本发明专利技术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。本发明专利技术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。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术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
技术介绍
飞行器无动力高速再入飞行过程中，马赫数、高度变化剧烈，飞行环境复杂多变，高低空气动力特性的巨大差异，通道间的耦合作用非常严重，表现出强烈的多变量耦合和非线性，而且飞行过程中往往又会受到各种事先无法完全预知的扰动和不确定。因此，通道非线性解耦方法和非线性鲁棒控制方法是再入飞行器姿态控制系统设计的关键。滑模控制是实现系统鲁棒控制的一种有效方法，对参数不确定性和外部扰动具有良好的鲁棒性，且具有快速的动态响应能力，然而，滑模控制的鲁棒性能是当系统状态到达滑模面(滑动段)之后才能保证的，在系统状态的趋近运动阶段(到达段)，控制律不具有鲁棒性，系统状态对外部扰动及参数不确定性较敏感。Bartoszewicz提出了一种时变滑模控制律，通过引入时变的滑模面，使系统状态从一开始就在滑模面上，避免了常规滑模控制的趋近运动，保证了系统的全局鲁棒特性。抖振现象是滑模控制滑动段存在的固有缺陷，时变滑模面虽然取消了到达段，但是抖振现象依然存在，并且由于不存在到达段，引入了全局抖振问题。抖振现象可能造成系统硬件部分的损坏或导致系统的不稳定，严重限制了它在实际中的发展与应用，针对滑模控制的抖振问题，目前比较典型的是边界层法，即采用连续的函数(饱和函数或sigmoid函数等)来替代产生切换控制动作的符号函数或者不连续的控制量，但边界层的引入使得滑模面无法收敛至0，而是被保持在一个较小的范围内，降低了控制精度。降低抖振的另一种方法是使用扰动观测器，通过在控制量中引入对扰动的准确估计，降低切换增益的值，进而减小抖振。然而，由于需要额外设计观测器，这种方法实施较为繁琐。高阶滑模能够有效地降低抖振现象，且能够保证更高的控制精度和良好的鲁棒性，二阶滑模方法设计控制器保证滑模面及其导数收敛，它不仅能保证系统的鲁棒性，而且使得控制量在滑模面趋近于零时收敛于一个连续的信号，能够有效减弱抖振。且这种方法无需额外的观测器，实现简单。然而，与普通滑模类似的，现有的二阶滑模方法也无法保证在滑模到达段系统的鲁棒性。
技术实现思路
本专利技术的目的是为解决存在参数不确定性和外部干扰的再入飞行器抖振问题，提出一种基于指数时变二阶滑模的再入飞行器姿态控制方法。本专利技术以面对称无动力飞行器模型为对象，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，姿态控制系统的设计目标是通过设计舵面偏转角[\ S a S JT，实现对制导环给出的姿态指令Ω。=[ α。β。μ Jt的有效跟踪，并且对于再入过程中的环境剧烈变化、气动参数不确定以及外部扰动等具有强鲁棒性。本专利技术方法具体包括以下步骤步骤I :建立再入飞行器的仿射非线性模型。由于飞行器的旋转运动比位移运动快得多，忽略飞行器的位移运动在旋转运动方程中的作用；忽略地球自转角速度；再入过程采用BTT控制，侧滑角维持在零值附近，则本文档来自技高网...
【技术保护点】
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·=ωzβ·=ωxsinα+ωycosαμ·=ωxcosα+ωysinαωx=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*ωyωzω·z=1IzzMz-Iyy-IxxIzzωxωy-IxyIzz(ωy2-ωx2)式中，α,β,μ分别为攻角，侧滑角和倾侧角，ωx，ωy,ωz分别为滚转、偏航和俯仰角速度；Ixx，Iyy，Izz,Ixy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Ixz=Iyz=0；Mx,My，Mz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，Sref,b分别为飞行器的参考面积和参考长度；CMx,CMy,CMz分别为滚转、偏航和俯仰力矩系数，为关于α,β,Ma,δe,δa,δr的函数：CMx＝CMx,(Ma,α)+CMx,β+CMx,δeδe+CMx,δaδa+CMx,δrδrCMy=CMy，(Ma,α)+CMy,β+CMy,δeδe+CMy,δaδa+CMy,δrδr？？？？？？？（2）CMz＝CMz,(Ma,α)+CMz,β+CMz,δeδe+CMz，δaδa+CMz,δrδrδe,δa,δr分别为升降舵、副翼和方向舵；Ma为马赫数；CMx,(Ma,α),CMy,(Ma,α),CMz,(Ma,α)是不同的马赫数、攻角下的零舵偏基本力矩系数，CMx,β,CMy,β,CMz,β为零舵偏情况下侧滑角引起的气力矩系数增量，CMx,δe，CMy,δe，CMz,δe为升降舵引起的相对基本状态的力矩系数增量，CMx,δa,CMy,δa,CMz,δa为副翼引起的相对基本状态的力矩系数增量，CMx,δr,CMy，δr,CMz,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)uΩ=h(x)式中，x=[αβμωxωyωz]T是状态向量，Ω=[αβμ]T是系统输出变量，u=[MxMyMz]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=[MxMyMz]T，v=Fnom+EnomU为引入...
【技术特征摘要】
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I: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2.根据权利要求I所述的一种基于指数时变二阶滑模的再入飞行姿态控制方法，其特征在于所述步骤3的具体步骤为 步骤3. 1，设计α子系统滑模面； 设计α子系统的指数时变二阶滑模面...
【专利技术属性】
技术研发人员：盛永智，耿洁，刘向东，陈振，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：
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