积分商城

最新搜索： 固件库 HFBR-0310Z光纤发射和接收电路 Allegro封装库 8051f310 51单片机 AP6236
您现在的位置是：首页 > 技术资料 > 基于补偿控制器的可重复使用运载器自适应模糊姿态控制
推荐星级：
  • 1
  • 2
  • 3
  • 4
  • 5

基于补偿控制器的可重复使用运载器自适应模糊姿态控制

更新时间：2019-12-24 17:16:00 大小：2M 上传用户：xiaohei1810查看TA发布的资源 标签：补偿控制器 下载积分：1分 评价赚积分 （如何评价?） 打赏 收藏 评论(0) 举报

资料介绍

针对可重复使用运载器再入段参数不确定性和外界干扰问题,提出一种基于补偿控制器的自适应模糊姿态控制策略.首先,建立飞行器六自由度动态模型,并将模型转化为严反馈形式姿态控制系统.其次,将外界干扰与参数不确定性共记为系统不确定性项,并设计模糊控制器进行在线自适应逼近.为消除模糊建模误差对系统控制性能与稳定性的不利影响,引入补偿控制器以改善飞行器姿态角跟踪性能.再次,基于Lyapunov理论证明了系统的稳定性且姿态跟踪误差收敛于小邻域中.最后,基于类X-37B六自由度模型仿真验证了所提出控制策略的有效性.

部分文件列表

文件名 大小
基于补偿控制器的可重复使用运载器自适应模糊姿态控制.pdf 2M

【关注视频号领20积分】   【关注公众号立即送20积分】

部分页面预览

（完整内容请下载后查看）
第 50 卷 第 12 期  
2017 年 12 月  
天津大学学报(自然科学与工程技术版)  
Vol. 50 No. 12  
Dec. 2017  
Journal of Tianjin University(Science and Technology)  
DOI:10.11784/tdxbz201702052  
基于补偿控制器的可重复使用运载器自适应模糊姿态控制  
窦立谦，毛 奇，苏沛华  
(天津大学电气自动化与信息工程学院，天津 300072)  
摘
要：针对可重复使用运载器再入段参数不确定性和外界干扰问题，提出一种基于补偿控制器的自适应模糊姿态  
控制策略. 首先，建立飞行器六自由度动态模型，并将模型转化为严反馈形式姿态控制系统．其次，将外界干扰与参  
数不确定性共记为系统不确定性项，并设计模糊控制器进行在线自适应逼近. 为消除模糊建模误差对系统控制性能  
与稳定性的不利影响，引入补偿控制器以改善飞行器姿态角跟踪性能．再次，基于 Lyapunov 理论证明了系统的稳定  
性且姿态跟踪误差收敛于小邻域中．最后，基于类 X-37B 六自由度模型仿真验证了所提出控制策略的有效性．  
关键词：可重复使用运载器；姿态控制；模糊控制；补偿控制器  
中图分类号：TK448.21  
文献标志码：A  
文章编号：0493-2137(2017)12-1241-08  
Adaptive Fuzzy Attitude Control for Reusable Launch Vehicles  
Based on Compensation Controller  
Dou Liqian，Mao Qi，Su Peihua  
(School of Electrical and Information Engineering，Tianjin University，Tianjin 300072，China)  
Abstract：To attenuate the adverse effects of parameter uncertainties and external disturbances for reusable launch  
vehicles(RLVs)during reentry phase，an adaptive fuzzy attitude control strategy based on compensation controller is  
proposed．Firstly，the six-degree-of-freedom(6-DOF)dynamic model of RLV is established，which is transformed  
into a strict feedback form attitude control system．Secondly，the external disturbances and parameter uncertainties  
are regarded as a system uncertainty term，and the fuzzy controller is designed to approximate adaptively the uncer-  
tainty term online．Furthermore，to eliminate the effect of fuzzy modeling error on system control performance and  
stability，a compensation controller is employed to improve the attitude tracking performance of RLV．In addition，  
the system stability is proved based on Lyapunov theory and the attitude tracking error converges to a small neighbor-  
hood．Finally，the effectiveness of the proposed control strategy is verified by simulation analysis based on a similar  
model of X-37B aircraft.  
Keywords：reusable launch vehicle(RLV)；attitude control；fuzzy control；compensation controller  
[4-6]  
可 重 复 使 用 运 载 器 (reusable launch vehicle ，  
RLV)作为一类新型飞行器，兼具航空器与航天器特  
点，它不仅能大幅度降低进入空间成本，而且具有高  
界干扰影响 ．这些因素使得 RLV 飞行控制系统设  
计极富挑战性．为确保飞行器再入段的安全飞行，高  
效稳定的再入姿态控制起着至关重要的作用．  
[1-3]  
安全性、高可靠性和响应灵活等优势 ．因此，在军  
近些年，RLV 再入姿态控制问题已经受到国内  
外学者的广泛关注，并取得了卓有成效的研究成  
果．例如，文献[7]基于飞行器线性化模型将线性二次  
型调节方法应用于无动力再入飞行器中．文献[8]考  
虑飞行器惯性矩阵不确定和力矩扰动影响，基于鲁棒  
事和民用方面有着广泛的应用前景．RLV 在再入飞  
行过程中穿越大范围飞行包线，飞行器的机载状况和  
飞行条件变化剧烈，使得飞行器模型呈现强耦合、强  
非线性、快时变特性，同时受系统参数不确定性、外  
收稿日期：2017-02-24；修回日期：2017-05-11.  
作者简介：窦立谦（1976—  
），男，博士，副教授，
通讯作者：毛 奇，
网络出版时间：2017-06-23；网络出版地址：
基金项目：国家自然科学基金资助项目(61273092，61673294).  
Supported by the National Natural Science Foundation of China(No. 61273092 and No. 61673294).  
万方数据  
·1242·  
天津大学学报(自然科学与工程技术版)  
第 50 卷 第 12 期  
[9]  
自适应反步控制策略设计姿态控制器．Johnson 等  
和偏航角的角速度．c ,c ,… ,c 具体表示为  
1
2
9
2
将神经网络增强方法与反馈线性化结合设计姿态控  
{
⎢
⎢
(J - J )J - J  
a
(J - J + J )J  
,c =  
2
yy  
zz  
zz  
xz  
xx  
yy  
zz  
xz  
[10]  
c =  
1
制系统并应用于 X-33 飞行器中．Chawla 等 基于  
a
模型预测静态规划技术提出了一种非线性次优折返  
制导控制策略，成功地引导 RLV 通过关键的再入阶  
段．文献[11]考虑飞行器出现执行器故障时的姿态跟  
踪问题，并基于范数估计提出了鲁棒自适应容错控制  
策略．上述文献都较好地解决了 RLV 实际应用中存  
在的一些问题，但并没有综合考虑飞行器的参数不确  
定性与外界干扰问题．然而在 RLV 飞行过程中，飞  
行器的姿态跟踪性能与系统稳定性易受到参数摄动  
引起的不确定性与外界干扰影响．因此，针对再入飞  
行器在参数不确定性和外界干扰情形下设计姿态控  
制器，有着更重要的理论意义与实际意义．  
⎢
⎢
J
(J - J )  
J
yy  
J
J
zz  
xz  
zz  
xx  
xz  
yy  
c =  
3
,c =  
4
,c =  
5
,c =  
6
(3)  
ꢀ
⎢
⎢
⎢
a
a
J
2
J (J - J )+ J  
a
1
J
xx  
xx  
xx  
yy  
xz  
c =  
7
,c =  
8
,c =  
9
J
a
⎢
⎩
yy  
2
式中：a = J J - J ；J 、J 、J 分别为飞行器绕  
xx zz  
xz  
xx  
yy  
zz  
x 、y 和 z 的转动惯量；由于 RLV 是关于Oxz 面对称  
的，因此 J = J =J = J = 0 ．  
xy  
yx  
yz  
zy  
式(2)中的 L 、M 、N 分别表示滚转力矩、俯仰  
力矩与偏航力矩，其具体描述为  
L = qSbC ，M = qScC ，N = qSbC  
(4)  
l
m
n
2
针对上述分析，本文考虑再入段 RLV 的姿态跟  
踪控制问题，提出了一种基于补偿控制器的自适应模  
糊姿态控制策略．首先，基于航迹参考坐标系建立  
RLV 六自由度动态模型，同时考虑系统不确定性与  
外界干扰将模型转化为严反馈形式的姿态控制系  
统．其次，利用模糊控制器分别逼近飞行器的不确定  
性项．同时为保证系统控制参数的有界性，模糊控制  
器的参数向量通过自适应律在线调节．再次，为消除  
模糊建模误差对系统控制性能和稳定性的不利影响，  
设计补偿控制器以提高飞行器姿态跟踪性能．然后，  
通过 Lyapunov 理论证明了闭环控制系统的有界稳定  
性．最后，基于类 X-37B 六自由度模型仿真验证了所  
提出控制策略的有效性．  
式中：q 为气动压，q = 0.5ρv ，v 为飞行速度，ρ 为  
空气密度；S 为参考面积；b 为翼展长；c 为翼弦长；  
C 、C 、C 分别表示滚转、俯仰和偏航的力矩系数，  
l
m
n
其表达式为  
{
pb  
rb  
r
β
δ
δ
p
a
r
C = C β + C δ + C δ + C ( ) + C (  
)
l
l
l
a
l
r
l
l
⎢
2v  
2v  
⎢
⎢
ꢀ
qc  
q
0
α
m
β
m
δ
m
e
C = C + C α + C β + C δ + C (  
)
(5)  
m
m
e
m
2v  
⎢
⎢
pb  
rb  
r
β
δ
n
δ
n
p
a
r
C = C β + C δ + C δ + C ( ) + C (  
⎢
ꢁ
)
n
n
a
r
n
n
2v  
2v  
式中：α 、β 分别为飞行器的攻角、侧滑角；δ 、δ 、  
a
e
δ 分别为飞行器的副翼偏转角、升降舵偏转角和方  
r
∗
向舵偏转角； C∗ 表示相应的气动系数，其具体参数  
值见表 1．  
表 1 RLV参数值  
1 RLV模型与问题描述  
Tab.1 RLV parameter values  
参数  
m/kg  
b/m  
值
参数  
C
Y
值
0.003,9  
-
β
4
1.1 RLV动态模型  
7,500,  
3.12  
C
4.63×10  
Y
δ
r
本文考虑类 X-37B 结构飞行器的六自由度动态  
[12-13]  
-
β
28  
模型．在再入阶段，飞行器为无动力飞行，RLV 通过  
c/m  
1.30  
C
l
9.80×10  
2
δ
a
S/m  
4.17  
C
0.002,3  
0.002,8  
0.220,1  
姿态调整以减小飞行器马赫数．飞行器再入段动态模  
l
2
/(kg·m )  
δ
r
J
J
J
J
885  
C
xx  
yy  
zz  
xz  
l
型描述  
为
2
/(kg·m )  
r
8,110  
7,770  
-17.40  
-0.404  
0.069,9  
0.002,6  
-0.239  
0.035  
C
l
 
⎧
φ = p + (qsinφ + r cosφ)tanθ  
2
0
/(kg·m )  
C
L
C
-0.015,1  
⎢
m
 
(1)  
θ = qcosφ - rsinφ  
{
2
α
m
/(kg·m )  
C
0.011,7  
⎢
 
ψ = qsinφ secθ + r cosφ secθ  
-
0
β
m
10  
⎩
C
1.134×10  
ꢀ0.008  
0.417  
α
L
δ
m
e
C
C
 
⎧ p = (c r + c p)q + c L + c N  
1
2
3
4
δ
L
q
e
⎢
{
⎢
⎩
C
C
2
2
m
 
q = c pr - c (p - r ) + c M  
(2)  
5
6
7
-
0
β
4
C
C
7.95×10  
D
n
 
r = (c p - c r)q + c L + c N  
8
2
4
9
-
4
α
D
δ
n
a
C
C
4.997×10  
0.004,1  
0.142  
-
β
D
10  
δ
n
r
式中：φ 、θ 、ψ 分别表示飞行器的滚转角、俯仰角和  
偏航角； p 、q 、r 分别表示飞行器的滚转角、俯仰角  
C
-8.30×10  
C
δ
D
p
e
C
0.002,1  
C
n
万方数据  

相关下载

全部评论(0)

暂无评论
评论赚积分>>

上传资源 上传优质资源有赏金

热门标签

更多>>

最新上传

  • 打赏
  • 30日榜单

热门下载

推荐下载

本站上的所有资源均为源于网上收集或者由用户自行上传，仅供学习和研究使用，无任何商业目的，版权归原作如有侵权，请 来信指出，本站将立即改正。

ICP许可证号：京ICP证070360号     21IC电子网 2000- 版权所有

京ICP备11013301号

京公网安备 11010802024343号