空天飞行器的自适应滑模变结构控制系统设计

《空天飞行器的自适应滑模变结构控制系统设计》由会员分享，可在线阅读，更多相关《空天飞行器的自适应滑模变结构控制系统设计（5页珍藏版）》请在金锄头文库上搜索。

1、 Proceedings of the 25th Chinese Control Conference 7-11 August, 2006, Harbin, Heilongjiang 空天飞行器的自适应滑模变结构控制系统设计 童春霞 中国空间技术研究院北京控制工程研究所, 北京 100080 E-mail: 摘 要: 空天飞行器由于飞行器的未建模动态特性和飞行环境的不确定性，需要设计具有强鲁棒性的稳定控制系 统。变结构控制具有对对象的不确定性和外界扰动的不变性，很适合用来设计空天飞行器的飞行控制系统，且 其鲁棒特性可以缩短飞行前的准备时间，从而降低成本。本文在一般变结构控制器的基础上，探讨用自

2、适应极 点配置设计切换函数，用趋近律方法设计变结构控制，其控制律参数用自组织模糊进行调节。用自组织模糊的 方法设计变结构控制的参数，能有效削弱滑动模态的抖振，同时又具有自组织模糊控制的快速性的特点。同时， 本文用自适应极点配置的方法设计变结构控制的切换面，保证滑动模态的运动品质，从而，把变结构控制、自 适应控制和模糊控制三者有机地结合在一起。仿真结果验证了该控制器对于高超声速飞行器这类参数快速时 变，并有不确定因素的系统具有动态响应快，超调小，精度高，系统鲁棒性强的特性。 关键词: 变结构控制，空天飞行器，极点配置，自适应控制 Design of Adaptive Variable Struc

3、ture Control System for Aerospace Vehicle Tong Chunxia Beijing Institute of Control Engineering, Chinese Academy of Space Technology, Beijing 100080 E-mail: Abstract: The Aerospace Vehicle is a hypersonic vehicle for long distance transport in near-space. The control system design is much more compl

4、icated than that of conventional aircraft due to its large attitude maneuvers and a large amount of uncertainty in ascent and descent modes. In order to provide accurate guidance and attitude tracking, the controller must be robust to external unknown disturbances, un-modeled dynamics and plant unce

5、rtainties and also be able to perform well under a wide range of operating conditions. Sliding mode controller is an attractive robust control algorithm for the ASV flight controller designs because of its inherent insensitivity and robustness to plant uncertainties and external disturbances. The pr

6、os of variable structure control is robust, the cons is dither in sliding mode. This article designs the parameters of variable control using self-organized method, which is effective on mitigating the chattering on the sliding mode without losing the speed of self-organizing fuzzy control. The cont

7、rol algorithm is based on discrepancy, needs few information and has fast convergence speed. Also, this article designs switching plane of variable structure control using adaptive pole assignment. So, the three kinds of controlling methods are integrated and get better performance. Key Words: Slidi

8、ng mode, Aerospace vehicle, Pole assignment, Adaptive control 1 引言（Introduction） 空天飞行器是有很好的军事应用前景。美国在 空天飞行器的制导与控制研究方面也居于比较领先 的位置。近年来，许多现代控制理论与方法都应用 到了空天飞行器的制导与控制中。 早期比较简单的控制方法是线性二次调节器， 近年来比较普遍的方法是动态逆或基于动态逆的控 制策略。近十年来，很多文献已经讨论了该策略在 现代高性能飞机飞行控制中的应用，因此，该方法 具有一定的优越性和可行性。 文献1在研究具有冲IEEE Catalog Number: 06

9、EX1310 此项工作得到国家自然科学基金资助, 项目批准号: 90405017. 压式喷气发动机的验证机飞行控制问题时，利用动 态逆与综合相结合的方法设计了飞行器的纵向鲁 棒控制器。 文献2在研究具有非线性动态逆结构的 高超声速飞行器的飞行器控制问题时，利用了遗传 算法来寻找非线性动态逆的参数空间。 文献3在应 用动态逆方法研究再入大气层的姿态控制问题时， 基于飞行器整个包络线内选定运行点处的非线性化 模型，采用了双环控制结构，通过基于动态逆的方 法来设计内环，保证飞行器的性能，利用极点配置 来设计外环，保证整个飞行器的稳定性。文献4利 用遗传算法设计了模糊逻辑控制器。 文献5基于模 糊逻辑

10、的方法在研究再入大气层时的姿态控制问题 时，将再入过程分为5个阶段，各个飞行阶段对应了 不同的执行器结构。 文献6在研究再入大气层飞行961轨迹控制问题时，利用欧拉方程描述了动力学模 型，设计了两个滑模控制器，内环的滑模控制器是 针对飞行器的动力学模型设计的，外环的滑模控制 是针对飞行器角速度的运动学模型设计的。 以上提到的控制方案首先保证了飞行器在高超 声速飞行时的稳定性，另一方面保证了对给定角度 指令或轨迹的跟踪。然而以上研究中用到的飞行器 模型大多没有系统地考虑高超声速飞行器在飞行过 程中受到的各种干扰，以及如何真实有效地描述飞 行器在飞行过程中受到的外界干扰，这些都是有待 研究的方面。

11、飞行器在飞行过程中除了需要对角度 指令进行跟踪外，有时还需要对飞行速度、飞行高 度和位置矢量的准确跟踪， 这也是有待研究的方面。 变结构控制系统在进入理想滑动模态后，系统 对外界干扰和未建模动态特性具有强鲁棒性，很适 合用来设计高超声速飞行器的控制系统。在变结构 控制系统中，任一过程是由几段组成。第一段是未 达到滑动模态前的正常运动；第二段又由若干段组 成，其各段所在的子空间维数逐渐减小；第三段是 最终滑动模态段，渐近地趋向原点。设计变结构控 制包括： 选择切换函数 ( )s x确定变结构控制律 ( )u x 使得闭环系统中： 存在滑动模态； 所有的相轨线于有限时间内到达滑动模态； 最终滑动模

12、态渐近稳定，并具有良好的品质。 本文在研究变结构控制理论对外界扰动的不变 性原理的基础上，探讨用自适应极点配置设计切换 函数，用趋近律方法设计变结构控制，其控制律参 数用自组织模糊进行调节，使得整个控制系统具有 良好的稳定性和动态特性。 2 空 天 飞 行 器 的 数 学 模 型 （ Model of Aerospace Vehicle） 2.1 空天飞行器六自由度数学模型 （Six-degree Model of Aerospace Vehicle） 动力学模型： 在航迹坐标系中力平衡方程为： coscossin(sincoscossinsin)/()cos/()sin/()cos /(si

13、nsincossincos)/(cos )( sincos)/(cos )VVVVVVVVVPXmgVm PmVVYmVZmVgVPmYZmV=+=+?（1） 在本体坐标系中力矩平衡方程为： 2211()()() ()xzzzxx yyxzyyzzxxxzxzxxyyxzzzqMIrpIIrpILI pqIIqrIIp NI qrIIpqIIr=+ + = + ? ?（2） 运动学模型： 在地面坐标系中位移方程为： cos cossin cos sinVVxVyV zV = =? ?（3） 在本体坐标系中角位移方程为： cossecsinsecsincos tancostansinqrqr p

14、qr =+ =+?（4） 2.2 空天飞行器的纵向运动模型（Lognitudinal Model of Aerospace Vehicle） 取状态向量, , , ,TxhqV=，控制量，扰动,T eu =,TgustgustfV=，以Winged-cone模型为例，空天飞行器的纵向运动线性 化模型为8： xAxBuDf=+? （5） 其中， 296556531226601.3701100 1.0188107.7679101.0000 1.0766101.5500109.5218109.2560108.4420101.0000 1.4321105.56391001.3701102.077910

15、 7.7679102.726310 3.03542.0147A2= 32513108.1626103.9192510 9.6679103.6542410（6） 332000001.08252.0942 103.3486 107.59899.6995 10B=（7） 9623251300003.03542.0147 108.1626 103.9195 109.6679 103.6524 10D=（8） 3 设计变结构控制的切换函数（Design of the Sliding Mode） 对于多变量系统： ,xAxBu sCx=+=? （9） 其中，,nmmxR uRsR。 设计切换函数，就是要确定矩阵，使得最终 滑动模态具有预先给定的极点集，该极点集关于实轴对称。 C;1,2,iin=?m假设系统（9）具有简约型，展开后可表示为： 111 1122221 122221 122xA xA x xA xA xB u sC xC x