超低空空投拉平階段混合迭代滑模控制

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1、2015年1月北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)January2015第4l卷第1期JournalofBeringUniversityofAeronauticsandAstronauticsV01．41No．1http：／／bhxb．buaa．edu．cnjbuaa@buaa．edu．cnDOI：10．13700／j．bh．1001—5965．2014．0020超低空空投拉平階段混合迭代滑?？刂苿⑷?，孫秀霞+，董文瀚(空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院，西安710038)摘要：針對(duì)超低空空投拉平階段地面效應(yīng)、傳感器測(cè)量誤差以及低空氣流等不確定性因素干擾軌跡精確跟蹤，威脅載機(jī)的安全性和任務(wù)完成性等問題，設(shè)計(jì)了

2、二級(jí)混合迭代滑模變結(jié)構(gòu)飛行控制律．第1級(jí)滑模采用全局動(dòng)態(tài)切換函數(shù)，消除了滑模運(yùn)動(dòng)的到達(dá)階段，保證了系統(tǒng)在響應(yīng)全程的魯棒性；第2級(jí)滑模采用非線性積分切換函數(shù)，將積分項(xiàng)產(chǎn)生的超調(diào)轉(zhuǎn)移到第1級(jí)滑模，保證軌跡跟蹤精度的同時(shí)改善了動(dòng)態(tài)性能．應(yīng)用Lyapunov穩(wěn)定性理論和Bar-balat引理證明了該飛行控制律能完全抑制常值的模型攝動(dòng)和外界擾動(dòng)，可以控制動(dòng)態(tài)模型攝動(dòng)和外界干擾下穩(wěn)態(tài)誤差的上界．仿真驗(yàn)證了所提控制方法的良好跟蹤性能和強(qiáng)魯棒性．關(guān)鍵詞：超低空空投；飛行控制；混合迭代滑模；拉平控制；地面效應(yīng)；魯棒性中圖分類號(hào)：V249．1文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A文章編號(hào)：1001—5965(2015)01-008

3、3-07超低空空投主要用于重型裝備的精確投放，是大型運(yùn)輸機(jī)必備的功能之一¨。3。．超低空空投過程包括準(zhǔn)備、下滑、拉平、牽引和拉起5個(gè)階段，運(yùn)輸機(jī)在百米空域經(jīng)下滑、拉平到達(dá)的高度，在空投點(diǎn)，貨物由牽引傘牽引出艙H。1．超低空空投拉平階段，為保證載機(jī)安全性和空投精確性，要求極高精度的軌跡跟蹤．然而，地面效應(yīng)M’71、傳感器測(cè)量誤差以及低空氣流"。9’等不確定因素嚴(yán)重干擾軌跡控制，威脅飛行安全和任務(wù)性能，因此設(shè)計(jì)快速準(zhǔn)確、抗干擾能力強(qiáng)的拉平控制律十分迫切．文獻(xiàn)[10—11]設(shè)計(jì)了變重心、變重量控制器穩(wěn)定飛機(jī)姿態(tài)，但控制器要求精確模型，系統(tǒng)魯棒性欠佳．文獻(xiàn)[12一13]綜合輸入／輸出反饋線性化方

4、法的解耦能力與變結(jié)構(gòu)控制魯棒性強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)，設(shè)計(jì)了內(nèi)環(huán)姿態(tài)跟蹤控制律，并結(jié)合外環(huán)PID高度保持完成空投縱向控制，但系統(tǒng)對(duì)動(dòng)態(tài)模型攝動(dòng)和外界擾動(dòng)情況下的控制效果較差．此外，對(duì)于不同載重不同高度下的空投任務(wù)，基于PID的外環(huán)控制將面臨增益調(diào)度矩陣過大的問題．本文設(shè)計(jì)了一種雙環(huán)滑?？胀独娇刂坡?，內(nèi)環(huán)滑模穩(wěn)定載機(jī)姿態(tài)，外環(huán)滑模代替PID控制器跟蹤高度，以保證整個(gè)飛控系統(tǒng)具有較強(qiáng)的魯棒性．同時(shí)，綜合全局滑模和積分滑?？刂频膬?yōu)點(diǎn)014]，提出了一種迭代滑模控制方法，實(shí)現(xiàn)了空投拉平軌跡的無超調(diào)精確跟蹤．該控制律能完全抑制常值的模型攝動(dòng)和外界擾動(dòng)，控制動(dòng)態(tài)模型攝動(dòng)和外界干擾下穩(wěn)態(tài)誤差的上界，解決了空投拉平

5、過程中地面效應(yīng)、傳感器測(cè)量誤差及大氣擾動(dòng)等不確定因素影響下的魯棒控制問題．1超低空空投拉平階段非線性模型超低空空投拉平過程中，載機(jī)的橫側(cè)向運(yùn)動(dòng)狀態(tài)幾乎不發(fā)生變化，且一般不調(diào)節(jié)發(fā)動(dòng)機(jī)推力．載機(jī)縱向非線性運(yùn)動(dòng)方程?1可表示為收稿日期：2014-01一】4：錄用日期：2014．04—14；網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2014-05-1517：39網(wǎng)絡(luò)出版地址：WWW．cnki．net／kcms／doi／10．13700／j．bh．1001-5965．2014．0020．html基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(60904038)；航空科學(xué)基金資助項(xiàng)目(20141396012，20121396008)作者簡(jiǎn)

6、介：劉日(1988一)，男．吉林長(zhǎng)春人。博士生，lr—taiyang@126．corn．+通訊作者：孫秀霞(1962一)。女，山東濰坊人，教授，gcxysxx@126．com，主要研究方向?yàn)楝F(xiàn)代魯棒控制、飛行控制引用格式：劉日，孫秀虞，董文瀚．超低空空投拉平階段混合送代滑模控制fJJ．北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2015，41(1J：83-89．LiuR．SunXx。DongWH．Hybriditerationslidingmodecontrolforultra—lowaltitudeairdropleveloff[JJ．JournalofBeijingUniversityofAeronaut

7、icsandAstronautics，2015，41(J)：83—89(inChinese)．，9=一厶一工7一厶cosy+Lo+dw(c，7，9)表征系統(tǒng)外環(huán)運(yùn)動(dòng)的狀態(tài)方程為J舌：g予=一厶一fly—Lcosy+Ao+dw(c，y,O)【j：以+工g+Lo一六y+五6。+d。(c，y，0，g，8。)(4)(1)式中，y，p，q，6。，C分別表示航跡角、俯仰角、俯仰=C角速度、升降舵偏度、氣動(dòng)參數(shù)；fo=蘭c加；工=麗qSc。。+麗