基于干擾觀測(cè)器的高超聲速飛行器雙冪次滑?？刂蒲芯?/h1>
2017-05-13 11:16:34姜定國(guó)
電子設(shè)計(jì)工程 2017年9期 關(guān)鍵詞：模型設(shè)計(jì)
姜定國(guó)，劉 蓉，楊 帆
（1.南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，江蘇 南京210016；2.南京航空航天大學(xué) 無(wú)人機(jī)研究院 中小型無(wú)人機(jī)先進(jìn)技術(shù)工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京210016）
基于干擾觀測(cè)器的高超聲速飛行器雙冪次滑?？刂蒲芯?/p>
姜定國(guó)1，劉 蓉2，楊 帆1
（1.南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，江蘇 南京210016；2.南京航空航天大學(xué) 無(wú)人機(jī)研究院 中小型無(wú)人機(jī)先進(jìn)技術(shù)工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，江蘇 南京210016）
針對(duì)模型參數(shù)不確定和外界未知干擾對(duì)高超聲速飛行器的影響，提出基于干擾觀測(cè)器的雙冪次滑?？刂撇呗浴Ｊ紫壤貌逯禂M合高超聲速飛行器在巡航段的氣動(dòng)參數(shù)，從而建立精確的縱向模型；然后采用輸入-輸出反饋線性化方法，解除多變量之間的耦合關(guān)系；同時(shí)利用干擾觀測(cè)器逼近未知干擾，并采用基于滑模方法解決非匹配不確定性的問(wèn)題。最后，針對(duì)滑?？刂浦卸墩竦膯?wèn)題，加入雙冪次進(jìn)行改進(jìn)。最后通過(guò)仿真實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證表明，該方法可以保證閉環(huán)系統(tǒng)的全局穩(wěn)定，并且擁有良好的跟蹤性能和魯棒性能。
高超聲速飛行器；干擾觀測(cè)器；雙冪次；滑模；抖振
由于高超聲速飛行器飛行環(huán)境大范圍[1-2]變化，氣動(dòng)參數(shù)動(dòng)態(tài)變化劇烈并存在外界氣動(dòng)干擾；建模得到的面向控制的飛行器模型與實(shí)際模型存在一定的不匹配，即建模的不確定性。以上原因?qū)е赂叱曀亠w行器存在較大的不確定性，這些不確定性將對(duì)高超聲速飛行器控制的穩(wěn)定性，快速性產(chǎn)生不利的影響。因此研究解決具有模型不確定性的高超聲速飛行器動(dòng)態(tài)特性分析問(wèn)題，具有非常重要的意義。
目前針對(duì)高超聲速飛行器不確定性問(wèn)題，很多學(xué)者直接從控制器設(shè)計(jì)方面著手，不確定性視為一種擾動(dòng)，將其假定在一定的范圍內(nèi)，并引入到控制器的設(shè)計(jì)中，如文獻(xiàn)[3-4]。然而這種研究方法并沒(méi)有分析不確定因素的物理本質(zhì)，沒(méi)有具體反映某一特定的不確定因素對(duì)動(dòng)態(tài)系統(tǒng)的影響，如此對(duì)飛行器不確定參數(shù)的分析并不能精確反映出真實(shí)條件飛行器的動(dòng)態(tài)特性和控制特性。文獻(xiàn)[5-9]分別運(yùn)用反步控制、滑?？刂啤Ⅳ敯艨刂坪妥赃m應(yīng)動(dòng)態(tài)面控制等控制方法克服了外界干擾以及不確定因素的影響。然而，由于飛行器自身對(duì)飛行過(guò)程中系統(tǒng)的暫態(tài)性和飛行精度要求比較高，當(dāng)外界干擾為非周期性的信號(hào)時(shí)，上述方法很難保證系統(tǒng)的暫態(tài)性。文獻(xiàn)[10-11]分析了高超聲速飛行器的不確定和外部干擾。文獻(xiàn)[12]針對(duì)多輸入多輸出系統(tǒng)的不確定性干擾采取滑模的控制方法，但是抖振并沒(méi)有得到明顯的改善。
文中利用基于干擾觀測(cè)器的雙冪次的方法并加入?yún)?shù)不確定性的模型設(shè)計(jì)了高超聲速飛行器的縱向模型的滑模變結(jié)構(gòu)控制器。在反饋線性化得到的模型中加入不確定參數(shù)變化，然后設(shè)計(jì)控制器并利用Lyapunov函數(shù)驗(yàn)證其穩(wěn)定性。為了驗(yàn)證該方法的有效性，對(duì)標(biāo)稱模型和參數(shù)攝動(dòng)的模型進(jìn)行仿真驗(yàn)證，表明基于干擾觀測(cè)的雙冪次滑模對(duì)高超聲速飛行器的非線性控制具有指令跟蹤行和魯棒性。
1 高超聲速飛行器縱向建模
1.1 非線性數(shù)學(xué)模型
該飛行器在高超聲速巡航飛行條件下的縱向運(yùn)動(dòng)模型描述為[13-15]：
氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩表示為：
S表示機(jī)翼浸潤(rùn)面積，cA平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)，Cl，Cd，CT，Cm表示升力系數(shù)，阻力系數(shù)，推力系數(shù)，俯仰力矩系數(shù)。
其中，x=[V，γ，α，q，h]T表示高超聲速飛行器的非線性的5個(gè)狀態(tài)，分表是速度，航跡角，迎角，俯仰角速率，高度。
發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算公式為：
發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)方程采用二階系統(tǒng)模型：
模型的控制輸入為發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥調(diào)定值 βc和升降舵偏轉(zhuǎn)δe，輸出量為速度V和高度h，y=[V h]T，選定阻尼ζ=0.7，固有頻率ωn=5 rad/s。
在分析高超聲速飛行器的模型的時(shí)候，有必要考慮其內(nèi)部干擾和不確定性，采用所假定的額定值附加一個(gè)變化-Δ來(lái)表示參數(shù)的不確定性，即：
m，Jy，cA，Sw，ρ分別表示飛行器質(zhì)量，轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，氣動(dòng)弦長(zhǎng)，機(jī)翼浸潤(rùn)面積和大氣密度。
1.2 輸入-輸出反饋線性化
文中所提出的基于雙冪次滑模的高超聲速飛行器控制的目的是保證飛行器的飛行速度V和飛行高度h在給定的控制輸入矢量范圍內(nèi)能快速跟蹤到指定值Vc和hc。式（1）～（5）對(duì)輸出飛行速度V和飛行高度h采用全狀態(tài)反饋線性化處理，即對(duì)飛行
速度V和飛行高度h分別微分n和m次，直到控制輸入βc或δe出現(xiàn)在微分式子中。于是有：
將輸出飛行速度的3次微分和飛行高度h的4次微分表示為：
假定的額定值附加一個(gè)變化Δ的來(lái)表示參數(shù)的不確定性輸出飛行速度的3次微分和飛行高度h的4次微分表示為：
2 基于干擾觀測(cè)器雙冪次滑?？刂破髟O(shè)計(jì)
2.1 控制器設(shè)計(jì)
假設(shè):參數(shù)的確定性是有界的，|ΔFV|＜MV，|ΔFh|＜Mh（MV＞0，Mh＞0）BBT是非奇異矩陣，（BBT）-1是存在的。
根據(jù)高超聲速飛行器的模型選擇如下的滑模面；
其中λV，λh是定值，eV（t）=V-Vd，eh（t）=h-hd是速度和高度的跟蹤誤差，積分項(xiàng)用來(lái)消除靜態(tài)誤差。
對(duì)（20）微分后：
雙冪次設(shè)計(jì)如下：
其中，kV1，kV2，kh1，kh2＞0 0＜αV，αh＜1，βV，βh＞1，sgn（SV），sgn（Sh）是符號(hào)函數(shù)。
2.2 非線性干擾觀測(cè)器設(shè)計(jì)
考慮系統(tǒng)受到的外界干擾和不確定性，令：
系統(tǒng)化為如下形式：
考慮速度跟蹤非線性控制，設(shè)計(jì)如下的干擾觀測(cè)器的狀態(tài)：
設(shè)計(jì)的速度觀測(cè)器為：
為了簡(jiǎn)化問(wèn)題，通常將L1（x）取為常數(shù)l0，即：
同理，高度的非線性觀測(cè)器為：
2.3 穩(wěn)定性分析
選擇系統(tǒng)Layapunov函數(shù)：
對(duì)（28）求導(dǎo)：
對(duì)（29）進(jìn)一步推導(dǎo)得：
V&≤-KV1它是負(fù)定的。
3 仿真驗(yàn)證
為了驗(yàn)證基于干擾觀測(cè)器的雙冪次滑模的可行性，在MATLAB/simulink下進(jìn)行仿真驗(yàn)證，高超聲速飛行器的平衡條件為：
選取仿真參數(shù)如下：
為了驗(yàn)證方法的魯棒性，選取最大不確定參數(shù)變化如下：
仿真結(jié)果如下：
圖1 標(biāo)稱模型和不確定性模型對(duì)速度的響應(yīng)
圖2 標(biāo)稱模型和不確定性模型對(duì)高度的響應(yīng)
從圖1和圖2看出在參數(shù)攝動(dòng)在時(shí)，速度跟蹤出現(xiàn)很小的超調(diào)，高度跟蹤出現(xiàn)了細(xì)微的穩(wěn)態(tài)誤差，因此對(duì)速度和高度的單獨(dú)控制取得了良好的控制效果。
圖3 標(biāo)稱模型和不確定性模型對(duì)升降舵的響應(yīng)
圖4 標(biāo)稱模型和不確定性模型對(duì)調(diào)節(jié)閥的響應(yīng)
從圖3和圖4看出，高超聲速的控制輸入的升降舵和調(diào)節(jié)閥具有很小的抖動(dòng)，且從軌跡來(lái)看，參數(shù)攝動(dòng)對(duì)軌跡變化影響小，驗(yàn)證了該方法具有較好的魯棒性。仿真表明，基于干擾觀測(cè)器的雙冪次滑模對(duì)高超聲速飛行器有較好的跟蹤性和魯棒性。
4 結(jié) 論
文中針對(duì)具有強(qiáng)非線性、不確定性的高超聲速飛行器外環(huán)穩(wěn)定跟蹤控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)了基于干擾觀測(cè)器的雙冪次滑模非線性控制器?？刂破骼昧嘶７椒ㄔ谔幚矸蔷€性問(wèn)題時(shí)的獨(dú)特優(yōu)越性，并采用干擾觀測(cè)器解決非線性干擾的問(wèn)題。仿真結(jié)果表明，本文設(shè)計(jì)的控制器實(shí)現(xiàn)了高超聲速飛行器外環(huán)穩(wěn)定跟蹤控制，改善了同時(shí)存在內(nèi)部參數(shù)攝動(dòng)和外部未知干擾下的飛行控制性能，具有良好的跟蹤性能和魯棒性能。
[1]黃琳.近空間高超聲速飛行器對(duì)控制學(xué)科的挑戰(zhàn)[J].控制理論與應(yīng)用，2011，28（10）:23-28.
[2]Young M，Keith S.An overview of advanced concepts for near-space systems[R].AIAA-2009-4805，2009.
[3]劉彥斌.高超聲速飛行器建模及其先進(jìn)飛行控制機(jī)理的研究[D].南京：南京理工大學(xué)，2007.
[4]isa Fiorentini，Andrea Serrani，Michael A Bolender. Nonlinear control of a hypersonic vehicle with structural flexibility[C]//Proceedings of the 47th IEEE Conference on Decision and Control，2008：578-583.
[5]葛東明.臨近空間高超聲速飛行器魯棒變?cè)鲆婵刂芠D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2011.
[6]王健.基于動(dòng)態(tài)逆的高超聲速飛行器高度控制方法[J].航天控制，2012，6（3）:19-22.
[7]Bajodah A H.Perturbed feedback linearization of attitude dynamics[C]//2008 American Control Conference Seattle，2008:5222-5229.
[8]韓釗，宗群，田柏苓，等.基于Terminal滑模的高超聲速飛行器姿態(tài)控制[J].控制與決策，2013，28（2）：259-268.
[9]Chaofang H，Lin W.Adaptive generalized backstepping control based on sliding mode observer of air-breathing hypersonic vehicle [C]// In: Proceedings of the 31st Chinese Control Conference，Hefei，China，2012：122-128
[10]ShtesselY，TournesC，Krupp D.Reusable launch vehicle control in sliding modes[C]//In: AIAAGuidance，Navigation，andControlConference，New Orleans:AIAA，1997:335-345.
[11]R.A.Saidi，B.Minaker.An adaptive sliding mode control for trajectory tracking of aself-reconfigurable robotic system[C]//Robot Intelligence Technology and Application 2，2014：381-391.
[12]Nizar A，Houda B M，Said N A.A new sliding function for discrete predictive sliding mode control of time delay systems[J].International Journal of Automation and Computing，2013，10（4）：288-295.
[13]Qudrat K，Aamer I B，Sohail I，et al.Dynamic integral sliding mode for MIMO uncertain nonlinear systems [J].International Journal of Control，Automation，and Systems，2011，9（1）：151-160.
[14]劉燕斌，陸宇平.基于反步法的高超音速飛機(jī)縱向逆飛行控制[J].控制與決策，2007，22（3）:313-317.
[15]XU Haojian，Mimirani M D，Joanou P A.Aaptive sliding mode control dsesign for a hypersonic flight vehicle [J].Journal of Guidance Control and Dunamic 2004，27（5）:829-838.
Double power reaching law based sliding mode control for hypersonic vehicle based on disturbance observer
JIANG Ding-guo1，LIU Rong2，YANG Fan1
（1.College of Automation Engineering，NUAA，Nanjing 210016，China；2.Key Laboratory of Advanced Technology for Unmanned Aerial Vehicle UAV Research Institute，NUAA，Nanjing 210016，China）
The intelligence-nonlinear control scheme via double power reaching law based sliding mode control method is proposed to solve the problems of model uncertainties and unknown outside disturbances.Firstly，the aerodynamic parameters of the morphing vehicle are replaced with curve-fitted approximation in order to build the accurate model for the purpose of control design in the hypersonic flight.Then the nonlinear vehicle model is transformed into the strict feedback multi-input/multi-output nonlinear system by using the input-output feedback linearization approach.At the same time，the disturbance observer is used to approximate the unknown disturbance，and the sliding mode method is used to solve the problem of non matching and uncertainty.Finally，according to the buffeting problem in sliding mode control，the double power is improved.Finally，simulation results show that the proposed method can ensure the global stability of the closed-loop system，and has good tracking performance and robust performance
hypersonic vehicle；disturbance observer；double power；sliding mode；buffeting
TN249
A
1674-6236（2017）09-0096-05
2016-07-11稿件編號(hào)：201607089
總裝預(yù)研基金資助項(xiàng)目（51325010601）
姜定國(guó)（1990—），男，安徽天長(zhǎng)人，碩士研究生。研究方向：控制工程。
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由于高超聲速飛行器飛行環(huán)境大范圍[1-2]變化，氣動(dòng)參數(shù)動(dòng)態(tài)變化劇烈并存在外界氣動(dòng)干擾；建模得到的面向控制的飛行器模型與實(shí)際模型存在一定的不匹配，即建模的不確定性。以上原因?qū)е赂叱曀亠w行器存在較大的不確定性，這些不確定性將對(duì)高超聲速飛行器控制的穩(wěn)定性，快速性產(chǎn)生不利的影響。因此研究解決具有模型不確定性的高超聲速飛行器動(dòng)態(tài)特性分析問(wèn)題，具有非常重要的意義。
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文中利用基于干擾觀測(cè)器的雙冪次的方法并加入?yún)?shù)不確定性的模型設(shè)計(jì)了高超聲速飛行器的縱向模型的滑模變結(jié)構(gòu)控制器。在反饋線性化得到的模型中加入不確定參數(shù)變化，然后設(shè)計(jì)控制器并利用Lyapunov函數(shù)驗(yàn)證其穩(wěn)定性。為了驗(yàn)證該方法的有效性，對(duì)標(biāo)稱模型和參數(shù)攝動(dòng)的模型進(jìn)行仿真驗(yàn)證，表明基于干擾觀測(cè)的雙冪次滑模對(duì)高超聲速飛行器的非線性控制具有指令跟蹤行和魯棒性。
1 高超聲速飛行器縱向建模
1.1 非線性數(shù)學(xué)模型
該飛行器在高超聲速巡航飛行條件下的縱向運(yùn)動(dòng)模型描述為[13-15]：
氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩表示為：
S表示機(jī)翼浸潤(rùn)面積，cA平均氣動(dòng)弦長(zhǎng)，Cl，Cd，CT，Cm表示升力系數(shù)，阻力系數(shù)，推力系數(shù)，俯仰力矩系數(shù)。
其中，x=[V，γ，α，q，h]T表示高超聲速飛行器的非線性的5個(gè)狀態(tài)，分表是速度，航跡角，迎角，俯仰角速率，高度。
發(fā)動(dòng)機(jī)推力計(jì)算公式為：
發(fā)動(dòng)機(jī)動(dòng)態(tài)方程采用二階系統(tǒng)模型：
模型的控制輸入為發(fā)動(dòng)機(jī)節(jié)流閥調(diào)定值 βc和升降舵偏轉(zhuǎn)δe，輸出量為速度V和高度h，y=[V h]T，選定阻尼ζ=0.7，固有頻率ωn=5 rad/s。
在分析高超聲速飛行器的模型的時(shí)候，有必要考慮其內(nèi)部干擾和不確定性，采用所假定的額定值附加一個(gè)變化-Δ來(lái)表示參數(shù)的不確定性，即：
m，Jy，cA，Sw，ρ分別表示飛行器質(zhì)量，轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，氣動(dòng)弦長(zhǎng)，機(jī)翼浸潤(rùn)面積和大氣密度。
1.2 輸入-輸出反饋線性化
文中所提出的基于雙冪次滑模的高超聲速飛行器控制的目的是保證飛行器的飛行速度V和飛行高度h在給定的控制輸入矢量范圍內(nèi)能快速跟蹤到指定值Vc和hc。式（1）～（5）對(duì)輸出飛行速度V和飛行高度h采用全狀態(tài)反饋線性化處理，即對(duì)飛行
速度V和飛行高度h分別微分n和m次，直到控制輸入βc或δe出現(xiàn)在微分式子中。于是有：
將輸出飛行速度的3次微分和飛行高度h的4次微分表示為：
假定的額定值附加一個(gè)變化Δ的來(lái)表示參數(shù)的不確定性輸出飛行速度的3次微分和飛行高度h的4次微分表示為：
2 基于干擾觀測(cè)器雙冪次滑?？刂破髟O(shè)計(jì)
2.1 控制器設(shè)計(jì)
假設(shè):參數(shù)的確定性是有界的，|ΔFV|＜MV，|ΔFh|＜Mh（MV＞0，Mh＞0）BBT是非奇異矩陣，（BBT）-1是存在的。
根據(jù)高超聲速飛行器的模型選擇如下的滑模面；
其中λV，λh是定值，eV（t）=V-Vd，eh（t）=h-hd是速度和高度的跟蹤誤差，積分項(xiàng)用來(lái)消除靜態(tài)誤差。
對(duì)（20）微分后：
雙冪次設(shè)計(jì)如下：
其中，kV1，kV2，kh1，kh2＞0 0＜αV，αh＜1，βV，βh＞1，sgn（SV），sgn（Sh）是符號(hào)函數(shù)。
2.2 非線性干擾觀測(cè)器設(shè)計(jì)
考慮系統(tǒng)受到的外界干擾和不確定性，令：
系統(tǒng)化為如下形式：
考慮速度跟蹤非線性控制，設(shè)計(jì)如下的干擾觀測(cè)器的狀態(tài)：
設(shè)計(jì)的速度觀測(cè)器為：
為了簡(jiǎn)化問(wèn)題，通常將L1（x）取為常數(shù)l0，即：
同理，高度的非線性觀測(cè)器為：
2.3 穩(wěn)定性分析
選擇系統(tǒng)Layapunov函數(shù)：
對(duì)（28）求導(dǎo)：
對(duì)（29）進(jìn)一步推導(dǎo)得：
V&≤-KV1它是負(fù)定的。
3 仿真驗(yàn)證
為了驗(yàn)證基于干擾觀測(cè)器的雙冪次滑模的可行性，在MATLAB/simulink下進(jìn)行仿真驗(yàn)證，高超聲速飛行器的平衡條件為：
選取仿真參數(shù)如下：
為了驗(yàn)證方法的魯棒性，選取最大不確定參數(shù)變化如下：
仿真結(jié)果如下：
圖1 標(biāo)稱模型和不確定性模型對(duì)速度的響應(yīng)
圖2 標(biāo)稱模型和不確定性模型對(duì)高度的響應(yīng)
從圖1和圖2看出在參數(shù)攝動(dòng)在時(shí)，速度跟蹤出現(xiàn)很小的超調(diào)，高度跟蹤出現(xiàn)了細(xì)微的穩(wěn)態(tài)誤差，因此對(duì)速度和高度的單獨(dú)控制取得了良好的控制效果。
圖3 標(biāo)稱模型和不確定性模型對(duì)升降舵的響應(yīng)
圖4 標(biāo)稱模型和不確定性模型對(duì)調(diào)節(jié)閥的響應(yīng)
從圖3和圖4看出，高超聲速的控制輸入的升降舵和調(diào)節(jié)閥具有很小的抖動(dòng)，且從軌跡來(lái)看，參數(shù)攝動(dòng)對(duì)軌跡變化影響小，驗(yàn)證了該方法具有較好的魯棒性。仿真表明，基于干擾觀測(cè)器的雙冪次滑模對(duì)高超聲速飛行器有較好的跟蹤性和魯棒性。
4 結(jié) 論
文中針對(duì)具有強(qiáng)非線性、不確定性的高超聲速飛行器外環(huán)穩(wěn)定跟蹤控制問(wèn)題，設(shè)計(jì)了基于干擾觀測(cè)器的雙冪次滑模非線性控制器?？刂破骼昧嘶７椒ㄔ谔幚矸蔷€性問(wèn)題時(shí)的獨(dú)特優(yōu)越性，并采用干擾觀測(cè)器解決非線性干擾的問(wèn)題。仿真結(jié)果表明，本文設(shè)計(jì)的控制器實(shí)現(xiàn)了高超聲速飛行器外環(huán)穩(wěn)定跟蹤控制，改善了同時(shí)存在內(nèi)部參數(shù)攝動(dòng)和外部未知干擾下的飛行控制性能，具有良好的跟蹤性能和魯棒性能。
[1]黃琳.近空間高超聲速飛行器對(duì)控制學(xué)科的挑戰(zhàn)[J].控制理論與應(yīng)用，2011，28（10）:23-28.
[2]Young M，Keith S.An overview of advanced concepts for near-space systems[R].AIAA-2009-4805，2009.
[3]劉彥斌.高超聲速飛行器建模及其先進(jìn)飛行控制機(jī)理的研究[D].南京：南京理工大學(xué)，2007.
[4]isa Fiorentini，Andrea Serrani，Michael A Bolender. Nonlinear control of a hypersonic vehicle with structural flexibility[C]//Proceedings of the 47th IEEE Conference on Decision and Control，2008：578-583.
[5]葛東明.臨近空間高超聲速飛行器魯棒變?cè)鲆婵刂芠D].哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2011.
[6]王健.基于動(dòng)態(tài)逆的高超聲速飛行器高度控制方法[J].航天控制，2012，6（3）:19-22.
[7]Bajodah A H.Perturbed feedback linearization of attitude dynamics[C]//2008 American Control Conference Seattle，2008:5222-5229.
[8]韓釗，宗群，田柏苓，等.基于Terminal滑模的高超聲速飛行器姿態(tài)控制[J].控制與決策，2013，28（2）：259-268.
[9]Chaofang H，Lin W.Adaptive generalized backstepping control based on sliding mode observer of air-breathing hypersonic vehicle [C]// In: Proceedings of the 31st Chinese Control Conference，Hefei，China，2012：122-128
[10]ShtesselY，TournesC，Krupp D.Reusable launch vehicle control in sliding modes[C]//In: AIAAGuidance，Navigation，andControlConference，New Orleans:AIAA，1997:335-345.
[11]R.A.Saidi，B.Minaker.An adaptive sliding mode control for trajectory tracking of aself-reconfigurable robotic system[C]//Robot Intelligence Technology and Application 2，2014：381-391.
[12]Nizar A，Houda B M，Said N A.A new sliding function for discrete predictive sliding mode control of time delay systems[J].International Journal of Automation and Computing，2013，10（4）：288-295.
[13]Qudrat K，Aamer I B，Sohail I，et al.Dynamic integral sliding mode for MIMO uncertain nonlinear systems [J].International Journal of Control，Automation，and Systems，2011，9（1）：151-160.
[14]劉燕斌，陸宇平.基于反步法的高超音速飛機(jī)縱向逆飛行控制[J].控制與決策，2007，22（3）:313-317.
[15]XU Haojian，Mimirani M D，Joanou P A.Aaptive sliding mode control dsesign for a hypersonic flight vehicle [J].Journal of Guidance Control and Dunamic 2004，27（5）:829-838.
Double power reaching law based sliding mode control for hypersonic vehicle based on disturbance observer
JIANG Ding-guo1，LIU Rong2，YANG Fan1
（1.College of Automation Engineering，NUAA，Nanjing 210016，China；2.Key Laboratory of Advanced Technology for Unmanned Aerial Vehicle UAV Research Institute，NUAA，Nanjing 210016，China）
The intelligence-nonlinear control scheme via double power reaching law based sliding mode control method is proposed to solve the problems of model uncertainties and unknown outside disturbances.Firstly，the aerodynamic parameters of the morphing vehicle are replaced with curve-fitted approximation in order to build the accurate model for the purpose of control design in the hypersonic flight.Then the nonlinear vehicle model is transformed into the strict feedback multi-input/multi-output nonlinear system by using the input-output feedback linearization approach.At the same time，the disturbance observer is used to approximate the unknown disturbance，and the sliding mode method is used to solve the problem of non matching and uncertainty.Finally，according to the buffeting problem in sliding mode control，the double power is improved.Finally，simulation results show that the proposed method can ensure the global stability of the closed-loop system，and has good tracking performance and robust performance
hypersonic vehicle；disturbance observer；double power；sliding mode；buffeting
TN249
A
1674-6236（2017）09-0096-05
2016-07-11稿件編號(hào)：201607089
總裝預(yù)研基金資助項(xiàng)目（51325010601）
姜定國(guó)（1990—），男，安徽天長(zhǎng)人，碩士研究生。研究方向：控制工程。
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