[发明专利]一种基于自适应预测周期的再入飞行器预测控制方法

权利要求书

1.一种基于自适应预测周期的再入飞行器预测控制方法，其特征在于步骤如下：

(1)建立反映再入飞行器飞行过程动态特性的姿态动力学模型；包括三自由度质心平动模型、三自由度质心转动模型以及面向姿控设计的飞行器模型；

考虑地球自转对再入运动的影响，将飞行器视作质点，描述质心运动的三自由度质心平动模型为：

式中r_e、φ、θ分别表示飞行器飞行过程中所处的地心矩、经度和纬度；υ，χ，γ分别表示飞行速度、航向角和航迹角；g₀为地球引力常数，Ω_E为地球自转角速度；L，D，Y分别表示飞行器再入过程中受到的升力、阻力和侧力；所有参数顶部带点的变量均表示该参数的导数，β、σ分别表示侧滑角和倾斜角，m为飞行器质量；

描述绕质心运动的三自由度质心转动模型为：

式中α、β、σ分别表示攻角、侧滑角和倾斜角；p、q1、r分别表示滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度；M_x、M_y、M_z分别表示滚转、俯仰和偏航通道的控制力矩；I为飞行器的转动惯量；I_xx、I_yy、I_zz分别为滚转、俯仰和偏航通道主惯性矩，I_xy、I_yz、I_xz分别为相应两通道间的惯性积；

将质心平动对转动的影响作为不确定处理，建立如下面向姿控设计的飞行器模型：

令姿态角速度ω＝(p q1 r)^T，姿态角q＝(α β σ)^T，f＝(f₁ f₂ f₃)^T为轨迹运动对姿态运动产生的不确定性，则面向控制设计的质心转动运动学方程写为：

式中令控制输入u＝(M_x M_y M_z)^T，考虑模型不确定性与外部干扰d，质心转动动力学方程写为

整理得

其中为模型未知变量，ΔI为转动惯量不确定性，ω^×为ω的叉乘矩阵；

(2)对再入飞行器的姿态子系统进行常值预测周期的虚拟预测控制器设计，具体为：针对质心转动运动学方程系统，即姿态子系统设计虚拟控制律通过使性能指标J₁最小来实现姿态角的跟踪；

其中，预测跟踪姿态误差为其中是飞行器姿态q(t)在t+τ时刻的预测值，是期望姿态轨迹q_r(t)在t+τ时刻的预测值；T₁为预测周期，且T₁＞0；姿态误差定义假设其中为姿态角速度误差，δ₁为已知有界正常数；

(3)基于步骤(2)得到的姿态子系统的常值预测周期的虚拟预测控制器，对再入飞行器的姿态子系统进行动态预测周期的自适应虚拟预测控制器设计；具体为：对姿态子系统；定义动态预测周期为对姿态进行变换形成新的过渡姿态误差建立虚拟控制律

动态预测周期自适应律和干扰估计律

使得过渡姿态误差收敛到零附近的小邻域之内；这里L₁为动态预测周期变化率，且L₁(0)＝0；待设计参数γ₁＞0，ε₁∈(0,1)，κ₁＞0，且T₁(0)为初始预测周期，为T_n的估计值，为估计误差；

(4)对再入飞行器的姿态角速度子系统进行常值预测周期的预测控制器设计；具体为：对于质心转动动力学方程，即姿态角速度子系统设计控制律

可通过使性能指标J₂最小来实现姿态角速度的跟踪；

其中，为姿态角速度误差，是飞行器姿态角速度ω在t+τ时刻的预测值，是ω_d(t)在t+τ时刻的预测值；T₂为预测周期，且T₂＞0；

(5)基于步骤(4)得到的姿态角速度子系统的常值预测周期的虚拟预测控制器，对再入飞行器的姿态角速度子系统进行动态预测周期的自适应预测控制器设计；具体为：对于姿态角速度子系统，定义并假设其中δ₂为已知有界正常数；定义动态预测周期为对姿态角速度进行变换形成新的过渡姿态角速度误差建立姿态角速度系统的基于动态预测周期的自适应预测控制器

可使过渡姿态角速度误差收敛到零附近的小邻域之内；这里L₂为动态预测周期变化率，且L₂(0)＝0；待设计参数γ₂＞0，ε₂∈(0,1)，κ₂＞0，且T₂(0)为初始预测周期，为T_m的估计值，为估计误差；

(6)结合步骤(3)得到的姿态子系统动态预测周期的自适应虚拟预测控制器以及步骤(5)得到的姿态角速度系统动态预测周期的自适应预测控制器，对再入飞行器进行动态预测周期的自适应预测控制器设计，从而实现基于自适应预测周期的再入飞行器预测控制。

2.根据权利要求1所述的一种基于自适应预测周期的再入飞行器预测控制方法，其特征在于：所述步骤(6)对再入飞行器进行动态预测周期的自适应预测控制器设计，具体为：对于再入飞行器，建立飞行器基于动态预测周期的自适应预测控制器如下：

使得飞行器姿态误差q(t)和ω(t)收敛到期望姿态附近的小邻域之内。