[发明专利]一种高速飞行器全局快速非奇异终端滑模姿态控制方法

说明书

本公开的高速飞行器全局快速非奇异终端滑模姿态控制方法，通过构建基于惯性坐标系的高速飞行器的动力模型；对动力模型进行线性化得到高速飞行器的仿射非线性模型，仿射非线性模型分为快回路和慢回路；基于高速飞行器全局快速收敛状态建立高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面；根据高速飞行器的角度指令和所述高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面设计高速飞行器慢回路非奇异终端滑模控制律；将慢回路控制律输出的角速度作为快回路的输入，结合全局快速非奇异终端滑模面设计快回路非奇异终端滑模控制律。能够解决现有飞行器控制模型复杂、鲁棒性差、响应速度慢、控制精度不高等问题，实现无动力高速飞行器姿态的稳定控制。

技术领域

本公开属于飞行器控制技术领域，特别涉及一种高速飞行器全局快速非奇异终端滑模姿态控制方法。

背景技术

高速飞行器通常是指航行速度大于5倍音速，高度在20～100km的空间范围内的飞行器，兼有航天器和航空器的优点，汇合了诸多航天航空的前沿技术，对军事和民用都有重要的意义，成为当今世界各强国所关注的焦点。在现代军事中，高速飞行器具备高速、航程大、机动性强以及快速军事响应能力、高突防能力的特点。针对高速飞行器在军事和民用领域的重要作用，世界强国在空气动力学、推进技术、飞行控制及导航制导技术等领域的研究积累了丰厚的经验，为今后高速飞行器的发展奠定了坚实的基础。

飞行控制是高超声速飞行技术的核心问题之一，同时也是当前控制界研究的热点之一。高速飞行器由于航行速度高，外部环境对其影响较大，使得高速飞行器的模型具有强非线性、强耦合性、不确定性，在其飞行控制方法的设计上需要具有更好的鲁棒性和自主性。其中滑模控制理论具有对参数摄动的不变性和对外界干扰的鲁棒性，具有设计简单、控制精度高等优点。将滑模控制算法引入到高速飞行器姿态控制设计中来，使得姿态控制精度高、跟踪速度快、鲁棒性强。然而对于一般传统线性滑模控制，系统状态在滑动模态上是渐近稳定的，但不能快速收敛到平衡点，即无法保证收敛过程的速度，导致控制系统收敛过慢；而终端滑模解决了这个问题，在系统状态收敛方面具有较好的表现，可以在有限的时间内收敛到平衡点，同时能削弱抖振的影响，但终端滑模控制存在奇异问题，因此本专利设计研究了一种既可以快速收敛，又没有奇异问题的新型全局快速非奇异终端滑模姿态控制方法应用于高速飞行器的姿态控制。

发明内容

有鉴于此，本公开提出了一种高速飞行器全局快速非奇异终端滑模姿态控制方法，能够解决现有飞行器控制模型复杂、鲁棒性差、响应速度慢、控制精度不高等问题，实现无动力高速飞行器姿态的稳定控制。

根据本公开的一方面，提出了一种高速飞行器全局快速非奇异终端滑模姿态控制方法，所述方法包括：

构建基于惯性坐标系的高速飞行器的动力模型；

对所述动力模型进行线性化得到所述高速飞行器的仿射非线性模型，所述高速飞行器的仿射非线性模型包括所述高速飞行器的快回路状态变量和慢回路状态变量；

基于所述高速飞行器全局快速收敛状态建立所述高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面；

根据所述高速飞行器的角度指令和所述高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面设计所述高速飞行器慢回路非奇异终端滑模控制律；

将所述慢回路控制律输出的角速度作为所述高速飞行器快回路的输入，结合所述高速飞行器全局快速非奇异终端滑模面设计所述快回路非奇异终端滑模控制律。

在一种可能的实现方式中，所述高速飞行器的仿射非线性模型为：

其中，M_c是俯仰、偏航、滚转方向上的控制力矩M_c＝g₂δ，δ＝[δ_e,δ_a,δ_r]分别是俯仰、偏航、滚转三个方向的等效舵偏，为慢回路状态变量，为快回路状态变量。