[发明专利]一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法

摘要

本发明涉及一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法，属于飞行器控制技术领域。将具有固定收敛特性的自适应滑模趋近律和二阶固定时间收敛扩张状态观测器引入到模型参考自适应滑模控制器设计中，从而提高了系统对复杂外部干扰抑制能力，同时也提高了模型跟踪的精度和跟踪速度。

主权项

1.一种针对垂直起降重复使用运载器的模型参考自适应滑模控制方法，其特征在于，所述方法包括：步骤一：建立垂直起降重复使用运载器主动飞行段的摄动制导律，根据所述摄动制导律获得俯仰角、偏航角及滚转角的姿态制导指令；步骤二：基于所述姿态制导指令建立具有二阶振荡环节特性的参考模型，并将所述参考模型转化为状态空间模型；步骤三：利用小扰动线性化方程对主动段垂直起降重复使用运载器动力学模型开展小扰动线性化，进而获得三通道独立解耦的线性化方程，然后同参考模型一致转化为状态空间形式，获得实际飞行过程中的状态空间模型；步骤四：将所述参考模型的和步骤三所述实际飞行过程中的状态空间模型作差，获得模型跟踪误差及所述模型跟踪误差的导数值，利用所述模型跟踪误差及所述模型跟踪误差的导数值建立滑模面；步骤五：建立具有固定时间收敛特性的自适应滑模趋近律，将所述自适应滑模趋近律与滑模面求导结果进行比较即可获得模型参考自适应滑模控制律；步骤六：针对所述小扰动线性化方程中存在的未建模干扰和外部扰动，采用固定时间收敛的扩张状态观测器进行估计，然后将其补偿到模型参考自适应滑模控制律中，获得最终的模型参考自适应滑模控制律，从而进一步提高其鲁棒性和自适应性；其中，所述最终的模型参考自适应滑模控制律的具体过程为：Step1：针对实际飞行过程中的状态空间模型确定扩张状态观测器；所述扩张状态观测器如下：其中，表示为对X的观测值Z₁的导数值；表示为对外界扰动F的估计值Z₂的导数；Z₂表示为扰动F的估计值；λ₁和λ₂分别表示为扩张状态观测器增益系数；γ₁和γ₂同样表示为扩张状态观测器增益系数；p₀表示为小于1的幂次系数；q₀表示为大于1的幂次系数；Step2：将扰动F的估计值Z₂代入模型参考自适应滑模控制律中，获得最终的模型参考自适应滑模控制律，所述最终的模型参考自适应滑模控制律如下：其中，X统一表示垂直起降重复使用运载器俯仰通道小扰动线性化动力学模型、偏航通道小扰动线性化动力学模型和滚转通道小扰动线性化动力学模型中左边的状态变量，所述左边的状态变量包括俯仰通道中的或偏航通道的或者滚转通道的其中，θ，和ω_z为实际飞行过程中测量的弹道倾角、俯仰角和俯仰角速度；σ，ψ和ω_y分别为实际飞行过程中测量得到的弹道偏角、偏航角和偏航角速率；γ和ω_x为实际飞行过程中的滚转角和滚转角速率；U统一表示俯仰方向、偏航方向和滚转方向的等效摆角，A和B分别表示为系统矩阵和控制矩阵，U_m统一代表三通道期望的制导指令值，A_m和B_m分别对应相应的矩阵；S表示滑模面模型，C统一表示为与俯仰和偏航方向的滑模面以及滚转方向的滑模面中相对应的[κ₁ κ₂ 1]矩阵和[κ₁ I_m]矩阵，其中，κ₁和κ₂滑模面增益系数，I_m表示为m维单位矩阵；k₁和k₂为滑模趋近律固定增益系数；e统一表示俯仰和偏航方向的滑模面以及滚转方向的滑模面中的包含e的矩阵，并且，e₁，e₂表示角度跟踪误差；e₃代表角速度跟踪误差；和为自适应增益系数；p＞1和0＜q＜1为幂系数值；sign(·)为符号函数，sign(S)表示S的符号函数。