【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(yùn)動速度,具有生存力強(qiáng)、效費(fèi)比高、響應(yīng)快速等特點(diǎn)。AHV的特點(diǎn)使得其具有巨大的戰(zhàn)略價值和廣闊的應(yīng)用場景。鑒于AHV的重大研究意義及應(yīng)用價值,各航空航天強(qiáng)國對其抱有極大的熱情,并進(jìn)行了長期的研究,取得了豐富的研究成果。我國應(yīng)該加大力度開發(fā)與之相關(guān)的各項關(guān)鍵技術(shù),以搶占未來空域的制高點(diǎn)。作為航空航天科技交叉的產(chǎn)物,高超聲速飛行器的研究在相關(guān)理論探索和工程實(shí)踐等方面都存在著巨大的困難,需要各方面技術(shù)的突破。為了飛行安全并達(dá)成飛行任務(wù),飛行控制系統(tǒng)是AHV的一個關(guān)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(jié)構(gòu)更復(fù)雜等特點(diǎn)。本文在非線性控制的框架內(nèi)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(shè),研究了魯棒自適應(yīng)飛行控制系統(tǒng)。本文的主要研究內(nèi)容如下:1、描述了一種錐形體高超聲速飛行器的構(gòu)型、幾何模型和作動系統(tǒng),基于剛體運(yùn)動力學(xué)推導(dǎo)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(yīng)特性。2、研究受干擾并含輸入時滯的AHV姿態(tài)控制問題。當(dāng)將信號傳輸和作動器動態(tài)抽象為輸入時滯,將風(fēng)干擾和建模誤差看作外部干擾時,產(chǎn)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(bǔ)償理論、干擾觀測器和非線性阻尼控制器的基礎(chǔ)上,構(gòu)建了輸入含時滯非線性調(diào)節(jié)問題的求解框架,給出控制器設(shè)計過程及穩(wěn)定性結(jié)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(yàn)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(yīng)控制,并將其應(yīng)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(shè)下的處理方法。第一種假設(shè)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(shè)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(yīng)動態(tài)面(DSC)控制方法,并證明了閉環(huán)系統(tǒng)的實(shí)際穩(wěn)定性。另外從干擾抑制的角度出發(fā),假設(shè)產(chǎn)生干擾的外系統(tǒng)中存在界未知的不確定。在此假設(shè)下,發(fā)展了干擾觀測器技術(shù),對于不確定的外部系統(tǒng)設(shè)計了魯棒自適應(yīng)干擾觀測器,并結(jié)合輸入受限濾波補(bǔ)償控制,設(shè)計了一種魯棒自適應(yīng)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(shè)下,分別對AHV的姿態(tài)跟蹤設(shè)計控制器并進(jìn)行了仿真驗(yàn)證。仿真結(jié)果驗(yàn)證了所設(shè)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(yīng)控制,并將其應(yīng)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(shè)下的處理方法。第一種假設(shè)控制增益矩陣正定,在此假設(shè)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(yīng)控制器的設(shè)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(shè),放松了增益矩陣正定這一要求,假設(shè)增益矩陣元素的符號保持一致并且增益矩陣在定義域內(nèi)可逆。在此假設(shè)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(yīng)控制器,闡述了其設(shè)計過程并證明了閉環(huán)系統(tǒng)的實(shí)際穩(wěn)定性。仿真結(jié)果驗(yàn)證所提出的控制算法的正確性及其應(yīng)用到AHV姿態(tài)跟蹤上的可行性,也分析了自適應(yīng)律對控制效果的影響及相應(yīng)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(shè)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(jié)構(gòu)特性,遵循動態(tài)逆的思路并結(jié)合魯棒自適應(yīng)控制,設(shè)計了AHV軌跡跟蹤環(huán)節(jié)的一種魯棒自適應(yīng)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(shè)推導(dǎo)出了AHV姿態(tài)控制的模型,并利用之前給出的理論結(jié)果設(shè)計了姿態(tài)跟蹤控制器。仿真結(jié)果驗(yàn)證了折衷軌跡控制方法的有效性。
【圖文】：

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(qiáng)國，俄羅斯（蘇聯(lián)）在 20 世紀(jì) 80 年代制定了“冷”計劃，主要驗(yàn)證了軸對稱超燃沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)。但是，，軸對稱超燃沖壓發(fā)動機(jī)的使用受到多種條件的限制，難以應(yīng)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(fēng)雪號航天飛機(jī)，而在腹部放置發(fā)動機(jī)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(yīng)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(yīng)的復(fù)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(cè)滑
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V249.1;V448

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號：2595385