秦昌茂 王 兴 雷延花

中国运载火箭技术研究院，北京 100076

0 引言

高速飞行器再入过程中，由于马赫数高达10以上，飞行中气动参数受到马赫数及攻角变化的影响，导致高速飞行器是一类参数大范围快速时变、强非线性的复杂被控对象，传统PID控制往往难以获得满意的控制效果，而目前普遍应用的鲁棒控制、自适应控制及滑模控制等[1-5]，虽然控制效果很好，但是增加了控制器设计的复杂程度，并且也没有对高速飞行器的稳定域进行相应的分析。

分数阶PIλDμ[6]将传统PID的整数阶次推广到分数阶次，由于比传统PID具有更强的鲁棒性及更好的控制效果[7-8]及继承了传统PID结构简单等特点，分数阶PIλDμ在其他领域已获得应用。分数阶PIλDμ控制器设计过程包括数字实现及参数整定2部分，目前数字实现方法[9-10]中以薛定宇的改进Oustaloup算法获得较好的近似效果。分数阶PIλDμ相较于传统PID增加了2个阶次参数，目前的参数整定主要是通过优化算法来确定，有极点配置法、频率法及遗传算法[11]。在分数阶PIλDμ的稳定域分析中，主要是使用D-分解法针对分数阶系统[12-13]或是参数不确定时滞系统[14]分析控制器参数稳定区域，但并未整定λ和μ两个参数。

本文基于最优Oustaloup数字实现及高速飞行器非线性俯仰通道模型建立仿真框图，结合ITAE指标利用遗传算法寻优整定分数阶PIλDμ参数，然后针对选定的分数阶PIλDμ控制器，利用D-分解法分析高速飞行器的马赫数及攻角稳定区域，以确定所设计的控制器稳定控制范围和控制参数，同时保证控制器具备最优的稳定性。……