[发明专利]一种近空间飞行器的姿态跟踪控制方法

权利要求书

1.一种近空间飞行器的姿态跟踪控制方法，其特征是，包括以下步骤：

S1、建立近空间飞行器巡航飞行阶段的六自由度十二状态非线性模型；

S2、设计基于hermite多项式自组织神经网络干扰观测器，获取复合干扰估计值；

S3、基于backstepping滑模控制器设计姿态跟踪控制器。

2.如权利要求1所述的近空间飞行器的姿态跟踪控制方法，其特征是，所述近空间飞行器巡航飞行阶段的六自由度十二状态非线性模型包括:

姿态角回路模型：

角速率回路模型：

上式中的各变量表示的含义如下：

Ω＝[α,β,μ]^T，α为飞行器的攻角，β为飞行器的侧滑角，μ为飞行器的滚转角，V为空速，ω＝[p,q,r]^T,p为滚转角速率，q为俯仰角速率，r为偏航角速率，M＝[l_ctrl,m_ctrl,n_ctrl]，l_ctrl、m_ctrl和n_ctrl分别为滚转、俯仰和偏航方向上的控制力矩，T为发动机推力，d_s和d_f为对应回路的复合干扰。

3.如权利要求1所述的近空间飞行器的姿态跟踪控制方法，其特征是，所述设计基于hermite多项式自组织神经网络干扰观测器，获取复合干扰估计值，具体如下：

针对受扰仿射非线性近空间飞行器，在假设复合干扰d_s和d_f未知有界的条件下，设计SHNNDO(29)，自适应律(30)如下

式中，e_i为干扰观测器误差，s_i为SHNNDO的状态，K_i＝diag{k₁,k₂,…,k_n}为待设计的对称正定矩阵，h₁，h₂，h₃为待设计的正常数，T₁，T₂，T₃为待设计的正定矩阵，λ为正常数，ψ_i＝f_i+g_ix_i+1,i＝1,2,…,n-1，ψ_n＝f_n+g_nv。如果自适应律选择如式(30)，则误差一致有界；

利用基于hermite多项式的自组织神经网络干扰观测器，获取的复合干扰估计值包括：姿态角回路模型和角速度回路模型中的复合干扰估计值i＝s,f；

式中，W＝[W₁^T,W₂^T,…,W_n^T]^T为权值矩阵，φ＝[φ₁^T,φ₂^T,…,φ_n^T]^T为基函数，c＝[c₁^T,c₂^T,…,c_n^T]^T和v＝[v₁^T,v₂^T,…,v_n^T]^T分别为基函数中心矩阵和宽度矩阵，为干扰估计值，n_b其中为SHNNDO的神经元个数。

4.如权利要求1所述的近空间飞行器的姿态跟踪控制方法，其特征是，所述基于backstepping滑模控制器设计姿态跟踪控制器，具体如下：

定义系统跟踪误差为z_s＝Ω-Ω^d，z_f＝ω-ω^d，设计滑模面

式中，λ_i为待设计的正常数，z_i(0)为跟踪误差的初始值，t为时间，s，f分别代表姿态角回路和角速度回路；

沿式对式(35)求导得

式中，

设计姿态角控制器如下：

设计滑模面如下

沿式对式(38)求导，可得

式中，

设计角速率控制器如式(40)所示，

式中，ω^d＝[p^d,q^d,r^d]^T为期望滚转角速率，q为期望俯仰角速率，r为期望偏航角速率，Λ_s为设计的正定矩阵，为d_ls的估计值，y^d＝[α^d,β^d,μ^d]^T为实际的姿态跟踪指令信号，为姿态角期望指令导数，ρ_s为姿态角的鲁棒项系数矩阵；M＝[l_ctrl,m_ctrl,n_ctrl]，l_ctrl、m_ctrl和n_ctrl分别为滚转、俯仰和偏航方向上的控制力矩，Λ_f为设计的正定矩阵，z_f＝ω-ω^d为角速率误差，z_f(0)为角速度跟踪误差的初始值，为d_lf的干扰估计值，为角速度实际指令导数，ρ_f为角速率的鲁棒项系数矩阵。