[发明专利]一种基于指数时变二阶滑模的再入飞行姿态控制方法

摘要

本发明涉及一种基于指数时变二阶滑模的飞行器再入段姿态控制方法，属于飞行器控制技术领域。本发明以面对称无动力飞行器模型为对象，对飞行器仿射非线性系统进行反馈线性化，研究其再入大气层时的姿态控制问题。该飞行器仅靠气动舵面来提供操纵力和操纵力矩，通过设计控制律给出舵面偏转角信号[δeδaδr]T，实现对制导环给出的姿态指令Ωc=[αcβcμc]T的有效跟踪，能够保证姿态角跟踪误差的渐进收敛，且对于再入过程中的环境剧烈变化、气动参数不确定及外部扰动等具有强鲁棒性。同时，本方法中的控制律仅存在切换函数的积分消了滑模面的到达阶段，使控制量为连续的信号，有效减弱了抖振，并具有更好的控制精度。

主权项

1.一种基于指数时变二阶滑模的再入飞行姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1：建立再入飞行器的仿射非线性模型；再入飞行器姿态运动方程为：α·=ωz]]>β·=ωxsinα+ωycosα]]>μ·=ωxcosα+ωysinα]]>ωx=IyyI*Mx+IxyI*My-Iyy(Izz-Iyy)-Ixy2I*ωyωz-Ixy(Iyy+Ixx-Izz)I*ωxωz---(1)]]>ω·y=IxyI*Mx+IxxI*My-Ixx(Ixx-Izz)+Ixy2I*ωxωz+Ixy(Ixx+Iyy-Izz)I*ωyωz]]>ω·z=1IzzMz-Iyy-IxxIzzωxωy-IxyIzz(ωy2-ωx2)]]>式中，α,β,μ分别为攻角，侧滑角和倾侧角，ω_x，ω_y,ω_z分别为滚转、偏航和俯仰角速度；I_xx，I_yy，I_zz,I_xy分别为机体坐标系下关于x,y,z轴的转动惯量和惯量积，令飞行器关于x-o-y平面对称，则I_xz=I_yz=0；M_x,M_y，M_z分别为机体坐标系下的气动力矩：Mx=q^bSrefCMx,]]>My=q^bSrefCMy,]]>Mz=q^bSrefCMz]]>式中：为动压，S_ref,b分别为飞行器的参考面积和参考长度；C_Mx,C_My,C_Mz分别为滚转、偏航和俯仰力矩系数，为关于α,β,Ma,δ_e,δ_a,δ_r的函数：C_Mx＝C_Mx,(Ma,α)+C_Mx,β+C_Mx,δeδ_e+C_Mx,δaδ_a+C_Mx,δrδ_rC_My=C_My，(Ma,α)+C_My,β+C_My,δeδ_e+C_My,δaδ_a+C_My,δrδ_r       （2）C_Mz＝C_Mz,(Ma,α)+C_Mz,β+C_Mz,δeδ_e+C_Mz，δaδ_a+C_Mz,δrδ_rδ_e,δ_a,δ_r分别为升降舵、副翼和方向舵；Ma为马赫数；C_Mx,(Ma,α),C_My,(Ma,α),C_Mz,(Ma,α)是不同的马赫数、攻角下的零舵偏基本力矩系数，C_Mx,β,C_My,β,C_Mz,β为零舵偏情况下侧滑角引起的气力矩系数增量，C_Mx,δe，C_My,δe，C_Mz,δe为升降舵引起的相对基本状态的力矩系数增量，C_Mx,δa,C_My,δa,C_Mz,δa为副翼引起的相对基本状态的力矩系数增量，C_Mx,δr,C_My，δr,C_Mz,δr为方向舵引起的相对基本状态的力矩系数增量；将再入飞行器姿态运动方程转换为多输入多输出仿射非线性系统形式：x·=f(x)+g(x)u]]>Ω=h(x)式中，x=[αβμω_xω_yω_z]^T是状态向量，Ω=[αβμ]^T是系统输出变量，u=[M_xM_yM_z]^T是气动力矩；h(x)=[h₁(x)h₂(x)h₃(x)]^T=[αβμ]^T，f(x)＝[f₁(x)…f₅(x)]^T，g(x)=[g₁(x)...g₃(x)]^T；f1(x)=ωzf2(x)=ωxsinα+ωycosαf3(x)=ωxcosα-ωysinαf4(x)=-Iyy(Izz-Iyy)-Ixy2I*ωyωz-Ixy(Iyy+Ixx-Izz)I*ωxωzf5(x)=-Ixx(Ixx-Izz)+Ixy2I*ωxωz+Ixy(Ixx+Iyy-Izz)I*ωyωzf6(x)=-Iyy-IzzIzzωxωy-IxyIzz(ωy2-ωx2),]]>g1(x)=000IyyI*IxyI*0Tg2(x)=000IxyI*IxxI*0Tg3(x)=000001IzzT]]>步骤2：对步骤1得到的飞行器仿射非线性系统进行反馈线性化；将系统转化为包含参数不确定性及外部扰动的形式:Ω··=(Fnom+ΔF)+(Enom+ΔE)U]]>=Fnom+EnomU+(ΔF+ΔEU)---(3)]]>=v+Δd]]>式中，U=[M_xM_yM_z]^T，v=F_nom+E_nomU为引入的间接控制量；Fnom(x)=Lf2h1(x)Lf2h2(x)Lf2h3(x)=f3(x)sinα·f1(x)+cosα·f2(x)+(ωxcosα-ωysinα)·ωzcosα·f1(x)-sinα·f2(x)-(ωxsinα+ωycosα)·ωz,]]>Enom(x)=Lg1Lfh1(x)Lg2Lfh1(x)Lg3Lfh1(x)Lg1Lfh2(x)Lg2Lfh2(x)Lg3Lfh2(x)Lg1Lfh3(x)Lg2Lfh3(x)Lg3Lfh3(x)=001IzzIyysinαI*+IxycosαI*IxysinαI*+IxxcosαI*0IyycosαI*-IxysinαI*IxycosαI*-IxxsinαI*0]]>式中L为李导数的符号；系统的综合扰动为：Δd＝ΔF+ΔEU=[Δd₁Δd₂Δd₃]^T                  (4)且|Δd·i|<Γi;]]>经过反馈线性化，实现输入/输出解耦，飞行器姿态控制系统被解耦为三个子系统，α、β、μ三个子系统分别表示为：α··(t)=v1+Δd1]]>β··(t)=v2+Δd2---(5)]]>μ··(t)=v3+Δd3]]>步骤3：对α、β、μ子系统分别设计指数时变二阶滑模控制器；对α子系统，设计姿态控制器的目标为设计v₁，使得输出攻角α跟踪制导系统给出的α_c值，对β、μ子系统，设计姿态控制器的目标分别为设计v₂,v₃，使得β、μ分别跟踪β_c、μ_c；步骤4：根据步骤3的子系统控制量v₁,v₂,v₃进行控制分配，得到舵偏角指令δ=[δ_e,δ_a,δ_r]；求取控制力矩：U=E_nom^-1(v-F_nom)；其中v=[v₁,v₂,v₃]^T；计算舵偏角指令：δ=G-1(Uq^bSref-Cα,β)]]>其中Cα,β=CMx,(Ma,α)+CMx,βCMy,(Ma,α)+CMy,βCMz,(Ma,α)+CMz,β,]]>G=CMx,δeCMx,δaCMx,δrCMy,δeCMy,δaCMy,δrCMz,δeCMz,δaCMz,δr]]>步骤5：将步骤4得到的舵偏角指令[δ_e,δ_a,δ_r]输入再入飞行器的舵机伺服系统，使再入飞行器的舵面按照步骤4给出的指令[δ_e,δ_a,δ_r]偏转；在飞行器飞行过程中，重复步骤2-5，从而完成对飞行器姿态的实时控制。