第7卷第2期 智能系统学报 Vol.76.2 2012年4月 CAAI Transactions on Intelligent Systems Apr.2012 D0I:10.3969/i.issn.16734785.201111009 网络出版t地址：htp://www.cnki.net/kcma/detail/23.1538.TP.20120309.1524.002.html 模糊自适应的高超飞行器控制与干扰 冯云山，杨照华 (北京航空航天大学仪署光电学院，北京100191) 摘要：针对具有超大飞行马赫数超宽飞行包络、飞行环境复杂等特点的高超声速飞行器，提出了基于模糊自适应 的高超飞行器高度控制方法，分别设计了高度和速度控制器.针对所设计的控制器，分析了气动干忧力矩、测量噪 声、舵机干扰、气动参数不确定性和飞行器模型参数不确定性对飞行器高度控制和速度控制效果的影响，然后又分 析了综合考虑以上干扰和不确定性对飞行器高度控制和速度控制效果的影响.仿真结果表明，对各种干扰和不确定 性，所设计的控制器速度和高度控制有较好的跟踪性和鲁棒性，达到了满意的效果。 关键词：模糊自适应：高超声速飞行器：干扰：不确定性 中图分类号：TP18:V448.22+3文献标志码：A文章编号：16734785(2012)02012906 Control and disturbance analysis of hypersonic vehicles based on fuzzy adaptive FENG Yunshan,YANG Zhaohua School of Instrument Science and Opto-electronics Engineering,Beihang University,Beijing 100191,China) Abstract:Hypersonic vehicles have ultra-wide flight envelopes,a high flight Mach number,and complex flight en- vironments.Due to these issues,this paper presented a control method based on fuzzy adaptive and designed alti- tude and velocity controllers.For the controllers,the effects of aerodynamic disturbance torque,measurement noise,interference with the steering gear,pneumatic parameter uncertainty,and aircraft model parameter uncer- tainty were analyzed in light of the aircraft height and speed control.The comprehensive effect of the above issues was then analyzed.Simulation results show that the altitude and velocity controllers have great tracking ability and robustness to various disturbances and uncertainties,and the designed controllers displays satisfactory results. Keywords:fuzzy adaptive;hypersonic vehicle;disturbance;uncertainty 近年来，近空间高超声速飞行器因其发射成本建模动态以及参数和结构的不确定性都被归结到系 低、起飞准备周期短、军事应变能力强等优点，已成 统的于扰输入项，设计控制器时要求必须对系统每 为争夺制空权的有力武器.由于高超飞行器具有超 个部分的干扰源具有鲁棒性. 高的飞行高度、超大的马赫数、超宽的飞行包络、飞 目前，反馈线性化、动态逆、变结构控制、神经网 行环境复杂、空间环境变化剧烈等特点，所以其在飞 络等方法已应用于高超声速飞行器的控制系 行过程中受到的外部干扰异常严重，内部参数与结 统351.文献[3]基于奇异摄动理论，提出了鲁棒变 构不确定性非常明显.针对这类系统，传统的基于 结构与动态逆相结合的内外环解耦控制方法，外环 “系数冻结法”的PID增益调节控制器的设计方法 基于简化模型设计自适应滑模变结构控制律，强耦 受到了极大的挑战12.另一方面，针对高超飞行器 合的内环采用动态逆跟踪姿态角速度指令，设计的 的干扰问题，目前还缺乏专门针对多源性干扰的建 控制器具有很好的抗干扰能力，其不足之处在于动 模和抑制的研究，在很多实际控制系统中，对象的未 态逆控制要求建立被控对象的精确模型，这在实际 工程中很难做到.文献[4]详细研究了自适应滑模 收稿日期：2011-11-14.网络出版日期：20120309 变结构方法在高超声速飞行器控制中的应用，首先 基金项目：国家自然科学基金资助项目(91016004). 通信作者：冯云山.E-mail:s0 ngshan68@163.com. 将动态逆控制和变结构控制相结合，解决了非线性
·130 智能系统学报 第7卷 耦合问题，并且具有很好的鲁棒性：然后在此基础上 速度、航迹倾角、高度、攻角和俯仰角速度；L、T、D、M, 设计了自适应滑模变结构控制器，改善了控制系统 分别表示升力、推力、阻力和俯仰转动力矩；m、1、S、 对不确定性的适应能力.Lin等1将自适应模糊控 1山和R。分别表示飞行器的质量、俯仰转动惯量、参 制方法用于某BTT导弹的自动驾驶仪设计，在驾驶 考气动面积、特征长度、重力常数和地球半径.控制量 仪中引入一个终端吸引器控制器以加快收敛速度， 为舵偏角6g和油门开度b.发动机动态模型如式(6) 稳定性分析结果表明，所设计的BTT导弹的状态和 所示： 跟踪误差为一致有界的。 b=-2g0,b-ob +wbe (6) 现如今，越来越多的学者已经意识到在传统控 式中：b。为控制器的输出控制指令. 制中加入逻辑、推理和启发式知识的重要性，在控制 一般飞行器的舵机在空载时为惯性环节，而高 应用中出现了很多人工智能与控制理论相结合的方 超飞行器飞行空域广、舵面大、舵面变化范围宽；所 法，也就是所谓的智能控制方法.这种方法能对复杂 以高超飞行器转动惯性和气动铰链力矩对舵机动态 系统进行有效的全局控制，并具有较强的容错能力， 特性的影响不能忽略，舵机带有惯性负载状态下，舵 因而在理论研究和实际应用中都得到了广泛的关 机的动态特性可用一个比例环节表示、一个积分环 注[6.在导弹控制方面，多数结果将智能控制方法 节和一个惯性环节.本文选取的舵机为电动舵机，其 与其他方法相结合，本文研究高超速飞行器的纵向 等效模型如图1所示.其中，K知=0.72，T。=0.01, 通道控制，在控制器设计时，将高度控制和速度控制 K=0.2778,K,=250. 分开设计，针对被控对象的非线性特性，高度控制器 设计采用Backstepping控制，速度控制器设计采用 动态逆控制，对于模型中的不确定性，采用模糊自适 应系统在线辨识.然后针对所设计的控制器，分别分 析了气动干扰、发动机噪声、舵机干扰、气动参数不 确定性和飞行器模型参数不确定性对飞行器高度控 制和速度控制效果的影响，然后又分析了综合考虑 图1舵机模型 以上干扰和不确定性对飞行器高度控制和速度控制 Fig.1 Elevator deflection model 效果的影响.仿真结果表明，对各种干扰和不确定 性，速度和高度控制有较好的跟踪性和鲁棒性，所设 2模糊自适应控制策略设计 计的控制器得到了满意的效果。 由于飞行器速度的变化主要与油门的开度B。 1 高超声速飞行器的纵向动力学模型 相关，而高度的变化主要与舵偏角6g相关，因此本 文将速度控制器与高度控制器分开设计，前者采用 本文的研究对象是高超飞行器的高度控制，只 动态逆控制，后者采用Backstepping方法，并应用模 考虑纵向通道，其纵向通道模型如下： 糊自适应系统来在线辨识模型阶次高、参数变化大 v=Tcos a -D usin 0 (1) 而引起的不确定性，而且还根据Lyapunov理论设计 m 2, 0=L+Tsin au-v'rcos 0 自适应律来保证系统的稳定性与指令跟踪的精确 mV 2 (2) 性.图2为系统控制框图。 h=Vsin 0, (3) 1)Backstepping高度控制. d=0.-0, (4) 俯仰角p=a+0,定义x=[x1x23],x1=0, ⊙：=M,/L, (5) 2=p,出3=0，u=8E,式(2)~(5)可改写为严格反 式中：L=gSC,D=gSCD,T=gSCr,M= 馈形式： gS[CM(a)+CM(8e）+CM(o.)],r=h+R。,CE= rx1≈f(x1,)+g()x2, 6.5a,Co=6.5a2+0.04a+0.038,Cr= 2≈f左+g23, r0.26b,b1. CM（a）=0.0465206a, 式中(6，月=也-s0-g(W0,6=05, CM(8g）=0.04886E,Cw(w,)=-0.000856w,q= pV/2,为气动压力；V、0、h、α、o.分别表示飞行器的 x2,3,)=9[Cw(a)+Cw(0)]/L,g()=gS× 6.5/(m),g2=1,g3()=g×0.04088/L
第2期 冯云山，等：模糊自适应的高超飞行器控制与干扰 ·131· Backstepping控制设计 a0 G,(0) 自适应律1 (☒PD 4☒ 模糊 模糊 控制器1 控制器2 0,(0) 自适应律2 X2.X 00) (a)高度控制 动态逆控制 模糊控制器 发动机模型 被控对象 0.0) 自适应律 X、X、x 、------------- (b)速度控制 图2高超声速飞行器纵向控制 Fig.2 The longitudinal control diagram for the hypersonic vehicle 通过式(3)的逆变换，将给定的理想高度指令 2)速度控制. 转换成理想的航迹角指令来设计高度跟踪控制器， 将式(1)改写为 Ya =arcsin n[K(h-ha)+K (h-ha)dt] 户=f(x1,x2,x3,V)+g(1,x2,)be V 式中：g(x1x2,)>0. 式中：Kp>0,K>0为常数.令xa=ya,定义1= 给定速度指令Va,令av=V-Va,控制器输入为 1一xd,选取x2u作为-子系统的虚拟控制输入，基 b。=-k,ay+g(x1,x2,V)[-f(x1,x2,3,+] 于Lyapunov稳定性理论设计， (12) x2a=-k1a1-f(x1,)/g1()+1a/g1(), 对式(12)中未知函数采用模糊自适应系统进行辨 使-子系统为渐近稳定的. 识，取Zy=[x1x23Va],则有be=-kzv+ 对上式中未知函数采用模糊自适应系统进行辨 Z模糊自适应控制器设计为 识，取Z1=[x1门，则有 Ov =Iv(zvEvZy-8vev). xx =-kz1-0i Z+iVud 3多源抗干扰能力分析 自适应控制律设计如式(7)、(8)所示： d1=Tu(a51Z1-60), (7) 高超飞行器在高速飞行时的干扰可以分为气动 G1=T2(-z11Z1x1u-61201). (8) 干扰、发动机干扰、舵机干扰等，以及气动热和气动 定义2=x2-x2a,3=2+入a2,则3子系统设计的 振动引起的不确定性等.下面分别对其进行仿真. 系统高度控制输入为 飞行控制的仿真条件为：基础高度为30000m、 u=1-33-f月(2，x3,)/g3()+ 高度变化为幅值500m、周期为100s的方波信号、基 (2a-入2)/g3(V) (9) 础速度为4500m/s、速度变化为50m/s的阶跃. 对式(9)中未知函数采用模糊自适应系统进行 控制器参数为：Kp=0.3,K=0.03,k1=12, 辨识，取Z3=[x23门，则有 T1=T2=10,61=62=1,k3=2,A=1,ky=0.01, u=-1-k33-0553Z3+3V(2a-Ai2). T31=T32=2,Ty=0.05,631=62=0.1,6w=0.01. 自适应控制律设计如式(10)、(11)： 1)在无任何干扰和不确定性情况下，仿真结果 03=T31(z353Z3-δ3103)， (10) 如图3所示，仿真结果表明，设计的控制器对高度指 店=T(-343Z3(u-)-623).(11) 令有很好的跟踪性能，响应时间为25s,超调为
·132 智能系统学报 第7卷 30%;速度跟踪响应时间为20s,存在4m/s的稳态 气压高度h随机漂移误差模型为 误差；舵偏角变化平稳、频率较低，稳定时舵偏角变 Ea~N(0,1). 化范围很小，所以舵机易于控制；油门开度变化平 速度V的随机漂移误差模型为 稳，变化幅值小、频率低，易于实现. ev~N(0,1). 3.l0×10 高度指令 仿真结果如图5所示.可以看出，测量误差对高 未加干扰 度和速度都有明显影响. 3.06 3.15*10 ·高度指令 E3.104 未加干扰 3.02 加干扰力矩 3.05 2.980 20 40 6080 100120 3.00 tis 2.950 20 40 6080100120 (a)高度跟踪结果 ts ,。速度指令 一未加干扰 (a)高度跟踪结果对比 450六10 4.49 ··速度指令 速度指令 未加干扰 4.48 未加干扰 4.51×10 加干扰力知 4.470 20 4060 80100120 4.49 tls (b)速度跟踪结果 4.470 20 406080100120 t/s 10 (b)速度跟踪结果对比 0 图4气动干扰力矩影响 -10 Fig.4 Effect on adding disturbance torque 20 0 20406080100120 t/s ··高度指令 3.10÷10 未加干扰 (c)升降舵变化 ··加测量喋声 0.8 3.051 3.00 2.956 20 40 6080100120 t计s 406080100120 (a)高度跟踪结果对比 (d)油门开度变化 ·速度指令 图3无干扰仿真结果 4.51产10 一未加干扰 Fig.3 Simulation results with no disburtance ··加测量噪声 4.50 4.49 2)在各种干扰和不确定性下的仿真分析. 4.48 ①汽动干扰的仿真。 气动干扰力矩为谐波干扰，假设俯仰轴受到的 446 20 40 6080100120 ts 外部干扰力矩为2×10in(2t)N·m-1,仿真结果 (b)速度跟踪结果对比 如图4所示.仿真结果表明，干扰力矩对高度和速度 图5测量误差影响 都有影响，对速度影响更明显. Fig.5 Effect on adding various mesurement errors ②测量误差仿真 ③由舵机产生的干扰分析. 俯仰角0，的测量误差的相关函数服从一阶马 舵机干扰为谐波干扰，在舵机模型中加入 尔可夫过程2]，随机漂移误差模型为 0.314sin(2t)的正弦波于扰，舵偏角限幅值为18°， ￡g~N(0.006,0.007). 角频率为2Hz
第2期 冯云山，等：模糊自适应的高超飞行器控制与干扰 ·133· 仿真结果如图6所示.仿真结果表明，舵机干扰 速度的影响则主要表现在稳态误差上， 对高度和速度几乎没有影响. 3)加入上述所有干扰及不确定性， 3.10*10 - 高度指令 仿真结果如图8所示.仿真结果表明，综合以上 未加干扰 加舵机干扰 所有的干扰和不确定性之后，对高度和速度跟踪都 3.05 产生了明显的影响，从整体上来看，高度控制和速度 3.00 控制都有较好的跟踪性和鲁棒性， 高度指令 2.95 0 6080 100120 3.1010 未加干扰 tis 加所冇干扰 日3.05 (a)高度跟踪结果对比 .00 45110 ·速度指令 未加干扰 2 :加舵机干扰 20 40 6080100120 4.50 tis 4.49 (a)高度跟踪结果对比 4.48 4.47 4.51×10 ··速度指令 20 40 6080 100120 一未加干扰 --加所冇干扰 4.50 (b)速度跟踪结果对比 4.49 图6舵机干扰影响 Fig.6 Effect on adding elevator deflection dsturbance 4.48 ④结构参数不确定性分析 4.4 20 40 60 80100120 飞行器固有参数和空气动力学参数都存在不确 tis 定性，假设气动参数C。存在50%的不确定性，C (b)速度跟踪结果对比 存在30%的不确定性；飞行器质量m、转动惯量I”、 图8所有干扰综合影响 大气密度p和最大迎风面积S都存在5%的不确定 Fig.8 Effect on adding all disturbances and uncertainties 性，仿真结果如图7所示。 4结束语 ·高度指令 3.10*10 未加干扰 加不确定性 本文研究高超速飞行器的纵向通道控制，在控 3.05 制器设计时，将高度控制和速度控制分开设计，针对 3.00 被控对象的非线性特性，高度控制器设计采用 Backstepping控制，速度控制器设计采用动态逆控 20 40 60 80100120 制，对于模型中的不确定性，采用模糊自适应系统在 t/s 线辨识. (a)高度跟踪结果对比 针对设计的控制器，本文分别分析了气动干扰、 4.51r×10 。速度指令 未加干扰 发动机噪声、舵机干扰、气动参数不确定性和飞行器 4.50 :加不确定性 模型参数不确定性对飞行器高度控制和速度控制效 ,■■■■ =-“- 4.49 果的影响，然后又分析了综合考虑以上干忧和不确 定性对飞行器高度控制和速度控制效果的影响 4.4 仿真结果表明，对各种干扰和不确定性，速度和 20 40 60 80 100120 高度控制有较好的跟踪性和鲁棒性，所设计的控制 t/s 器得到了满意的效果。 (b)速度跟踪结果对比 图7结构参数不确定性影响 参考文献： Fig.7 Effect on adding vanious uncertainties 仿真结果表明，不确定性对高度和速度都有明 [l]黄国勇，姜长生，薛雅丽.新型自适应Terminal滑模控制 及应用[J].航空动力学报，2008,23(1)：156-162. 显影响，主要影响高度跟踪的响应时间和超调量，对 HUANG Guoyong,JIANG Changsheng,XUE Yali.An a-
·134: 智能系统学报 第7卷 daptive terminal sliding mode control and its applications 805-810. [J].Journal of Aerospace Power,2008,23(1):156-162. [8]李长青.导弹控制系统设计研究[D].哈尔滨：哈尔滨 [2]吴森堂.飞航导弹制导控制系统随机鲁棒分析与设计 工程大学，2002：12-25. [M].北京：国防工业出版社，2010：4049. LI Changqing.Investigation on design of missile control sys- [3]张军，王玫，赵德安.高超飞行器的冉入非线性鲁棒控制 tem[D].Harbin:Harbin Engineering University,2002: [J].动力学与控制学报，2011,9(11)：9196 12-25. ZHANG Jun,WANG Mei,ZHAO De'an.Re-entry nonlin- 作者简介： ear robust control law for hypersonic vehicles[J].Journal of 冯云山，男，1987年生，硕士研究 Dynamics and Control,2011,9(11):91-96. 生，主要研究方向为导航制导与控制， [4]XU H J,MIRMIRANI M D,IOANNOU P A.Adaptive sliding model control design for a hypersonic fight vehicle [J].AIAA Journal of Guidance,Control,and Dynamics, 2004,27(5):829-837. [5]LIN Chuankai,WANG Shengde.Adaptive fuzzy control of bank-to-turn missiles[C]//Proceedings of the Industrial E- 杨照华，女，1975年生，副教授，博 lectronics,Control and Instrumentation.Taipei,China, 士.主要研究方向为航天器姿态轨道控 1996,2:596601. 制、导航制导与控制等.曾经作为技术 [6]JIN Yugiang,GU Wenjin,WU Jinhua,et al.Sliding mode 骨干参与国家“973”计划项目1项、国 control of BTT missile based on fuzzy-neural approach 防重大基础科研项目1项、国家自然科 [C]//Proceedings of the 5th World Congress on Intelligent 学基金1项、国家“863”计划重大项目1 Control and Automation.Hangzhou,China,2004,6: 项，目前负责国家“863”计划项目1项、国家自然科学基金1 5483-5486. 项.曾获中国博士后科学基金一等资助，北京航空航天大学 [7]高道祥，孙增圻，罗熊，等.基于Backstepping的高超声 “蓝天新秀”，获部级二等奖1项、国防科学技术进步二等奖 速飞行器模糊自适应控制[J].控制理论与应用，2008， 1项.发表学术论文20余篇，其中被SC、EI检素10余篇， 25(5):805-810. 被STP检索10篇，授权专利5项，登记软件著作权4项. GAO Daoxiang,SUN Zengqi,LUO Xiong,et al.Fuzzy adaptive control for hypersonic vehicle via Baskstepping method[J].Control Theory Applications,2008,25(5):