針對(duì)高超聲速飛行器縱向模型存在的非線性、耦合性、多種不確定性和大氣擾動(dòng)的問題,文中提出一種基于信號(hào)補(bǔ)償?shù)聂敯艨刂品椒?將真實(shí)模型分為名義模型和同效干擾兩部分,通過設(shè)計(jì)狀態(tài)反饋控制器來實(shí)現(xiàn)名義模型期望的控制效果,然后設(shè)計(jì)干擾補(bǔ)償器來抑制同效干擾的影響。數(shù)字仿真結(jié)果表明,與狀態(tài)反饋控制方法相比,文中所提出的魯棒控制方法跟蹤效果更好,控制精度滿足要求。 

【文章來源】：彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào). 2020,40(02)北大核心

【文章頁數(shù)】：4 頁

【部分圖文】：

高超聲速飛行器錐體加速器模型

高超聲速飛行器模型的參數(shù)名義值如下: m=136818kg,Ι q =9.49× 10 5 kg?m 2 ,S r =334.7m 2 , c ˉ = 24.384m,ω n =20,ξ n =0.3 。將每個(gè)參數(shù)的實(shí)際值假定為名義值的170%,作為參數(shù)不確定性。假定時(shí)變大氣擾動(dòng)di為:d1=3sin(0.1πt)+0.2, d2=sin(0.2πt)+0.01, d3=0.001sin(0.1πt)-0.02, d4=0.01sin(0.1πt)-1, d5=0.1sin(0.1πt)+0.05。通過引入高斯噪聲來模擬測(cè)量中噪聲對(duì)傳感器的影響。選擇狀態(tài)反饋控制器增益為:KV=[3.162×106 6.317×107 561.6]T和KH=[141 2.97×106 662.6 73.5]T,使得A j Η 是赫爾維茨矩陣,用于實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)期望的跟蹤效果;選擇干擾補(bǔ)償器參數(shù)為:fV=8和fH=80,用于抑制同效干擾的影響,增加系統(tǒng)的魯棒性。圖3 速度和高度響應(yīng)圖

速度和高度響應(yīng)圖

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
[1]An overview on flight dynamics and control approaches for hypersonic vehicles[J]. XU Bin,SHI ZhongKe.  Science China（Information Sciences）. 2015(07)
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本文編號(hào)：3119362