高超聲速飛行器連續(xù)終端滑模姿態(tài)控制方法

王劍穎, 梁海朝, 吳限德, 付秋軍

(1.空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076；2.北京航天長征飛行器研究所，北京 100076；3.哈爾濱工程大學(xué) 航天與建筑工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001)

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高超聲速飛行器連續(xù)終端滑模姿態(tài)控制方法

王劍穎1, 梁海朝2, 吳限德3, 付秋軍1

(1.空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076；2.北京航天長征飛行器研究所，北京 100076；3.哈爾濱工程大學(xué) 航天與建筑工程學(xué)院，黑龍江 哈爾濱 150001)

摘要：針對高超聲速飛行器的姿態(tài)控制問題，考慮系統(tǒng)模型不確定性以及外界干擾的影響，基于快速終端滑模設(shè)計(jì)了連續(xù)的姿態(tài)跟蹤控制器。將飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)模型按時(shí)間尺度劃分為快回路和慢回路，其中慢回路的控制器設(shè)計(jì)目標(biāo)是給出期望角速度作為快回路的制導(dǎo)指令，快回路控制器的設(shè)計(jì)目標(biāo)是給出系統(tǒng)需求的控制力矩?；谟邢迺r(shí)間控制理論分別針對各回路設(shè)計(jì)了連續(xù)的快速終端滑模姿態(tài)控制器，通過嚴(yán)格的數(shù)學(xué)證明，該控制器可以在系統(tǒng)模型存在不確定性以及外界干擾的情況下，使得姿態(tài)跟蹤誤差在有限時(shí)間內(nèi)收斂。仿真結(jié)果表明本文的控制算法可以在短時(shí)間內(nèi)使飛行器的姿態(tài)角均以較高的精度收斂至期望狀態(tài)，且三個方向的控制力矩曲線均變化平滑，無抖振現(xiàn)象產(chǎn)生。

關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器；姿態(tài)控制；終端滑模；連續(xù)控制器；有限時(shí)間；魯棒性

高超聲速飛行器由于其飛行速度高、飛行空域大、射程遠(yuǎn)等優(yōu)點(diǎn)，近年來已成為各國學(xué)者的研究熱點(diǎn)。與……