[发明专利]一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法

摘要

本发明涉及一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法，第一步，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型；第二步，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值；第三步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求；第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法。本发明采用滑模干扰观测器与滑模控制器相结合的快速高精度制导方法，具有快速性、高精度的特点，适用于多种类型飞行系统及其它高空无人飞行器的快速高精度制导系统中，也可以解决快速容错等飞行器故障问题。

主权项

1.一种基于气动参数不确定的飞行器快速高精度制导方法，其特征在于：包括以下步骤：第一步，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型；第二步，根据第一步的所述动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值；第三步，设计滑模控制律完成快速控制任务需求；第四步，利用第二步的干扰估计值和第三步的滑模控制律设计复合滑模控制器，完成飞行器的快速高精度制导方法；所述第一步中，建立含有气动参数不确定的飞行器等价干扰动力学模型：其中，地心到飞行器质心距离r、飞行器所在经度θ、飞行器所在纬度φ、飞行器相对地球速度V、航迹方向角ψ和航迹倾角γ；分别为r、θ、φ、V、ψ、γ的一阶导数；σ为飞行器倾侧角，g为引力加速度，d₁、d₂、d₃表示气动参数不确定的等价干扰，L与D分别表示升力加速度与阻力加速度，表达式形式如下：其中，ρ为大气密度，S是飞行器的参考面积，m为飞行器的质量，CL与CD分别为整体的升力系数与阻力系数，升力系数与阻力系数的模型如下：CL＝CL1α2+CL2α+CL3Ma+CL4CD＝CD1α2+CD2α+CD3Ma+CD4其中，Ma为马赫数，α为攻角；CL1、CL2、CL3、CL4分别为升力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；CD1、CD2、CD3、CD4分别为阻力系数的二阶攻角系数、一阶攻角系数、马赫数系数、常数系数；控制量选取为飞行器倾侧角σ和攻角α；将上述(1)转化为如下状态空间表达式：其中，为x的一阶导数；所述第二步中，根据第一步的动力学模型，设计滑模干扰观测器对飞行器的气动参数不确定进行快速估计，得到干扰估计值如下：设计干扰观测器如下：其中，z₀为状态中间变量，为z₀的一阶导数，v₀为函数中间变量，为v₀的一阶导数，为未知等价干扰d的估计值，为的一阶导数，为未知等价干扰一阶导数的估计值，为的一阶导数，λ₀>0、λ₁>0、λ₂>0为观测器增益，sign(·) 表示求取符号函数；所述第三步中设计滑模控制律完成快速控制任务需求：设计滑模控制律为：ue＝‑f(x)‑a‑1τ‑1|x|2‑τsign(x)+k1s+k2|s|μsign(s)其中，ue为滑模控制器，a＞0为状态系数，1＜τ＜2为符号状态系数，k1＞0为滑模面系数，k2＞0为符号滑模面系数，0＜μ＜1为滑模阶数值，s为滑模面。