襟翼控制的欠驱动飞行器自抗扰/鲁棒控制系统设计

针对含不稳定内动态的襟翼控制欠驱动高超声速飞行器现有控制策略普遍存在的机动性能不足、工程应用困难等问题,设计欠驱动飞行器的自抗扰/鲁棒控制系统。提出一种基于通道级联的欠驱动控制策略,令偏航通道作为滚转通道的内回路,利用±1.5°的侧滑角合法波动范围,提升滚转角的指令跟踪速度。结合自抗扰与鲁棒控制理论设计自动驾驶仪,该自动驾驶仪不仅适用于过载反馈/欠驱动的非最小相位对象,还在摆脱自抗扰系统对关键模型参数依赖的同时减小了鲁棒控制器的降阶难度,有广阔的工程应用前景。为验证方案有效性,以参数存在±20%随机摄动的欠驱动高超声速飞行器模型为对象进行了1000次蒙特卡洛仿真,结果表明新的欠驱动策略能够在保证侧滑角不越界的同时提高滚转通道的响应速度,自抗扰/鲁棒控制系统在面对模型摄动与复合干扰时均有较好的鲁棒性。

临近空间高超声速飞行器的直接力与襟翼复合滑模控制

为解决升力体构型再入高超声速飞行器的欠驱动强耦合问题,提出一种直接力与襟翼的复合滑模控制方案。再入式高超声速飞行器由于热防护要求以两片体襟翼控制俯仰、偏航和滚转3个通道,强气动耦合所引发侧滑角的持续高频大幅抖动将造成副翼控制量长时间处于饱和状态,进而导致控制系统失稳。为抑制侧滑角的抖动并使其快速收敛,在偏航通道引入一对具有开关特性的侧喷发动机,将系统构建为一个复合控制系统,并基于线性二次型最优控制与滑模控制理论分别为襟翼和侧喷发动机设计了控制律。在两种指令跟踪情形下将复合控制与常规襟翼控制方案进行仿真对比。仿真结果表明,新的复合控制系统能有效地抑制偏航通道的抖振现象,且使侧滑角快速收敛,同时能够使攻角与滚转角快速稳定地跟踪制导指令。

状态/输入约束下飞-推一体化的保性能安全控制

基于飞行-推力一体化思想提出了一种针对搭载超燃冲压发动机的吸气式高超声速飞行器速度通道的状态/输入约束自适应鲁棒保性能安全控制方案。首先根据超燃冲压发动机的机理分析与计算流体动力模型数据,建立了安全子系统与性能子系统面向控制的仿射非线性模型。之后基于障碍Lyapunov理论与动态面设计方法设计了一套安全子系统状态约束控制器,从理论上保证了飞行器在跟踪指令的全过程中,发动机相关状态不会触碰安全边界,并结合自适应技术与辅助系统提高了该控制系统的鲁棒性。针对性能子系统设计了一套鲁棒自抗扰控制器,达到“保证安全的前提下不折损性能”的目的。仿真结果表明所设计的控制系统可以在保障安全的同时达到预想的性能,并显著放宽了超燃冲压发动机对飞行器飞行姿态的约束,保证了高超声速飞行器的机动灵活性。

基于反馈线性化的直接侧向力与襟翼复合控制

针对高超声速飞行器再入过程中气动舵面烧蚀与失效的问题,选用具有良好热防护性能的尾装襟翼作为气动执行机构,但欠驱动的气动控制将使飞行器存在不稳定内动态,从而使飞行器成为非最小相位系统。为抑制不稳定内动态对系统稳定性的危害并提高襟翼飞行器在临近空间高超声速飞行的控制品质,在飞行器的俯仰与偏航通道中各引入一对姿控发动机,构成襟翼与直接侧向力复合控制系统。建立了襟翼飞行器复合控制系统数学模型,并基于该模型分析了过载输出时系统内动态的有界稳定条件。针对内动态稳定的复合控制系统,运用输入-输出反馈线性化方法设计了控制器,并分析了襟翼和姿控发动机之间的配合机理。进行了快时变背景下的对比仿真,仿真结果表明,该复合控制系统有比纯襟翼控制作用下更好的动态品质,并对气动参数快时变具有一定的鲁棒性。

热约束下近空间飞行器预设性能抗噪控制

近空间高速飞行器再入过程中,巨大的飞行速度将使其面对复杂气动、高温及噪声等严酷的载荷环境。为缓解高速飞行器的热防护结构设计压力,确保再入过程中飞行器的结构与材料安全,从弹道与控制系统设计角度出发,给出近空间高速再入飞行器攻角约束下的高性能自适应非线性预设性能控制方案,对飞行器进行主动的力热载荷安全管理。首先根据飞行器大面积热流工程模型解算全弹道飞行的攻角约束,结合指数型预设性能函数基于状态受限控制理论对攻角的动态响应过程进行设计,并使用新型前馈Sigmoid非线性跟踪微分器来处理反演控制中的微分爆炸问题;之后引入基于级联的新型扩张状态观测器以抑制传统高增益观测器的峰值现象,通过非线性增益调节机制提高其抗噪能力;并对上述控制系统进行了Lyapunov稳定性证明,从理论上确保了飞行器再入过程中热防护结构强度的安全性。最后给出了本文控制方案与鲁棒-自抗扰控制系统的仿真对比结果。结果表明,本文的控制方案能够确保攻角在预设的性能边界内满足飞行器的力热载荷约束,且在工程噪声环境下具有更稳妥的鲁棒安全保障与更优的指令跟踪性能。