[发明专利]一种非脆弱保性能静态输出反馈姿态稳定控制方法

权利要求书

1.一种非脆弱保性能静态输出反馈姿态稳定控制方法，其特征在于：包括以下步骤：

步骤一：构建飞行器三通道姿态线性化状态空间模型；具体为：

第一步：依据飞行器质心平动运动和绕质心转动方程进行小扰动线性化得到：

其中Δα表示攻角小偏差量，Δθ表示弹道倾角小偏差量，表示俯仰角小偏差量，和分别表示的二阶导数和一阶导数，表示升降舵小偏差量；Δβ表示侧滑角小偏差量，Δσ表示弹道偏角小偏差量，Δψ表示偏航角小偏差量，和分别表示Δψ的二阶导数和一阶导数，Δδ_ψ表示方向舵小偏差量；Δγ表示滚转角小偏差量，和分别表示Δγ的二阶导数和一阶导数，Δδ_γ表示副翼小偏差量，代表弹道倾角偏差量关于时间的导数，代表弹道偏角偏差量关于时间的导数；

动力系数详细形式为：

其中P为飞行器推力，分别为升力系数关于攻角和升降舵的偏导数，分别为侧向力系数关于侧滑角和方向舵的偏导数，分别为俯仰力矩系数关于攻角和升降舵的偏导数，分别为偏航力矩系数关于侧滑角和方向舵的偏导数，为滚转力矩系数关于副翼的偏导数，分比为滚转、偏航和俯仰通道的阻尼力矩系数，J_x、J_y、J_z分别是飞行器三轴的转动惯量，m、l、q、S分别为飞行器的质量、特征长度、动压和特征面积，g、θ₀、α₀、V分别为重力加速度、标称弹道倾角、标称攻角和速度；

第二步：设定飞行器姿态线性化模型状态量、控制量和输出量为：

其中x₁为状态量，u为控制量，y为模型输出量，δ_ψ δ_γ分别表示升降舵、方向舵和副翼；

第三步：由线性化模型(1)和(3)得飞行器线性化状态空间模型为：

其中

式中，表示x₁关于时间的导数，I表示对角单位阵；D表述输入输出传递矩阵；

步骤二：构建飞行器非脆弱保性能静态输出反馈控制模型；

步骤三：设计非脆弱保性能静态输出反馈控制器。

2.根据权利要求1所述的一种非脆弱保性能静态输出反馈姿态稳定控制方法，其特征在于：步骤二中，所述飞行器非脆弱保性能静态输出反馈控制模型的构建过程为：

第一步：考虑飞行器存在的参数不确定性，构建飞行器不确定状态空间模型：

其中ΔA、ΔB和ΔC为不确定矩阵；

第二步：明确非脆弱保性能控制器形式为：

其中K和X₅为待设计参数矩阵，αΦ则表示由于低成本元器件导致的控制矩阵不确定项，其中Φ为一个满足Φ^TΦ≤I未知时变矩阵，α为正常数；

第三步：基于控制器和不确定状态空间模型推导闭环状态空间模型为：

其中且

其中，ΔD表示输入输出传递矩阵D的不确定矩阵；F和[G₁G₂]是对不确定矩阵的奇异值分解得到的分块矩阵；

第四步：设定性能函数为：

其中Q、R为人为设定的正定矩阵，至此，已完成控制模型构建，即寻找输出反馈控制器使得闭环系统渐进稳定且性能指标J＜J^*，其中，t表示时间，J^*表示性能指标上界值。

3.根据权利要求1所述的一种非脆弱保性能静态输出反馈姿态稳定控制方法，其特征在于：步骤三所述设计非脆弱保性能静态输出反馈控制器过程为：

第一步：设定矩阵：

其中ξ₁、ξ₂均为正标量，P₄，P₆，X₁，X₇，X₈，X₉，均为控制器设计的中间变量矩阵；

第二步：构建矩阵：

第三步：采用Matlab软件中线性矩阵不等式工具箱对矩阵进行解算，即能得到满足且能够保证不确定系统渐进稳定的K矩阵，且其中，x(0)表示系统状态量的初始值，至此，已经完成非脆弱保性能静态输出反馈姿态稳定控制器设计。