【摘要】：高超聲速飛行器(AHV)由于其特殊的活動空間及極高的運動速度,具有生存力強、效費比高、響應快速等特點。AHV的特點使得其具有巨大的戰(zhàn)略價值和廣闊的應用場景。鑒于AHV的重大研究意義及應用價值,各航空航天強國對其抱有極大的熱情,并進行了長期的研究,取得了豐富的研究成果。我國應該加大力度開發(fā)與之相關的各項關鍵技術,以搶占未來空域的制高點。作為航空航天科技交叉的產物,高超聲速飛行器的研究在相關理論探索和工程實踐等方面都存在著巨大的困難,需要各方面技術的突破。為了飛行安全并達成飛行任務,飛行控制系統(tǒng)是AHV的一個關鍵部分。相較于普通飛行器的飛控系統(tǒng),AHV的飛行控制系統(tǒng)具有控制精度要求更高、需要考慮的因素更多、控制結構更復雜等特點。本文在非線性控制的框架內考慮了AHV飛行系統(tǒng)的輸入時滯、外部干擾、輸入飽和受限、模型不確定和控制非仿射等特性,針對不同需求及假設,研究了魯棒自適應飛行控制系統(tǒng)。本文的主要研究內容如下:1、描述了一種錐形體高超聲速飛行器的構型、幾何模型和作動系統(tǒng),基于剛體運動力學推導了其六自由度十二狀態(tài)動態(tài)模型,并給出了其氣動力及氣動力矩模型。同時,研究了高超聲速飛行器的開環(huán)響應特性。2、研究受干擾并含輸入時滯的AHV姿態(tài)控制問題。當將信號傳輸和作動器動態(tài)抽象為輸入時滯,將風干擾和建模誤差看作外部干擾時,產生了受干擾并含輸入時滯的非線性控制問題。在輸入時滯補償理論、干擾觀測器和非線性阻尼控制器的基礎上,構建了輸入含時滯非線性調節(jié)問題的求解框架,給出控制器設計過程及穩(wěn)定性結論。利用該求解框架獲得了受干擾并含輸入時滯的AHV姿態(tài)控制器,并通過仿真驗證了所研究控制方法的有效性。3、研究了含控制受限及不確定干擾的一類非線性系統(tǒng)的魯棒自適應控制,并將其應用在AHV的姿態(tài)跟蹤控制中。對于系統(tǒng)不確定,研究了兩種不同假設下的處理方法。第一種假設系統(tǒng)所含不確定為變化速率有界但界限未知的。在此假設下研究了控制受幅度飽和限制非線性系統(tǒng)的跟蹤控制問題,提出了魯棒自適應動態(tài)面(DSC)控制方法,并證明了閉環(huán)系統(tǒng)的實際穩(wěn)定性。另外從干擾抑制的角度出發(fā),假設產生干擾的外系統(tǒng)中存在界未知的不確定。在此假設下,發(fā)展了干擾觀測器技術,對于不確定的外部系統(tǒng)設計了魯棒自適應干擾觀測器,并結合輸入受限濾波補償控制,設計了一種魯棒自適應控制方法,并證明了觀測器觀測誤差系統(tǒng)和被控對象閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。在上述兩種假設下,分別對AHV的姿態(tài)跟蹤設計控制器并進行了仿真驗證。仿真結果驗證了所設計的AHV姿態(tài)跟蹤控制器的有效性。4、研究了控制增益含不確定的一類非線性系統(tǒng)的魯棒自適應控制,并將其應用在AHV的姿態(tài)跟蹤控制中。對于控制增益中所含的不確定,本文研究了兩種不同假設下的處理方法。第一種假設控制增益矩陣正定,在此假設下針對一類含速率有界的不確定及參數(shù)不確定的非線性系統(tǒng)研究了跟蹤控制問題,給出了魯棒自適應控制器的設計過程,并證明了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性。對于控制增益所含不確定的另一種假設,放松了增益矩陣正定這一要求,假設增益矩陣元素的符號保持一致并且增益矩陣在定義域內可逆。在此假設下針對一類含速率有界的不確定及參數(shù)不確定的非線性系統(tǒng)研究了跟蹤控制問題,提出了一種新的基于Nussbaum函數(shù)矩陣的魯棒自適應控制器,闡述了其設計過程并證明了閉環(huán)系統(tǒng)的實際穩(wěn)定性。仿真結果驗證所提出的控制算法的正確性及其應用到AHV姿態(tài)跟蹤上的可行性,也分析了自適應律對控制效果的影響及相應的處理手段。5、研究了AHV的軌跡跟蹤控制問題。利用兩時間尺度特性,將AHV的控制器設計分解成兩個環(huán)節(jié):軌跡跟蹤環(huán)節(jié)和姿態(tài)跟蹤環(huán)節(jié)。針對含參數(shù)不確定和建模誤差的軌跡控制回路,利用其結構特性,遵循動態(tài)逆的思路并結合魯棒自適應控制,設計了AHV軌跡跟蹤環(huán)節(jié)的一種魯棒自適應非仿射控制,給出了軌跡控制器的顯式形式。通過對AHV動態(tài)系統(tǒng)中所含不確定及干擾的分析,采用合理假設推導出了AHV姿態(tài)控制的模型,并利用之前給出的理論結果設計了姿態(tài)跟蹤控制器。仿真結果驗證了折衷軌跡控制方法的有效性。
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圖 1. 1 NASA X-33 與 X-43A 飛行器模型另一個傳統(tǒng)航空航天強國，俄羅斯（蘇聯(lián)）在 20 世紀 80 年代制定了“冷”計劃，主要驗證了軸對稱超燃沖壓發(fā)動機技術。但是，，軸對稱超燃沖壓發(fā)動機的使用受到多種條件的限制，難以應用到需要完成高動態(tài)飛行的 AHV 上。隨后，在 90 年代初，開展了“針”計劃，研究一種外形類似暴風雪號航天飛機，而在腹部放置發(fā)動機的升力體一體化吸氣式高超聲速飛行器。

27圖 2. 4 高超聲速飛行條件下零輸入響應從圖 2.4 中 AHV 的軌跡狀態(tài){V , χ ,γ }的變化可以看出 AHV 的軌跡縱向穩(wěn)定性較好，速度和航跡傾角都能趨近一個變化緩慢的值，在偏航角上只累積很小的偏差 。圖 2.4 顯示 AHV 的零輸入響應的復雜性主要體現(xiàn)在姿態(tài)控制系統(tǒng)里。可以看出 AHV 的攻角緩慢減小到零以下，側滑
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V249.1;V448

【參考文獻】

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本文編號：2595385