摘要：针对临近空间高动态无人飞行器(UAV)再入飞行动态范围跨度大,气动参数存在不确定性等特点,利用李雅普诺夫方法设计了具有不同时间量程的双回路滑模控制系统。其中外环采用常规设计；内环控制器设计将控制力矩分为两部分：一部分对UAV已知的动态部分进行稳定控制；另一部分由相应的滑模观测器生成,用来稳定和削弱飞行过程中的干扰项,以增加控制系统的鲁棒性。该控制系统克服了经典控制方法的缺陷,无需大量的增益调节,而能自动适应非线性和强耦合的对象特性,并能适应大范围环境变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性。仿真结果证明了所提出的控制器设计方法的有效性,具有较高的姿态跟踪精度。
关键词：姿态控制；滑模观测器；高动态UAV；再入；滑模控制
在大迎角再入飞行过程中(高马赫、大空域),临近空间高动态无人飞行器(UAV)的运动状态存在严重非线性,且气动参数变化范围广,外界干扰严重,飞行器本体气动特性变化剧烈。传统的再入飞行控制系统多采用PID增益调节法,增益参数事先经过大量的仿真得到并存放在机载计算机中,根据从传感器和导航装置得到实时的飞行状态来调节。为了应对各种突发情况,一般会准备多套参数,这对机载计算机的存储和运算性能均提出了很高的要求。而且PID增益调节法的鲁棒性、自适应性差,飞行条件发生少许变化,控制系统就要进行大量详细分析。因此具有高鲁棒性、参数不敏感性等适应恶劣飞行条件和环境的姿态控制系统将会是对当前情况的一个很大改进。
由于滑模变结构方法具有快速响应、对参数变化及扰动不敏感、无需系统在线辨识、物理实现简单等优点,因此很适合用于解决临近空间高动态UAV的再入姿态跟踪问题。但此方法仍存在抖振问题的不足。为了削弱抖振,常利用饱和函数sat(s)代替理想滑动模态中的sgn(s。
此时,准滑动模态在边界层外采用切换控制,而在边界层内采用线性化反馈控制。但这种连续的近似滑模控制又削弱了控制系统的鲁棒性,因
此需要新的方法进行改进。本文针对临近空间高动态UAV控制系统的特点,利用李雅普诺夫方法分别设计了具有不同时间量程的双回路滑模控制系统。在内环控制器设计中,将控制力矩T分为两部分分别设计,其中1T对临近空间高动态UAV已知的动态部分进行稳定,并提供所需的滑动模态和对机体速率误差的动态跟踪；2T由相应的滑模观测器(SMO)生成,用来稳定和削弱再入过程中的干扰项,以此增加控制系统的鲁棒性。
对于临近空间高动态UAV的控制系统来说,就是要跟踪给定的3个制导指令角φ,β和α。根据式(3)和式(4)系统结构和飞行器飞行控制内在的两个时间量程的特点,设计双环飞行控制系统,内外环均采用滑模控制。其中外环提供角速率命令cω给内环,内环提供对角速率进行鲁棒的解耦的跟踪,由此达到对制导角剖面cγ的跟踪。临近空间高动态UAV滑模控制结构框图.外环滑模控制器将临近空间高动态UAV角速率向量ω当成虚拟的命令cω(即认为内环的控制效率为1),并使用运动方程式(4)来补偿方向角跟踪运动。
在滑动模态控制中,如果控制结构的切换具有理想的开关特性,则能在切换面上形成理想的滑动模态,这是一种光滑的运动,渐进趋近于原点。但在实际工程中,由于存在时间上的延迟和空间上的滞后等原因,使得滑动模态呈抖振形式,即在光滑的滑动上叠加了抖振。当系统处于滑模面上时,连续的等效控制equ与不连续的控制u (t)有着相似的控制效果。因此可以说等效控制equ与快速切换的实际控制u (t)的低频成份类似。
以临近空间高动态UAV控制系统为研究对象,利用李雅普诺夫方法分别设计了具有不同时间量程的双回路滑模控制系统。在内环控制器设计中,将控制力矩分为两部分分别设计,一部分对临近空间高动态UAV已知的动态部分进行稳定,并提供所需的滑动模态和对机体速率误差的动态跟踪；另一部分由相应的滑模观测器生成,用来稳定和削弱再入过程中所有的干扰项,以此增加控制系统的鲁棒性。该方法可使临近空间高动态UAV控制系统克服现有控制方法的缺陷,无需大量的增益调节,而能自动适应非线性和强耦合的对象特性,适应大范围环境变化、构型变化和有效载荷变化,减小对不同飞行条件下气动与结构参数的依赖性,自动补偿不确定因素和扰动的不利影响。
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