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IP屬地：廣東 上傳時間：2023-10-16 格式：DOCX 頁數(shù)：4 大?。?9.24KB 積分：25 舉報 版權申訴

基于反步的魯棒自適應滑?？刂?/p>

現(xiàn)代高性能飛機的主要特點是機動性和可變性，其中一個重要的環(huán)節(jié)是對飛機的控制。在大機動飛行時,氣動力和氣動力矩均成明顯的非線性特性,三軸慣性動力學嚴重耦合,不能采用常規(guī)的線性小擾動方程處理,必須采用非線性控制方法處理耦合的運動方程,才能保證飛行安全?；Ｗ兘Y構控制［1］能夠實現(xiàn)解耦控制,而且由于滑動模態(tài)的存在,使它對外界干擾和參數(shù)攝動具有強魯棒性,已被用于非線性飛行控制系統(tǒng)的設計［2］,但是系統(tǒng)的不確定性要滿足匹配條件［1］,而飛機在大機動時不確定性往往是不匹配的。反步法［3］是20世紀90年代出現(xiàn)的自適應控制方案,是一種由前往后遞推的設計方法,以Lyapuno能量函數(shù)的收斂性為目標,設計過程中保留了系統(tǒng)中有用的非線性特性,既可以處理匹配不確定性又可以處理非匹配不確定性,且具有良好的過渡過程品質,然而,反步法要求系統(tǒng)確定性滿足可參數(shù)化表示的假設,且存在“計算膨脹”問題［3］。將滑模控制與反步控制方法相結合,既可以簡化反步控制的“計算膨脹”問題［3］,又增加了系統(tǒng)對非匹配不確定性的魯棒性。文中針對非線性飛機塊嚴格反饋模型,將反步法與線性滑模相結合,設計了大機動飛行控制律。針對飛機模型中存在的氣動參數(shù)不確定性、輸入增益矩陣不確定性及未知有界干擾,基于Lyapunov穩(wěn)定性理論,以一種遞歸的方式選取參數(shù)自適應律和滑模控制器。將所設計的飛控系統(tǒng)進行大機動仿真研究,結果證明該控制方案能控制飛機跟蹤大機動指令飛行,且具有較強魯棒性。1姿態(tài)控制系統(tǒng)本文的研究對象為戰(zhàn)斗機六自由度非線性模型,控制目的是實現(xiàn)姿態(tài)輸入指令ue788,α,β的跟蹤,因此主要考慮由ue788,α,β,p,q,r,θ構成的姿態(tài)控制系統(tǒng),數(shù)學模型如下［4］:2跟蹤誤差狀態(tài)變量的動態(tài)跟蹤為滿足后續(xù)控制系統(tǒng)設計算法推導,在設計控制系統(tǒng)之前先給出如下的假設條件:首先利用虛擬反饋定義跟蹤誤差狀態(tài)變量,對于位置跟蹤有由Barbalat定理［7］可知,當t→∞時,Va→0,因此z1,z2→0,s→0,從而保證系統(tǒng)在滑動面s=0上的穩(wěn)定性,達到軌跡跟蹤的目的。如果ε取得足夠小,a適當大,則有V2·<0,控制系統(tǒng)穩(wěn)定。3ue鋼絞線仿真飛行仿真進入條件為高度9144m,0.7Ma,配平狀態(tài)和舵面偏轉為α0=3.902°,θ0=3.902°,δel0=-0.68°,δlef0=4.41°,δtef0=5.56°,其它為0。以大迎角機動進行仿真驗證［8］,參考指令信號為yd=(ue788dαdβd)T=(0°90°0°)T,t∈[4,8),其它時刻為配平值。在氣動參數(shù)存在50%的建模不確定性,高頻控制增益矩陣20%的建模誤差,外界干擾d1=0,d2=[sin(πt)2sin(πt)sin(2πt)]T時,ue788,α,β的響應曲線如圖1所示,實線是參考模型輸出,虛線是實際輸出。易見,即使存在較大的建模誤差和外界擾動,控制系統(tǒng)仍能較理想地完成大機動動作,過渡過程良好,穩(wěn)態(tài)側滑小,魯棒性強。圖2是各個控制舵面偏轉的仿真曲線,可見各個舵面變化均在限幅之內,未進入飽和狀態(tài)。注1:在大機動飛行時,常數(shù)空速的假設是不現(xiàn)實的,然而如果把空速也看作一個輸出變量,油門控制可以添加作為一個控制輸入來控制空速,文中的設計方法仍然適用。注2:由于滑?？刂浦胁贿B續(xù)符號函數(shù)的引入,控制舵面存在抖振現(xiàn)象,可以在控制律式(18)中用sat函數(shù)取代符號函數(shù)消除控制抖陣。4基于非線性滑?？刂破鞯脑O計方案提出了一種基于反步法的魯棒自適應滑?？刂品椒ㄒ越鉀Q大機動飛行時飛機非線性動力學模型具有的參數(shù)不確定性和不確定外部干擾問題。通過數(shù)值仿真,該控制系統(tǒng)可以理想地跟蹤飛機大機動參考指令,具有較強的魯棒性。其中,狀態(tài)變量x=(ue788αβpqrθ)T分別為滾轉角、迎角、側滑角、滾轉角速率、俯仰角速率、偏航角速率和俯仰角;控制變量u=(δelδerδalδarδlefδtefδr)T為相互獨立的控制舵面,分別為左右水平安定面、左右副翼、前緣襟翼、后緣襟翼和方向舵。為配平狀態(tài)下的氣動導數(shù),實際飛行過程中為多個狀態(tài)變量的非線性函數(shù),不可能精確已知,i1,i2和i3由慣性力矩常數(shù)計算得到。為適合控制系統(tǒng)設計,重寫方程(1)為如下形式式中,x1=(ue788,α,β)T,x2=(p,q,r)T,x3=θ,f1,f2,f3,g1,g2是已知矢量和矩陣函數(shù),φT1w,φT2w是可參數(shù)化的非匹配不確定性變量,φ1,φ2是已知光滑非線性回歸矩陣,w是未知氣動參數(shù)向量,η∈R是未知控制增益常系數(shù),d1,d2是未知外界干擾?？刂破髟O計的目的是在大機動時,在氣動參數(shù)、控制增益矩陣未知及外界干擾存在的情況下,設計控制輸入u,使得閉環(huán)系統(tǒng)的輸出y(t)=(ue788,α,β)T漸近跟蹤期望的參考輸入yd(t)=(ue788d,αd,βd)T。假設1:期望的參考軌跡yd=x1d=(ue788dαdβd)T有界,滿足[yd,ue57fyd,¨yd]≤cd,cd∈R為已知的正實數(shù)。假設2:速度V,動壓q珋為常數(shù),即V·=0,q-·=0。假設3:存在已知正實數(shù)αm,βm∈R,對于所有滿足α≤αm和β≤βm的α,β∈R,f1,f2,g2及其導數(shù)有界。假設4:存在正實數(shù)θm∈R,滿足。假設5:存在已知正值函數(shù)δ1,δ2,使得d1≤δ1,d2≤δ2。反步法思想是把每一個子系統(tǒng)x·i中的xi+1作為虛擬控制,通過適當?shù)奶摂M反饋xid,使系統(tǒng)的前面狀態(tài)達到漸進穩(wěn)定,但系統(tǒng)的解一般不滿足xi+1=xid,為此引入誤差變量zi,期望通過控制的作用,使得xi+1與虛擬反饋xid之間具有某種漸進特性,從而實現(xiàn)整個系統(tǒng)的漸進穩(wěn)定。其中,x2d為中間級虛擬控制變量。對方程(3)求導得為使每一狀態(tài)分量具有適當?shù)臐u近特性,選擇Lyapunov函數(shù):式中,是參數(shù)估計誤差,w^是未知氣動參數(shù)的估計值,Γ為正定參數(shù)自適應增益矩陣。沿狀態(tài)軌跡對式(6)求導得,取中間級虛擬控制變量式中,k1是對稱正定矩陣,a>0,ε>0。將式(8)代入式(7)得接下來與線性滑模相結合設計