[发明专利]再入飞行器的最优积分滑模姿态控制方法及控制器

摘要

本发明涉及一种再入飞行器的最优积分滑模姿态控制方法及控制器，属于飞行器控制技术领域。首先针对飞行器的标称模型设计了SDRE标称姿态控制律，使标称系统的性能满足提出的最优指标。然后，考虑系统的不确定性，在SDRE标称控制律的基础上设计积分滑模控制律，使系统在满足性能指标要求的同时，对不确定性具有鲁棒性。为了减弱抖振，引入二阶滑模设计思想，使控制器输出较光滑。本发明设计的姿态控制器不仅能保证期望的指标，而且具有较好的鲁棒性。

主权项

1.再入飞行器的最优积分滑模姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1，生成飞行器的状态向量；结合飞行器的实际姿态角Ω=[α,β,μ]^T，姿态角速度ω＝[ω_x,ω_y，ω_z]^T，以及速度V，组成状态向量x：x=[V,α,β,μ,ω_x,ω_y,ω_z]^T；步骤2，建立再入飞行器的数学模型：x·=f(x)+g(x)·u+d(x)]]>（1）y=h(x)其中，状态向量x=[V α β μ ω_x ω_y ω_z]^T，控制力矩u＝[M_x M_y M_z]^T，输出变量y[α β μ]^T，f(x)=[f₁(x) f₂(x)...f₇(x)]^T；f₁(x)=(-X-mgsinγ)/mf₂(x)=ω_z+tanβ(ω_ysinα-ω_xcosα)-(Y-mgcosγcosμ)/(mVcosβ)f₃(x)=ω_xsinα+ω_ycosα+(Z+mgcosγsinμ)/(mV)f₄(x)=secβ(ω_xcosα-ω_ysinα)+[(tanβ+tanγsinμ)(Y-mgcosγcosμ)+(Z+mgcosγsinμ)tanγcosμ]/(mV)f5(x)=+IxyI*My-Iyy(Izz-Iyy)-Ixy2I*ωyωz-Ixy(Iyy+Ixx-Izz)I*ωxωz]]>f6(x)=-Ixx(Ixx-Izz)+Ixy2I*ωxωz+Ixy(Ixx+Ixyy-Izz)I*ωyωz]]>f7(x)=-Iyy-IxxIzzωxωy-IxyIzz(ωy2-ωx2)]]>g(x)=04×3g2,]]>g2=Iyy/I*Ixy/I*0Ixy/I*Ixx/I*0001/Izz]]>h(x)=[α β μ]^T其中α,β,μ分别为攻角、侧滑角和速度倾侧角，X，Y，Z为速度坐标系下阻力、升力和侧力，V为飞行器的速度；m为飞行器质量，I_xx，I_yy,I_zz，I_xy为飞行器对机体坐标系各轴的转动惯量以及惯量积，ω_x,ω_y,ω_z分别是滚转角速率、偏航角速率和俯仰角速率，γ为弹道倾角；M_x,M_y,M_z为俯仰、偏航、滚转三个方向的力矩；d(x)表示包括参数摄动、外部扰动以及未建模动态等聚合不确定性；步骤3，针对d(x)＝0的飞行器标称模型，将步骤2建立的再入飞行器模型转化为状态依赖参数形式：x·=A(x)x+Bu]]>A(x),B的表达式如下；A(x)=a1100000a17a21000a25a26a27a3100a34a35a360a410a43a44a45a4600000a55a5600000a650a670000a75a760,]]>B(x)=g(x)式中，a11=-XmV,]]>a17=-gsinwz,]]>a21=-Y+mgcosγcosμmV2cosβ,]]>a₂₅=-tanβcosα,a₂₆=tanβsinα,a27=1,a31=ZmV2,]]>a34=gcosγsinμμV,]]>a₃₅＝sinα,a₃₆＝cosα,a41=ZtanγcosμmV2,]]>a43=-gtanβcosγcosμβV,]]>a44=(tanβ+tanγsinμ)YμmV,]]>a₄₅=secβcosα,a₄₆=-secβsinα,a55=-Ixy(Iyy+Ixx-Izz)I*ωz,]]>a56=-Iyy(Izz-Iyy)-Ixy2I*ωz,]]>a65=-Ixx(Ixx-Izz)+Ixy2I*ωz,]]>a67=Ixy(Ixx+Iyy-Izz)I*ωy,]]>a75=-Iyy-IxxIzzωy+IxyIzzωx,]]>a76=-IxyIzzωy]]>步骤4，针对再入飞行器的标称模型，根据SDRE方法理论计算标称控制律u^*；给定最优指标J(t,x,u)=0.5∫t∞[xT(τ)Q(x)x(τ)+uT(τ)R(x)u(τ)]dτ,]]>Q(x)和R(x)是权值系数，Q_7×7(x)≥0，R_3×3(x)>0，根据控制量和系统的动态性能调整Q(x)和R(x)权阵；解如下代数Ricatti方程得到P(x)：A^T(x)P(x)+P(x)A(x)+Q(x)-P(x)B(x)R^-1(x)B^TP(x)=0计算标称控制律u^*：u^*=-R(x)^-1B(x)^TP(x)[x-x_c]    （2）式中x_c=[0,α_c,β_c,μ_c,0,0,0]^T，α_c,β_c,μ_c为制导系统给出的姿态角指令；步骤5，设计积分滑模面s：s=Cx+z    （3）z·=-C[A(x)x+Bu*]---(4)]]>其中，C_3×7为常值参数矩阵，选择C使CB可逆；z为引入的辅助滑模变量，z(0)=-Cx(0)，则s(0)＝0，s=[s₁,s₂,s₃]^T；令聚合扰动d~(x)=C3×7d(x),]]>d~(x)=d~1(x)d~2(x)d~3(x)T,]]>存在正数L，满足|d~·i(x)|<L,i=1,2,3;]]>L是的上界；sig(s)和sign(s)定义如下：sig(si)=|si|12sign(si)]]>sign(si)=1si>0-1si>0]]>sig(s)=[sig(s₁),sig(s₂),sig(s₃)]^Tsign(s)=[sign(s₁),sign(s₂),sign(s₃)]^T步骤6，计算最优积分滑模控制力矩u；u由标称控制律u^*以及积分滑模切换项u_sw组成：u＝u^*+u_sw                （5）其中u^*为步骤4得到的标称控制律；u_sw=-(CB)^-1·[k₁ sig(s)+k₂∫sign(s)]s是步骤5中设计的积分滑模面；k₁,k₂为常值参数，满足k₂≥4L；步骤7，控制分配，得到舵偏角指令：δ＝G^-1u其中δ=[δ_e,δ_a,δ_r]^T，δ_e，δ_a,δ_r分别为升降舵、副翼、方向舵的偏角，u=[M_x,M_y,M_z]^T为步骤6得到的姿态控制力矩，G是转换矩阵，由气动参数决定。步骤8，将步骤7得到的舵偏角指令输入飞行器，对其进行姿态控制；同时，飞行器输出当前飞行器的各个状态ω,V，X，Y，Z，作为姿态控制的输入，重复步骤1-步骤8；从而使得飞行器实现利用实际的姿态角Ω=[α β μ]^T跟踪制导系统给出的姿态角指令Ω_c=[α_c,β_c,μ_c]^T的目的。