高超声速飞行器鲁棒控制系统的设计

高超声速飞行器鲁棒控制系统的设计Christopher I. Marrison and Robert F. StengelPrinceton University, Princeton, New Jersey 08544本文设计了高超声速飞行器纵向平面鲁棒控制系统。

飞行器纵向平面的非线性数学模型包含了28个不确定参数。

利用遗传算法搜索每个控制器的系数设计空间；利用蒙特卡洛算法检验每个搜索点处的稳定性和鲁棒性。

补偿器的鲁棒性用概率函数来表示，该函数表示在参数可能变动范围内，闭环系统的稳定性等性能指标落入允许范围的概率。

设计了一性能指标函数，使其最小，从而产生可能控制器系数空间。

这种设计方法综合考虑了不同的设计目标，辨识了鲁棒性指标下的系数的不确定性。

这种方法有效利用了计算工具，广泛考虑了工程知识，设计出了能够应用于实际的控制系统。

本文中用到的符号：a ——声速，ft/sD C ——阻力系数L C ——升力系数()M C q ——俯仰角速率引起的俯仰力矩系数()M C α——攻角引起的俯仰力矩系数()M C E δ——舵偏引起的俯仰力矩系数T C ——发动机推力系数c ——参考长度，80ftD ——阻力，lbfh ——高度，ftyy I ——俯仰转动惯量，6710⨯slug -ft 2L ——升力，lbfM ——马赫数yy M ——绕俯仰轴的转动力矩，lbf -ftm ——质量，9375slugsq ——俯仰速率，rad/sE R ——地球半径，20 903 500 ftr ——距地心距离，ftS ——参考面积，3603ft 2T ——推力，lbfV ——速度，ft/sα——攻角，radβ——喷管开度γ——弹道倾角，radE δ——舵偏角，radμ——地球引力常数，161.3910⨯ft 3/s 2ρ——空气密度，slugs/ft 3引言高超音速飞行给控制系统的设计提出了新的挑战。

极高速度使得飞行器对飞行条件的变化非常敏感，例如，高度110 000ft ，速度15Mach （15 060 ft/s ），攻角增加1°就会产生11.5ft/s 2的法向加速度，即大概3g 的过载。

高超声速飞行器预设性能反演鲁棒控制王鹏飞;王洁;时建明;罗畅【摘要】针对吸气式高超声速飞行器的飞行控制问题,提出一种新的预设性能模糊反演控制设计方法.通过构造一种新的预设性能函数,在初始误差正负未知的情况下,可以保证跟踪误差能够按照预定的收敛速度、超调量及稳态误差收敛至任意小的区域,同时实现了对跟踪误差稳态性能和瞬态性能的约束.为提高控制系统的鲁棒性,在反演控制的设计框架下,引入模糊控制器逼近动力学模型中的不确定项.为避免传统反演方法中存在的"微分膨胀"问题,引入滑模微分器对虚拟控制量的导数进行精确估计.最后,通过不同初始误差下的轨迹仿真验证所设计控制系统的有效性.%The design of prescribed performance fuzzy back-stepping tracking control for a flexible air-breathing hypersonic vehicle is discussed.A prescribed performance function characterizing the error convergence rate, maximum overshoot and steady-state error is designed for the output error transformation without plus or minus of initial errors.In order to enhance the robustness of controller, back-stepping controller with fuzzy logic systems was applied to approximate the lumped uncertainty ofmodel.Sliding mode differentiator was introduced to obtain the derivatives of virtual control laws, which avoided the explosion of differentiation terms in the traditional back-stepping control.Finally, reference trajectory tracking simulation with different initial errors shows the effectiveness of the proposed method.【期刊名称】《电机与控制学报》【年(卷),期】2017(021)002【总页数】9页(P94-102)【关键词】高超声速飞行器;预设性能;反演控制;模糊控制;滑模微分器【作者】王鹏飞;王洁;时建明;罗畅【作者单位】空军工程大学防空反导学院,陕西西安 710051;空军工程大学防空反导学院,陕西西安 710051;空军工程大学防空反导学院,陕西西安 710051;空军工程大学防空反导学院,陕西西安 710051【正文语种】中文【中图分类】TP273吸气式高超声速飞行器是一类采用乘波体气动外形并以超燃冲压发动机为自身动力的临近空间高超声速飞行器，它能够进行Ma≥5的高超声速巡航和突防，无论是在军用还是民用领域都有着十分广阔的应用前景。

基于QFT的高超声速飞行器鲁棒控制器设计的开题报告一、研究背景与意义高超声速飞行器是近年来国际上热门的研究课题之一。

其能够达到极高的飞行速度，具有快速响应、高灵敏度等特点，被视为航空航天领域的一项重要技术。

高超声速飞行器的控制是确保其稳定、安全飞行和完成各种任务的重要保障。

但高超声速飞行器的非线性、不稳定特性、发动机涡轮机与反推等多失效控制方式的限制，使得传统控制方法难以满足高超声速飞行器的控制需求，因此需要开发鲁棒控制器。

量子场论（QFT）为解决非线性、鲁棒控制问题提供了可行性。

其方法为量化系统不确定性，将其改为标准化的数学模型，从而得到鲁棒控制器设计方案。

在高超声速飞行器控制领域中，QFT方法的应用也越来越广泛。

因此，本研究旨在针对高超声速飞行器控制问题，基于QFT设计一种鲁棒控制器，以提高其控制效率和稳定性，为高超声速飞行器的研制和应用提供支持。

二、研究内容与方法1、研究内容（1）高超声速飞行器的控制特点和控制要求（2）QFT理论及其在控制中的应用（3）针对高超声速飞行器设计QFT鲁棒控制器的方案（4）鲁棒控制器的仿真验证和性能分析2、研究方法（1）文献调研：了解高超声速飞行器控制的相关知识和鲁棒控制技术的研究现状。

（2）理论分析：对高超声速飞行器的控制特点和控制要求进行分析，并学习QFT理论，确定鲁棒控制器设计方案。

（3）仿真验证：利用Matlab对所设计的鲁棒控制器进行仿真，验证其控制效果和稳定性。

（4）性能分析：通过仿真结果进行控制性能分析，对鲁棒控制器进行评估，提高其设计精度和性能。

三、论文结构安排第一章绪论1.1 研究背景与意义1.2 研究现状1.3 研究内容与方法1.4 论文结构安排第二章高超声速飞行器控制特点与控制要求2.1 高超声速飞行器的发展历程2.2 高超声速飞行器的控制特点2.3 高超声速飞行器的控制要求第三章 QFT理论及其在控制中的应用3.1 QFT理论的基本概念和原理3.2 QFT在控制中的应用3.3 QFT方法的优点与不足第四章基于QFT的高超声速飞行器鲁棒控制器设计4.1 鲁棒控制器基本结构4.2 鲁棒控制器设计过程4.3 鲁棒性能分析第五章仿真验证与性能分析5.1 仿真模型的建立5.2 仿真结果的分析5.3 鲁棒控制器性能分析第六章结论与展望6.1 研究成果总结6.2 研究不足与展望参考文献。

目 录第一章绪论 (1)1.1研究背景和意义 (1)1.2高超声速飞行器控制方法研究现状 (3)1.3预测控制的研究现状 (11)1.4本章研究内容及结构 (14)第二章预备知识 (15)2.1高超声速飞行器模型 (15)2.2雅可比线性化方法 (16)2.3张量积建模方法 (17)2.3.1张量的基本概念 (17)2.3.2张量的高阶奇异值分解 (19)2.3.3张量积建模的步骤 (21)2.4反馈线性化 (23)2.5线性矩阵不等式 (24)2.6本章小结 (25)第三章基于范数有界技术的高超声速飞行器鲁棒预测控制 (26)3.1引言 (26)3.2高超声速飞行器多胞LPV建模 (27)3.2.1多胞LPV模型的建立 (27)3.2.2模型验证 (30)3.3基于范数有界技术的高超声速飞行器鲁棒预测控制器设计 (32)3.4仿真分析 (38)3.5本章小结 (42)第四章基于控制时域可变的高超声速飞行器鲁棒预测控制 (43)4.1引言 (43)4.2基于控制时域可变的控制策略 (43)4.3变控制时域的鲁棒预测控制器设计 (44)4.4仿真分析 (50)4.5本章小结 (53)第五章基于反馈线性化的高超声速飞行器ISS鲁棒预测控制 (54)5.1引言 (54)5.2参数不确定下的反馈线性化 (55)5.3 ISS鲁棒预测控制器设计 (59)5.3.1误差控制模型 (59)5.3.2控制器设计 (60)5.4仿真验证 (62)5.5本章小结 (69)第六章总结与展望 (70)参考文献 (72)发表论文和参加科研情况说明 (80)致谢 (81)第一章绪论1.1研究背景和意义高超声速飞行器是指一类飞行马赫数大于5且主要飞行区域在20千米到100千米的临近空间的飞行器。

极高的飞行速度和特殊的飞行高度使得高超声速飞行器具有重大意义。

高超声速飞行器因为快速飞行和强突防的能力首先受到军方的青睐。

将其与洲际导弹相比较，高超声速飞行器的机动性更强，飞行弹道不固定，最终落点较难预测，因此对敌方防空系统有极高的突防率，甚至可以在不掌握制空权的条件下，实现超远程打击。

乘波体高超声速飞行器 大包线鲁棒控制技术孟中杰，闫 杰( 西北工业大学 航天学院，陕西 西安710072)摘 要: 乘波体高超声速飞行器的机体 / 动力耦合及大包线飞行特点导致其控制系统设计困难。

基于大量气 动数据，采用拟合的方法建立数学模型，并进行小扰动线性化，将机体 / 动力耦合、大包线飞行等转化为模型参 数的大范围摄动。

基于 LQR 和 H ∞ 理论设计双回路控制系统，内回路用于抑制模型参数的大范围摄动，外回路 用于满足系统的性能要求。

仿真结果表明: 控制系统能够很好地跟踪速度 / 高度指令，跟踪速度快，精度高，系 统计算量小，满足工程应用需求。

关 键 词: 高超声速飞行器; 飞行控制; 大包鲁棒控制文章编号: 1002-0853( 2011) 05-0062-04中图分类号: V 249. 1文献标识码: A［7］俯仰力矩 。

充 分 考 虑 内 / 外 流 场，利 用 CFD 技 术对高超声速飞行器进行气动力 / 力矩计算，采用参数 拟合的方法建立气动力 / 力矩系数数学模型: 引言高超声速飞行器在快速 打 击、单级入轨等方面优势巨大，是航空航天领域的重要发展方向。

乘 波 体构型高超声速飞行器是目前的新潮流，其机体 / 发 动机一体化设计带来了复杂的机体 / 动 力 强 耦 合 和非线性问题［1］。

另外，控制系统还必须能够适应高 超声速飞行器大速域和大空域飞行的需求。

针对这类问题，目前的解决思路主要有预置增益类自适应策略［2］、鲁棒控制策略［3-5］和非线性控制策略［6-7］。

预置增益类自适应策略依靠对飞行特性的全面充分认识; 以神经网络和动态逆为代表的非 线性控制策略由于计算量较大的问题限制了其工程 应用; 鲁棒控制策略以其设计规范、易于工程实现等 优点，十分适合高超声速 飞行器的控制系统设计。

但目前大量的研究中均直接利用 H ∞ 控制、μ 综合等 方法设计控制系 统［3-5］，对 大 速 域、大空域的飞行环境适应性较差。

吸气式高超声速飞行器鲁棒反演控制器设计卜祥伟;吴晓燕;陈永兴;白瑞阳【摘要】针对吸气式高超声速飞行器气动／推进／结构弹性耦合控制问题，提出了鲁棒反演控制器设计方法。

采用反演和动态逆方法设计虚拟控制量和实际控制量，通过引入一阶低通滤波器来获取虚拟控制量的导数，解决了虚拟控制量求导复杂问题；为了增强控制器的鲁棒性，采用充分光滑投影算子对模型非匹配不确定项进行估计和补偿，同时避免了可能出现的参数漂移问题。

仿真结果表明，该控制器对模型气动参数拟合误差、攻角和升降舵偏角摄动、气动弹性影响具有鲁棒性，对速度指令和高度指令具有很好的跟踪效果。

%A robust backstepping controller was designed for air⁃breathing hypersonic vehicles with aerodynamics, propulsion and structural flexible dynamics couplings.Virtual and actual control items were designed based on backstepping and dynamicinver⁃sion design procedure.To omit analytic calculation of the virtual control item derivatives,which was very difficult to evaluate in the traditional backstepping control,low⁃pass first order filter was introduced.In order to enhance robustness of the controller,a suffi⁃ciently smooth projection operator was employed to estimate and compensatethe model unmatched uncertainties,thus avoiding possi⁃ble parameters drift.Simulation results show that the designed controller is robust to model aerodynamics fitting errors,angle of attack and elevator perturbation and the influence of aeroelasticity,and achieves an excellent tracking performance of velocity and altitude trajectories.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2014(000)006【总页数】6页(P743-748)【关键词】吸气式高超声速飞行器;鲁棒反演控制;一阶低通滤波器;充分光滑投影算子【作者】卜祥伟;吴晓燕;陈永兴;白瑞阳【作者单位】空军工程大学防空反导学院，西安 710051;空军工程大学防空反导学院，西安 710051;空军工程大学防空反导学院，西安 710051;空军工程大学防空反导学院，西安 710051【正文语种】中文【中图分类】V448吸气式高超声速飞行器通常是指以吸气式发动机为动力，可以在邻近空间以Mɑ＞5的速度飞行的一类飞行器［1］，其特殊的机体/发动机一体化设计，细长体气动外形布局和薄、轻质材料的大量使用，导致空气动力学、推进系统、结构动力学和气动热力学之间存在显著的交叉耦合效应［2－3］。

飞行器非线性动力学建立和鲁棒控制策略设计飞行器的非线性动力学建立和鲁棒控制策略设计是飞行器控制领域的重要研究方向。

随着无人机和航天器技术的快速发展，对飞行器动力学建模和控制设计的要求越来越高。

本文将从建立飞行器非线性动力学模型和设计鲁棒控制策略两个方面进行探讨。

一、飞行器非线性动力学建立飞行器是一个高度非线性的系统，其运动包括了多种力学和空气动力学的相互作用。

建立准确的飞行器非线性动力学模型是进行控制系统设计的基础。

一种常用的方法是通过基于物理原理的建模方法，将飞行器的运动方程表示为一组微分方程。

这些微分方程描述了飞行器在各种力和力矩的作用下的运动行为。

在建立飞行器非线性动力学模型时，需要考虑多个因素。

首先，要考虑到飞行器的质量、惯性矩阵、气动特性等因素对其运动行为的影响。

其次，还需要考虑到环境因素，如大气密度、气流、风向等因素对飞行器的影响。

最后，还要考虑到传感器误差、执行器非线性等因素的影响。

二、鲁棒控制策略设计鲁棒控制是一种能够有效应对各种不确定性和干扰的控制方法。

在飞行器控制中，鲁棒控制策略的设计可以提高控制系统对于参数变化、模型不准确性和外部干扰的鲁棒性能。

鲁棒控制策略的设计通常包括两个关键的步骤：系统鲁棒性分析和控制器设计。

在鲁棒性分析中，需要考虑到飞行器动力学模型的不确定性和干扰的影响，并通过数学方法进行分析和评估。

在控制器设计中，需要根据鲁棒性分析的结果设计出满足鲁棒性能要求的控制器。

常用的鲁棒控制策略包括PID控制、自适应控制、滑模控制等。

PID控制是一种最常用的控制方法，通过调整比例、积分和微分参数来实现对飞行器的稳定控制。

自适应控制是一种能够自动调整控制器参数的方法，可以在飞行器动力学模型发生变化时保持控制性能。

滑模控制是一种基于滑模面的控制方法，能够在系统受到干扰时实现鲁棒控制。

三、实例分析以四旋翼飞行器为例，对飞行器非线性动力学建立和鲁棒控制策略进行分析。

四旋翼飞行器是一种多自由度非线性动力学系统，其运动涉及到旋转运动和平移运动。

一种高超声速飞行器鲁棒自适应控制方法余朝军;江驹;肖东;郑亚龙【摘要】针对较强参数摄动情况下高超声速飞行器巡航段控制问题,提出一种基于主影响元素分析的鲁棒自适应控制方法.首先在飞行器具有未知参数情况下,使用符号计算工具对系统不确定量进行分离,实现不确定性的建模;进一步使用蒙特卡洛试验方法,确定不确定函数向量的主影响元素,对模型进行简化.然后在滑模控制的基础上,结合参数自适应估值和鲁棒补偿的方法,设计出飞行控制器,实现对未知参数的自适应估值以及对模型误差的补偿,并从理论上证明了系统的稳定性.仿真试验表明,在较大参数摄动情况下,文中所提方法依然可以保证系统的稳定性和跟踪性能.%A robust adaptive control method based on main influence elements analysis is proposed for the hypersonic vehicles in strong parameter perturbations case during the cruise phase.Firstly,under the condition of parameter uncertainties,symbolic calculation tools are used to separate the uncertainty terms,and the uncertainty model isobtained.Furthermore,Monte Carlo method is implemented to determine the main influence elements of the uncertainty function vectors,the uncertainty model is simplified.Secondly,on the basis of the sliding mode control,a flight controller is designed combining the parameter adaptive estimation and robust compensation,then the stability of system is proved stly,a detailed simulation experiment is carried out,which verifies that the flight controller can guarantee system stability and tracking performance even in case of large parameter perturbations.【期刊名称】《宇航学报》【年(卷),期】2017(038)010【总页数】9页(P1088-1096)【关键词】高超声速飞行器;不确定性建模;主影响元素分析;鲁棒自适应控制【作者】余朝军;江驹;肖东;郑亚龙【作者单位】南京航空航天大学自动化学院,南京211106;南京航空航天大学自动化学院,南京211106;南京航空航天大学自动化学院,南京211106;南京航空航天大学自动化学院,南京211106【正文语种】中文【中图分类】V448.2吸气式高超声速飞行器具有飞行包络大，速度极快，运载效率高等特点[1-2]，使得其在太空探索以及军事应用上有着重要的研究意义。

基于随机鲁棒设计的高超音速飞行器线性二次型控制谭毅伦;闫杰【摘要】针对高超音速飞行器具有高度非线性、输入输出之间强耦合以及参数不确定等特点,提出了基于随机鲁棒设计的线性二次型控制.这一控制方案基于系统控制需求,利用蒙特卡罗仿真方法建立随机鲁棒目标函数,并通过遗传算法优化控制系统设计参数.该控制方案保证了飞行的纵向稳定性,改善了其控制性能.基于某常规高超音速飞行器纵向模型进行仿真验证,结果表明该方案能够满足系统控制需求且具有强鲁棒性.%A linear quadratic control method based on stochastic robustness design was proposed according to the features that hypersonic vehicle model is highly nonlinear, input/output have strong coupling without certain parameters. This control scheme is based on system control requirements, using Monte Carlo simulation method to establish stochastic robustness cost function, and adopting genetic algorithm to optimize the control system design parameters. This formulation can ensure the longitudinal flight stability and improve the control performance of hypersonic vehicles. The controller was demonstrated in closed loop simulations based on an existing longitudinal hypersonic vehicle model. The simulation results show that the controller successfully tracks the reference trajectories, meets the system needs and has strong robustness.【期刊名称】《计算机应用》【年(卷),期】2011(031)006【总页数】5页(P1723-1726,1732)【关键词】高超音速飞行器;线性二次型控制;随机鲁棒性;蒙特卡罗估计;遗传算法【作者】谭毅伦;闫杰【作者单位】西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】TP390 引言高超音速飞行器具有高度非线性的动力学方程;而且，由于受极高的飞行高度和大马赫数的设计以及各种飞行条件的影响，此类飞行器对外形和空气动态参数以及大气条件的变化非常敏感。