【摘要】：高超聲速飛行器具有顯著的軍事價(jià)值和民用價(jià)值,目前已成為國(guó)內(nèi)外在臨近空間飛行器中重點(diǎn)研究的對(duì)象。獨(dú)特的一體化設(shè)計(jì)方式和復(fù)雜的飛行環(huán)境使得高超聲速飛行器系統(tǒng)模型具有快時(shí)變、強(qiáng)非線性、強(qiáng)耦合和大不確定性等特點(diǎn),如何設(shè)計(jì)滿足其上述約束的控制策略成為目前研究的熱點(diǎn)之一。本文對(duì)存在模型參數(shù)不確定性、外部干擾、輸入受限、執(zhí)行器故障、跟蹤誤差約束和狀態(tài)約束的高超聲速飛行器跟蹤控制問題進(jìn)行了深入研究,主要內(nèi)容如下:首先,針對(duì)帶有模型參數(shù)不確定性和外界干擾情形的高超聲速飛行器跟蹤控制問題進(jìn)行了研究分析。針對(duì)高超聲速飛行器多變量二階系統(tǒng)模型,利用反步法和終端滑模理論,并結(jié)合自適應(yīng)技術(shù),依次提出了反步控制器和自適應(yīng)終端滑�？刂破�。為了進(jìn)一步增強(qiáng)系統(tǒng)的魯棒性,降低系統(tǒng)的控制增益,利用非齊次干擾觀測(cè)器估計(jì)系統(tǒng)擾動(dòng),并基于非奇異終端滑�？刂评碚�,提出了終端滑模魯棒控制器,進(jìn)一步改善了系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)性能。其次,針對(duì)帶有模型參數(shù)不確定性、外界干擾和輸入受限情形的高超聲速飛行器跟蹤控制問題進(jìn)行了研究分析。針對(duì)高超聲速飛行器多變量二階系統(tǒng),通過引入飽和函數(shù),利用輔助系統(tǒng)和微分中值定理,依次提出了抗飽和的自適應(yīng)魯棒跟蹤控制策略和抗飽和的自適應(yīng)積分終端滑�？刂撇呗浴榱颂岣呦到y(tǒng)的抗干擾性能,利用非齊次干擾觀測(cè)器在線估計(jì)系統(tǒng)干擾,基于終端滑模理論,通過引入新型飽和函數(shù)解決了控制器奇異問題。上述所提出的控制器不僅能夠滿足執(zhí)行器物理受限的要求,且保證了高超聲速飛行器跟蹤控制性能。再次,針對(duì)帶有外界干擾、模型參數(shù)不確定性和輸入故障情形的高超聲速飛行器跟蹤控制問題進(jìn)行了研究分析。針對(duì)帶有執(zhí)行器故障的多變量二階系統(tǒng),基于被動(dòng)容錯(cuò)思想,分別利用非線性函數(shù)和終端滑模理論,依次提出了基于非線性函數(shù)和終端滑模的故障容錯(cuò)控制策略。進(jìn)一步考慮輸入受限的情形,通過引入飽和因子和輔助系統(tǒng),利用終端滑模控制理論和自適應(yīng)技術(shù),提出了兩種抗飽和的終端滑模故障容錯(cuò)控制器。上述所設(shè)計(jì)的故障容錯(cuò)控制策略,不僅滿足了執(zhí)行器物理受限的要求,且具有較強(qiáng)的容錯(cuò)能力。最后,針對(duì)帶有外界干擾、模型參數(shù)不確定性、輸入受限、執(zhí)行器故障和狀態(tài)約束情形的高超聲速飛行器跟蹤控制問題進(jìn)行了研究分析。針對(duì)帶有跟蹤誤差約束的情形,通過誤差性能指標(biāo)函數(shù),利用滑模控制理論和自適應(yīng)控制技術(shù)設(shè)計(jì)了自適應(yīng)滑模跟蹤控制器,使得跟蹤誤差能夠滿足所期望的誤差指標(biāo)函數(shù)。進(jìn)一步考慮飛行狀態(tài)約束,利用正切型屏障李雅普諾夫函數(shù)和自適應(yīng)控制技術(shù),分別針對(duì)速度子系統(tǒng)和高度子系統(tǒng)提出了自適應(yīng)動(dòng)態(tài)面速度子系統(tǒng)控制策略和自適應(yīng)動(dòng)態(tài)面高度子系統(tǒng)控制策略。上述所提出的控制策略不僅能夠滿足跟蹤性能的要求,同時(shí)也能滿足飛行過程中的狀態(tài)約束條件。
【圖文】：

- 12 -Fig. 1-1 Structure of the thesis文結(jié)構(gòu)可知，在第 2 章中，主要給出了后線性模型、輸入輸出反饋線性化模型、多型和執(zhí)行器故障模型，這將為后續(xù)章節(jié)中 3 章中，主要研究了帶有模型參數(shù)不確定跟蹤控制問題。為了滿足執(zhí)行器物理受限要數(shù)不確定性、外界干擾和輸入受限情形的一步增強(qiáng)高超聲速飛行器的可靠性，在第 、外界干擾、輸入受限和執(zhí)行器故障情形第 6 章中，為了保證超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在飛態(tài)滿足一定的約束條件，研究帶有模型參

了方便對(duì)后續(xù)章節(jié)內(nèi)容的研究分析，本章對(duì)后文中用到高超聲速線性模型、輸入輸出反饋線性化模型、多變量二階系統(tǒng)模型和執(zhí)型進(jìn)行了介紹。超聲速飛行器系統(tǒng)模型了便于后續(xù)章節(jié)中高超聲速飛行器的相關(guān)控制策略設(shè)計(jì)，分別對(duì)模型、輸入輸出線性模型和引入輔助誤差變量的多變量二階系統(tǒng)細(xì)介紹。 高超聲速飛行器剛體非線性模型文選用美國(guó) NASA 蘭利研究中心提出的通用錐形體模型，通用錐視圖如圖 2-1 所示。從圖中可以看出，氣動(dòng)模型為帶翼的錐形體長(zhǎng)頭部尖銳，這種構(gòu)型可在高超聲速氣流下減小飛行阻力，有效力系數(shù)，具有較大的升阻比。該模型前體是軸對(duì)稱的圓錐體，機(jī)后掠角較大，尾翼呈現(xiàn)單垂直狀，具有可升降的左右副翼。通用速飛行器模型的結(jié)構(gòu)參數(shù)如表 2-1 所示。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V448

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：2609180