高超声速飞行器连续终端滑模姿态控制方法

第３７卷第２期一一一一一一一一一一一哈一尔一滨一工一程一大一学一学一报一一一一一一一

一一一Ｖｏｌ．３７?．２

２０１６年２月一一一一一一一一一一ＪｏｕｒｎａｌｏｆＨａｒｂｉｎＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ一一一一一一一一一一一Ｆｅｂ．２０１６高超声速飞行器连续终端滑模姿态控制方法

王剑颖１，梁海朝２，吴限德３，付秋军１

（１．空间物理重点实验室，北京１０００７６；２．北京航天长征飞行器研究所，北京１０００７６；３．哈尔滨工程大学航天与建筑工程学院，黑龙江哈尔滨１５０００１）

摘一要：针对高超声速飞行器的姿态控制问题，考虑系统模型不确定性以及外界干扰的影响，基于快速终端滑模设计了连续的姿态跟踪控制器三将飞行器姿态控制系统模型按时间尺度划分为快回路和慢回路，其中慢回路的控制器设计目标是给出期望角速度作为快回路的制导指令，快回路控制器的设计目标是给出系统需求的控制力矩三基于有限时间控制理论分别针对各回路设计了连续的快速终端滑模姿态控制器，通过严格的数学证明，该控制器可以在系统模型存在不确定性以及外界干扰的情况下，使得姿态跟踪误差在有限时间内收敛三仿真结果表明本文的控制算法可以在短时间内使飞行器的姿态角均以较高的精度收敛至期望状态，且三个方向的控制力矩曲线均变化平滑，无抖振现象产生三

关键词：高超声速飞行器；姿态控制；终端滑模；连续控制器；有限时间；鲁棒性ｄｏｉ：１０．１１９９０／ｊｈｅｕ．２０１４１１０４９

网络出版地址：ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｃｎｋｉ．ｎｅｔ／ｋｃｍｓ／ｄｅｔａｉｌ／２３．１３９０．ｕ．２０１５１２１５．１１４１．０２０．ｈｔｍｌ

中图分类号：Ｖ４４８．２２一文献标志码：Ａ一文章编号：１００６?７０４３（２０１６）０２?０１８７?０５Ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｔｅｒｍｉｎａｌｓｌｉｄｉｎｇｍｏｄｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｆｏｒｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃａｉｒｃｒａｆｔｓ

ＷＡＮＧＪｉａｎｙｉｎｇ１，ＬＩＡＮＧＨａｉｚｈａｏ２，ＷＵＸｉａｎｄｅ３，ＦＵＱｉｕｊｕｎ１（１．ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｎＳｐａｃｅＰｈｙｓｉｃｓＬａｂｏｒａｔｏｒｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００７６，Ｃｈｉｎａ；２．ＢｅｉｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＬｏｎｇＭａｒｃｈＶｅｈｉｃｌｅ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００７６，Ｃｈｉｎａ；３．ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅａｎｄＣｉｖｉｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＨａｒｂｉｎＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｈａｒｂｉｎ１５０００１，Ｃｈｉｎａ）

Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｒｅｇａｒｄｉｎｇｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｉｓｓｕｅｉｎｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃａｉｒｃｒａｆｔ，ａｎｄｃｏｎｓｉｄｅｒｉｎｇｓｙｓｔｅｍｍｏｄｅｌｕｎｃｅｒｔａｉｎｔｉｅｓａｎｄｅｘｔｅｒｎａｌｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅｓ，ｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒｗｅｐｒｏｐｏｓｅａｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓａｔｔｉｔｕｄｅ?ｔｒａｃｋｉｎｇｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｕｓｉｎｇａｆａｓｔｔｅｒｍｉｎａｌｓｌｉｄｉｎｇｍｏｄｅ．Ｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌｓｙｓｔｅｍｍｏｄｅｌｆｏｒａｉｒｃｒａｆｔｓｉｓｄｉｖｉｄｅｄｉｎｔｏｆａｓｔａｎｄｓｌｏｗｌｏｏｐｓ，ｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｔｉｍｅｓｃａｌｅ．Ｔｈｅｄｅｓｉｇｎｇｏａｌｏｆｔｈｅｓｌｏｗｌｏｏｐｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｉｓｔｏｐｒｏｖｉｄｅｔｈｅｅｘｐｅｃｔｅｄａｎｇｕｌａｒｖｅｌｏｃｉｔｙａｓａｇｕｉｄａｎｃｅｃｏｍｍａｎｄｆｏｒｔｈｅｒａｐｉｄｌｏｏｐ，ａｎｄｔｈｅｄｅｓｉｇｎｇｏａｌｏｆｔｈｅｒａｐｉｄｌｏｏｐｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｉｓｔｏｐｒｏｖｉｄｅｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｔｏｒｑｕｅｓｒｅｑｕｉｒｅｄｂｙｔｈｅｓｙｓｔｅｍ．Ｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｆｉｎｉｔｅ?ｔｉｍｅｃｏｎｔｒｏｌｔｈｅｏｒｙ，ｗｅｄｅｓｉｇｎｅｄａｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｆａｓｔｔｅｒｍｉｎａｌ?ｓｌｉｄｉｎｇ?ｍｏｄｅａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎ?ｔｒｏｌｌｅｒｆｏｒｅａｃｈｌｏｏｐ．Ｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｓｔｒｉｃｔｍａｔｈｅｍａｔｉｃａｌｐｒｏｏｆ，ｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒｓｃａｎｃｏｎｖｅｒｇｅａｔｔｉｔｕｄｅｆｏｌｌｏｗ?ｕｐｅｒｒｏｒｓｗｉｔｈｉｎａｆｉｎｉｔｅｐｅｒｉｏｄｏｆｔｉｍｅ，ｇｉｖｅｎｅｘｉｓｔｉｎｇｕｎｃｅｒｔａｉｎｔｉｅｓｒｅｇａｒｄｉｎｇｔｈｅｓｙｓｔｅｍｍｏｄｅｌａｎｄｅｘｔｅｒｎａｌｄｉｓｔｕｒｂａｎｃｅｓ．Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｐｒｏｐｏｓｅｄｃｏｎｔｒｏｌａｌｇｏｒｉｔｈｍｃａｎｃｏｎｖｅｒｇｅｔｈｅａｔｔｉｔｕｄｅａｎｇｌｅｏｆａｉｒｃｒａｆｔｓｔｏｔｈｅｅｘｐｅｃ?ｔｅｄｓｔａｔｕｓｗｉｔｈｒｅｌａｔｉｖｅｌｙｈｉｇｈｐｒｅｃｉｓｉｏｎａｎｄｉｎｓｈｏｒｔｔｉｍｅｐｅｒｉｏｄ．Ｉｎａｄｄｉｔｉｏｎ，ｔｈｅｃｏｎｔｒｏｌｔｏｒｑｕｅｃｕｒｖｅｓｉｎｔｈｒｅｅｄｉ?ｒｅｃｔｉｏｎｓａｌｌｃｈａｎｇｅｓｍｏｏｔｈｌｙｗｉｔｈｏｕｔａｎｙｃｈａｔｔｅｒｉｎｇｐｈｅｎｏｍｅｎｏｎ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｈｙｐｅｒｓｏｎｉｃａｉｒｃｒａｆｔ；ａｔｔｉｔｕｄｅｃｏｎｔｒｏｌ；ｔｅｒｍｉｎａｌｓｌｉｄｉｎｇｍｏｄｅ；ｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ；ｆｉｎｉｔｅｔｉｍｅ；ｒｏｂｕｓｔ?ｎｅｓｓ收稿日期：２０１４?１１?１６．网络出版日期：２０１５?１２?１５．基金项目：国家８６３计划资助项目（２０１３ＡＡ１２２９０４）；国家自然科学基金资助项目（６１３０４２３７）；黑龙江省自然科学基金资助项目（Ｆ２０１５０３２）；哈尔滨市青年科技创新人才基金资助项目（ＲＣ２０１３ＱＮ００１００７）；黑龙江省博士后科研启动金资助项目（ＬＢＨ?Ｑ１３０４２）；中央高校基本科研业务费资助项目（ＨＥＵＣＦＤ１４０６）．作者简介：王剑颖（１９８８?），女，工程师，博士；

吴限德（１９７９?），男，副教授，博士．

通信作者：吴限德，Ｅ?ｍａｉｌ：ｘｉａｎｄｅ＿ｗｕ＠１６３．ｃｏｍ．一一高超声速飞行器由于其飞行速度高二飞行空域大二射程远等优点，近年来已成为各国学者的研究热点三与传统飞行器不同，高超声速飞行器飞行环境复杂多变，气动参数和结构参数存在较大摄动，使得

飞行器具有激烈快时变二严重非线性二强耦合和不确

定的特点，因此所设计的控制系统必须在满足精度

要求的条件下具有较强的鲁棒性［１?３］三为了满足飞行器姿态控制的鲁棒性和抗干扰性

要求，众多学者提出了大量的鲁棒控制方法三如，文

献［３?４］针对高超声速飞行器在爬升段与巡航段之

间切换的控制问题，设计了ｈ￥姿态控制器；文献［５］为了继承传统ＰＩＤ控制的优点并使其具有更好