變滑模姿態(tài)控制方法,飛行器姿態(tài)角誤差能夠在固定時刻收斂到0,并且系統(tǒng)狀態(tài)全局都在滑動段,魯棒性得到加強。
[Abstract]:With the development of the aircraft, the robustness and control accuracy of the hypersonic vehicle to its attitude controller become more and more high, the Mach number is high, the flight area is wide, and the coupling between the channels is strong. The complexity of parameter perturbation and external uncertainties makes the design of the controller more difficult. Adding fractional calculus to sliding mode control, fractional sliding mode control combines the advantages of both, which not only makes the control system strong robustness, but also makes the control system more robust. And the response characteristics of the control system are improved, In this paper, the application of fractional sliding mode attitude controller to the attitude control of hypersonic vehicle is studied. The main research contents are as follows: based on the idea of fractional order characteristic ratio tuning, Firstly, a linear fractional sliding mode attitude controller is designed. The closed-loop system response can track the attitude angle instruction by setting overshoot. The overshoot and the response rate of the system response are designed separately. The attitude angle error of the aircraft can converge to 0 with a pre-set overshoot of 2%, and the response rate of the closed-loop system can be adjusted by changing the corresponding time constant without changing the overshoot quantity of the system response. Furthermore, a nonlinear fractional sliding mode attitude controller based on variable pseudo time constant is proposed, which overcomes the shortcomings of linear fractional sliding mode attitude control method. The contradiction between acceleration of system response rate and control saturation in attitude control of aircraft is solved. Then a pseudo-time constant adaptive fractional sliding mode attitude control method is proposed. The pseudo-time constant is obtained by adaptive method, which accelerates the convergence rate of the sliding mode surface of the system so as to shorten the arrival time of the system. The robustness of the system is enhanced. Aiming at the problem that the integral term may be too large in the traditional integer order PID sliding mode attitude control method, the integral order is introduced into the integral term of integral order, and the integral term is extended to fractional order. In order to design a fractional PID sliding mode attitude control method, the error integral term is weakened and the overshoot of the system is avoided. And the attitude angle error of the aircraft can converge gradually to 0. On this basis, a fractional time-varying sliding mode attitude control method is designed, which can converge at a fixed time. The attitude error of the aircraft can converge to 0 at a fixed time, and the overall state of the system is in the sliding section, so the robustness is enhanced.
【學(xué)位授予單位】：北京理工大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V249.1

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本文編號：1572218