自適應(yīng)全程滑模變結(jié)構(gòu)在軌跡跟蹤上的應(yīng)用

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1、2017年第4期導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù)No.42017總第354期MISSILESANDSPACEVEHICLESSumNo.354文章編號(hào)：1004-7182(2017)04-0059-05DOI：10.7654/j.issn.1004-7182.20170414自適應(yīng)全程滑模變結(jié)構(gòu)在軌跡跟蹤上的應(yīng)用王子瑜，李君，王海濤，宋敬群（北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京，100076）摘要：針對(duì)高超聲速飛行器（hypersonicreentryvehicle,HRV）軌跡跟蹤問(wèn)題，提出一種自適應(yīng)全程滑模變結(jié)構(gòu)軌跡跟蹤方法。首先，基于最優(yōu)化理論設(shè)計(jì)全程滑模面，使系統(tǒng)的軌線一開(kāi)

2、始便落在切換面上；其次，采用滑模變結(jié)構(gòu)控制與自適應(yīng)控制相結(jié)合的方法，根據(jù)辨識(shí)結(jié)果自動(dòng)調(diào)整控制律，在保證穩(wěn)定性的同時(shí)削弱抖振；最后，采用Lyapunov定理證明系統(tǒng)的穩(wěn)定性，并在一定的干擾作用下，將所設(shè)計(jì)的跟蹤算法進(jìn)行數(shù)值仿真，通過(guò)與二次型調(diào)節(jié)器（linearquadraticregulator，LQR）跟蹤算法進(jìn)行比較，驗(yàn)證了控制器的有效性。關(guān)鍵詞：高超聲速飛行器；全程滑模變結(jié)構(gòu)控制；自適應(yīng)控制；最優(yōu)化理論中圖分類(lèi)號(hào)：V448.235文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：AApplicationofAdaptiveGlobalSlidingModeControlMethodinTraj

3、ectoryTrackingWangZi-yu,LiJun,WangHai-tao,SongJing-qun(BeijingInstituteofAstronauticalSystemEngineering,Beijing,100076）Abstract:Atrajectorytrackingguidancecontrollawisproposedbasedonthetheoryofadaptiveglobalslidingmodecontrol,whichcanhelpsolvetheproblemoftrajectorytrackingforHRV.Fir

4、stly,aglobalslidingmodesurfaceisdesignedbasedonoptimizationtheory,whichguaranteestheslidingmodemotionofthesystemlieontheslidingsurfaceatthebeginning.Secondly,anadaptivereachinglawisincorporatedtoestimatethesystemuncertainties,sothatthechatteringphenomenoniseffectivelyrelaxed.Finally

5、,therobustnessofthesystemisproofedbyLyapunovtheory.Numericalsimulationsdemonstratedthecapabilityandeffectivenessoftheproposedmethodundertheconditionofaerodynamicdataperturbations.Keywords:Hypersonicvehicle;Globalslidingmodecontrol;Adaptivecontrol;Optimizationtheory0引言LQR）設(shè)計(jì)了一個(gè)時(shí)變的反饋跟

6、蹤控制器，通過(guò)同時(shí)臨近空間飛行器具有飛行速度快、飛行空域廣、調(diào)整攻角與傾側(cè)角在不同的初始條件下完成了對(duì)高[4]響應(yīng)時(shí)間快的特點(diǎn)，不但突防能力強(qiáng)，而且能夠?qū)崿F(xiàn)度、速度和彈道傾角的同時(shí)跟蹤。但是這種方法一方快速機(jī)動(dòng)部署，易于適應(yīng)戰(zhàn)場(chǎng)形勢(shì)變化需要，近年來(lái)面對(duì)精確數(shù)學(xué)模型依賴(lài)性大，另一方面當(dāng)氣動(dòng)參數(shù)等[1]備受各國(guó)關(guān)注，但是飛行器的氣動(dòng)特性和大氣環(huán)境隨發(fā)生較大變化時(shí)，魯棒性較差。[2]著飛行狀態(tài)的變化將發(fā)生較大的變化，成為跟蹤控制滑模變結(jié)構(gòu)控制（SlidingModeControl，SMC）系統(tǒng)設(shè)計(jì)面臨的重要問(wèn)題。再入制導(dǎo)分為兩個(gè)部分：由于具有動(dòng)態(tài)品質(zhì)好、控制精度高、

7、魯棒性強(qiáng)、干擾縱向標(biāo)準(zhǔn)軌跡的設(shè)計(jì)和軌跡跟蹤。Harpold在阻力加速抑制能力強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)，成為一種控制不確定系統(tǒng)的有效[5]度-速度平面設(shè)計(jì)了一個(gè)用于航天飛機(jī)的跟蹤制導(dǎo)律，方法。從20世紀(jì)50年代蘇聯(lián)學(xué)者Emelyanov提出[3][6]通過(guò)僅調(diào)整傾側(cè)角完成了對(duì)標(biāo)準(zhǔn)軌跡的跟蹤，成為再變結(jié)構(gòu)控制方案起，滑模變結(jié)構(gòu)以其獨(dú)特的優(yōu)點(diǎn)，廣[7,8]入制導(dǎo)發(fā)展史上的一個(gè)里程碑。泛應(yīng)用于機(jī)器人、工業(yè)控制、航空航天等控制領(lǐng)域。為了進(jìn)一步提高系統(tǒng)的自主、自適應(yīng)以及魯棒性，但是，控制系統(tǒng)對(duì)不確定性的魯棒性僅體現(xiàn)在滑動(dòng)模很多學(xué)者在軌跡跟蹤方面做了大量的研究。Dukeman態(tài)階段，而系統(tǒng)

8、在處于趨近模態(tài)階段時(shí)，對(duì)系統(tǒng)參數(shù)利用線