高超聲速飛行器高階滑模控制器設計

張園園, 胡楊, 劉志敏, 李仁府,3

(1.華中科技大學 航空航天研究中心, 湖北 武漢 430074;2.沈陽飛機設計研究所 總體設計部, 遼寧 沈陽 110035;3.華中科技大學 數字制造裝備與技術國家重點實驗室, 湖北 武漢 430074)

高超聲速飛行器高階滑模控制器設計

張園園1, 胡楊1, 劉志敏2, 李仁府1,3

(1.華中科技大學 航空航天研究中心, 湖北 武漢 430074;2.沈陽飛機設計研究所 總體設計部, 遼寧 沈陽 110035;3.華中科技大學 數字制造裝備與技術國家重點實驗室, 湖北 武漢 430074)

針對高度非線性、強耦合、參數不確定性的高超聲速飛行器縱向運動數學模型,設計了一種基于Quasi-continuous高階滑模理論的控制器,并與傳統滑模控制器進行了分析和比較。仿真結果表明,Quasi-continuous高階滑模控制在高度階躍響應時間上比傳統滑模控制減少了30%,速度階躍響應時間比傳統滑模控制減少了約56%。說明所設計的控制器能較好地滿足在極端環境中飛行的高超聲速飛行器對控制指令響應時間的要求。因此,該項研究對高超聲速飛行器控制系統的設計有十分重要的參考價值。

高超聲速飛行器; Quasi-continuous高階滑模控制; 精確線性化

引言

高超聲速飛行器在高海拔和大馬赫數的飛行環境中,空氣密度、飛行器速度及機體質量等變化較大。此外,高超聲速飛行器在飛行過程中還受到結構振動、動力推進、空氣動力耦合及不確定性影響,這使得其模型具有高度非線性、不確定性和強耦合性等特點[1-3]。因此,其對控制系統的要求十分苛刻,飛行控制技術也一直是高超聲速飛行器研究中的重點及難點。

近年來,許多現代控制理論和方法都應用到高超聲速飛行器的制導與控制中,如動態逆控制、最優控制、模糊邏輯控制、神經網絡控制、遺傳算法以及將這些控制方法相結合的控制[4-8]。為了適應控制對象的參數變化和外界環境擾動等因素的影響,高超聲速飛行器控制系統需要具有很強的魯棒性,滑模變結構控制在這方面顯示出了優越的性能[9-10]。高階滑模控制理論是基于高階滑模模態的設計,高階滑動模態不僅比一階滑動模態更接近系統的物理本質,而且具有更高的精度和動態性能。Levant基于非線性方程齊次理論設計了有限時間內收斂的任意階高階滑模控制算法(HOSMC)及Quasi-continuous HOSM控制算法,其思想是將不連續的反饋控制輸入作用在滑動模態的高階導數上[11],所設計的控制器對系統的不確定性具有較強的魯棒性和較高的精度。

但是,在高超聲速飛行器控制領域對高階滑模理論的應用還很少。本文以NASA蘭利實驗室提供的高超聲速飛行器運動模型作為研究對象,探索Quasi-continuous高階滑模控制策略在高超聲速飛行器縱向運動控制系統中的應用,旨在為解決高超聲速飛行器非線性模型的控制問題開發一種新的控制器設計方法,最后通過仿真與傳統滑模控制進行了比較。

1 縱向模型

高超聲速飛行器縱向模型用非線性微分方程表示如下[4,9]:

其中:

本文中:

CL=0.6203α

CD=0.645α2+0.0043378α+0.003772

CM(α)=-0.035α2+0.036617α+5.3216×10-6

0.3015α-0.2289)

CM(δe)=0.0292(δe-α)

ρ=1.2266e-h/7315.2

高超聲速飛行器發動機等效于一個二階系統模型:

式中,取l1=l2=0,l3=1;β為發動機節流閥調定,與發動機燃燒率和推力系數有關。

控制輸入為[δe,βc]T,控制輸出為[v,h]T,因此高超聲速飛行器縱向模型可以看成一個兩輸入兩輸出的非線性強耦合系統。用精確化方法線化高超聲速飛行器縱向模型可得到:

(1)

式中,各參數詳細表示見文獻[10-11]。

2 傳統滑模變結構控制

以跟蹤期望輸出量[vd,hd]為目的,選擇如下兩個滑模面[4,9]:

設計如下傳統的滑模控制趨近律[4]:

ki>0 (i=1,2)

可以得到高超聲速飛行器縱向模型飛行控制律為:

3 Quasi-continuous高階滑模控制

為了跟蹤輸出信號vd,hd,設計如下兩個滑模面:

Sv=v-vd,ev(t)=v-vd

Sh=h-hd,eh(t)=h-hd

可以得到如下控制器:

(2)

為了讓滑模面在有限的時間里趨近零,可以采用如下三階和四階Quasi-continuous滑模控制器[11]:

(3)

(4)

4 縱向模型的模擬仿真

4.1 Quasi-continuous高階滑模控制器參數的選取

式(3)和式(4)中的參數αv,αh的取值會極大地影響系統的響應時間,本文通過系統閉環動態響應仿真來考察αv,αh的取值對系統響應帶來的影響,并以此仿真結果作為選取參數的標準。

聯合式(1)和式(2),可得如下閉環動態方程:

圖1為速度的閉環動態響應。由圖1可知,當αv<10時,系統的穩定性將得不到保證;當αv>100后,輸出響應的超調量幾乎不變。因此,仿真中取αv=100。

圖1 速度的閉環動態響應圖

圖2為高度的閉環動態響應。由圖2可知,αh≤7后,系統已經不穩定了。增大αh的值,超調量變化不明顯,反而穩定時間改變較大。另外,顯然隨著αh的增大,穩定時間有所增加。因此選取αh=10。

圖2 高度的閉環動態響應圖

4.2 模擬仿真

對于傳統滑模變結構控制器設計[9],其參數為:λ1=λ2=0.5,k1=k2=2。對于Quasi-continuous高階滑模變結構控制,其參數為:αv=100,αh=10。其它的氣動參數和相關數據來源于文獻[4,10]。在高超聲速飛行器的平衡飛行條件(v0=4 590.3 m/s,h0=33 528 m,α0=2.745°,δe0=-0.55°,βc0=0.21°)下,分別給定飛行高度增量和飛行速度增量的指令為hd=100 m,vd=100 m/s。

圖3～圖6為系統在輸入指令作用下的輸出響應。由圖可知,在給定高度和速度輸入指令下,傳統滑模控制和Quasi-continuous高階滑模控制都能跟蹤輸入的飛行高度和飛行速度指令信號,但是后者響應明顯比前者快得多。由圖3可知,在給定高度增量為100 m時,兩種控制的高度響應時間分別為15 s 和21 s,可見后者比前者提高了近30%。由圖5可知,在給定速度增量為100 m/s時的速度響應時間分別為10 s和23 s,可見后者比前者提高了56%。如圖4和圖6所示,高階滑模控制也顯示出了明顯的優勢,高度和速度響應都在0.5 s內穩定在零值,而傳統滑模控制都在10 s以后穩定到零值。由圖4可知,標準滑模振蕩量級為10-3,穩定時間在16 s左右;高階滑模振蕩量級為10-4,穩定時間小于0.5 s。由圖6可知,傳統滑模穩定時間約為31 s,振蕩幅度為10-2;高階滑模穩定時間約為11 s,振蕩幅度為10-3。

圖3 hd=100 m時的高度變化響應

圖4 hd=100 m時的速度響應

圖5 vd=100 m/s時的速度響應

圖6 vd=100 m/s時的高度響應

由上述仿真結果分析可知,用Quasi-continuous高階滑模理論對高超聲速飛行器進行控制器設計,能夠精確地跟蹤速度和高度輸入指令,與傳統滑模控制相比,其響應時間也得到了很大的改善。因而,能夠更好地滿足高超聲速飛行器在大馬赫數和高海拔條件下快速機動飛行的要求。

5 結束語

高超聲速飛行器在飛行過程中,空氣密度及飛行速度變化很大,動力學參數變化劇烈,通道間的耦合作用非常嚴重,即表現出強烈的多變量耦合和非線性。本文采用精確線性化方法將高超聲速飛行器非線性的縱向模型進行了完全線性化,同時用動態逆方法對其解耦,進而用Quasi-continuous高階滑模控制算法對控制器進行設計。從飛行高度和飛行速度指令信號的響應結果來看,Quasi-continuous高階滑模控制算法不僅精度高,而且能夠快速地跟蹤指令信號,與傳統的滑模控制相比,顯示出了明顯的優勢,能夠很好地滿足高超聲速飛行器快速機動作戰的要求。

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(編輯：姚妙慧)

Designofhigh-orderslidingmodecontrollerforhypersonicvehicle

ZHANG Yuan-yuan1, HU Yang1, LIU Zhi-min2, LI Ren-fu1,3

(1.Research Center of Aeronautics and Astronautics, Huazhong University of Science and Technology, Wuhan 430074, China;2.General Desingn Department, Shenyang Aircraft Design and Research Institute, Shenyang 110035, China;3.State Key Lab of Digital Manufacturing Equipment and Technology, Huazhong University of Science and Technology, Wuhan 430074, China)

This paper proposes a Quasi-continuous high-order sliding mode controller (QHOSMC) to deal with highly nonlinear, tightly coupled longitudinal mathematic model with parametric uncertainty for a hypersonic vehicle. The characteristics of this proposed mode are analyzed. Compared the simulation results by QHOSMC with those by conventional sliding mode, it is found that the time response to step-altitude and step-velocity command input decreases by 30 percent and 56 percent, respectively. This observation shows the QHOSMC method could have great significance for the design of hypersonic vehicle flight control system.

hypersonic vehicle; Quasi-continuous high-order sliding mode control; accurate linearization

V249.1

A

1002-0853(2012)05-0414-04

2011-11-21;

2012-04-19

張園園(1986-)，女，河南確山人，博士研究生，研究方向為飛行控制與仿真。