[发明专利]飞行器的分数阶滑模控制方法、装置及系统

权利要求书

1.一种飞行器的分数阶滑模控制方法，包括：

在偏航方向，利用自适应多次幂趋近律分数阶滑模控制器将所述飞行器的轨迹偏角、偏航角和偏航弹道轨迹约束到对应的期望值；

在俯仰方向，利用自适应多次幂趋近律分数阶滑模控制器将所述飞行器的轨迹倾角、俯仰角和俯仰轨迹约束到对应的期望值；

基于约束后的所述飞行器的轨迹偏角、偏航角、偏航弹道轨迹、轨迹倾角、俯仰角和俯仰轨迹，来控制所述飞行器的飞行姿态和轨迹；

其中，在偏航方向，利用自适应多次幂趋近律分数阶滑模控制器将所述飞行器的轨迹偏角、偏航角和偏航弹道轨迹约束到对应的期望值包括：确定所述飞行器的运动模型：

基于所述飞行器的运动模型，采用多项式轨迹作为飞行器期望轨迹，并根据轨迹解算出对应的角度作为角度期望值；利用自适应多次幂趋近律分数阶滑模控制器约束所述轨迹偏角、偏航角和偏航弹道轨迹，使所述轨迹偏角、偏航角和偏航弹道轨迹快速趋近于相应的期望值；

其中，利用自适应多次幂趋近律分数阶滑模控制器约束所述轨迹偏角、偏航角和偏航弹道轨迹，使所述轨迹偏角、偏航角和偏航弹道轨迹快速趋近于相应的期望值包括：

利用飞行器解算出的位置、姿态角，轨迹偏角和角速率偏差，确定分数阶滑模面，并选取多次幂分数阶趋近律；

基于所述分数阶滑模面和所述多次幂分数阶趋近律，生成偏航轨迹控制指令轨迹偏角舵偏指令和偏航角舵偏指令以约束所述轨迹偏角、偏航角和偏航弹道轨迹，使所述轨迹偏角、偏航角和偏航弹道轨迹快速趋近于相应的期望值；其中，基于以下公式确定所述分数阶滑模面：

其中，S_i为所述分数阶滑模面，k_il、k_i2、k_i3、k_i4分别为第一、第二、第三和第四滑模面系数，x_i1为第一状态变量，x_i2为第二状态变量，D为分数阶微积分符号，φ_i为分数阶的阶次；

其中，所选取的多次幂分数阶趋近律如下：

其中，S_j为所述多次幂分数阶趋近律，sgn为符号函数，K_j1、K_j2、K_j3、K_j4分别为第一、第二、第三和第四趋近律系数，α_j、β_j分别为趋近律幂次，D为分数阶微积分符号，φ_j为分数阶的阶次；

其中，为弹道偏角偏差变化率，m为飞行器质量，V为飞行器速度，θ_m为弹道倾角，Y为升力，Z为侧向力，γ_V为速度倾斜角，为期望弹道偏角偏差变化率，为弹道偏角偏差变化率导数，δ_y为偏航舵偏角，δ_z为俯仰舵偏角，为期望弹道偏角偏差变化率导数，a_wc，b_wc，f_wc分别为弹道偏角二阶导的第一项、第二项和第三项中间变量；

其中，q_F为末端攻击角，x_B为启控点横坐标，x_T为目标位置横坐标，z_n为多项式轨迹，x为因变量；

其中，ψ_V为弹道偏角，z_n为期望偏航弹道轨迹，D为分数阶微积分符号，φ_i为分数阶的阶次，δ_z为俯仰舵偏角，q_z0为激光中心线初始转动角度，q_z为激光中心线转动角度，A_i为趋近律，a_wm，b_wm，f_wm为偏航角二阶导式子中的中间变量。

2.根据权利要求1所述的方法，其中，利用自适应多次幂趋近律分数阶滑模控制器将所述飞行器的轨迹倾角、俯仰角和俯仰轨迹约束到对应的期望值包括：

基于所述飞行器的运动模型，采用几何曲线作为飞行器期望轨迹，并根据轨迹解算出对应的角度作为角度期望值；

基于分数阶滑模控制器的角度约束策略实现所述飞行器的轨迹倾角和俯仰角约束；

基于分数阶滑模控制器的飞行器轨迹约束策略实现所述俯仰轨迹约束。