一种有限时间收敛时变滑模姿态控制方法技术

本发明专利技术公开的一种有限时间收敛时变滑模姿态控制方法，涉及一种基于高阶滑模观测器的有限时间收敛的时变滑模再入飞行器姿态控制方法，属于飞行器姿态控制技术领域。本发明专利技术公开的一种有限时间收敛的时变滑模姿态控制设计方法，在再入飞行器模型反馈线性化的基础上，基于低通滤波器减弱高频振动，通过引入时变项可消除滑模控制的到达段，增强了系统的鲁棒性，并且可消除时变函数一阶导数不连续而引起的跳变问题，实现有限时间收敛的时变滑模姿态控制。本发明专利技术可使得再入飞行器姿态控制跟踪误差能够在有限时间内收敛到0，并且能够消除由于时变项的一阶导数不连续造成的跳变现象，减弱高频振动，且能提高再入飞行器姿态控制系统鲁棒性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种有限时间收敛时变滑模再入飞行器姿态控制方法，尤其涉及一种 基于高阶滑模观测器的有限时间收敛的时变滑模再入飞行器姿态控制方法，属于飞行器姿 态控制

技术介绍
再入飞行器姿态控制设计问题由于再入飞行过程中飞行条件变化范围大，各通道 间耦合严重，强烈的非线性动态特性，各种不确定外部扰动及不确定参数的存在，而变得异 常复杂。再入式飞行器控制系统的设计关键是要解决上述强非线性、强耦合、快时变和不确 定性对系统性能的影响。 滑模控制具有全局收敛，易实现，对外部扰动强鲁棒，对参数变化和模型误差不敏 感的特点，这使得它广泛应用在飞行器姿态控制中。滑模控制通过控制器的输出使得系统 状态沿着滑模面收敛到平衡点。控制过程可以分为到达段和滑动段。到达段鲁棒性差，而 滑动段存在高频抖振。这是滑模控制存在的两大缺点。 高频抖振现象可能会导致低精度甚至状态的不稳定。为了降低抖振，有学者采用 了边界层技术，能够很好地抑制抖振现象，采用光滑的连续函数代替饱和函数，虽然抖振现 象得到抑制，但是降低了精确度。也有学者将控制量以积分的形式给出，消除了抖振现象， 而且保留了系统的强鲁棒性和高精确度，然而控制律中涉及到的高阶项在工程实际应用中 是不容易获得的。除此之外，还可以采用低通滤波器来消除由切换控制引起的抖振，得到了 较好的控制效果。 针对到达段鲁棒性不足，有人中提出了时变滑模的概念，使系统的初始状态就在 滑模面上，因此消除了到达段，增强了系统的鲁棒性。A.Bart〇SZewicZ分别给出含有等速度 时变项、等加速度时变项、指数时变项的三种时变滑模面。这三种滑模面消除了到达段从而 使得系统全局收敛。有学者通过在普通滑模的基础上引入非线性项，保证全局滑模存在的 同时还使得系统误差在设定时刻收敛到零。上面两种方法中由于时变函数可能在设定的收 敛时刻是非连续的，因而控制量会在该时刻出现跳变。进一步改进了时变项，有学者增加了 时变函数的次数，有效地解决了控制量在收敛时刻跳变的问题。但是，这样会缩小时变项 的选择范围，增加计算量。
技术实现思路
针对现有技术存在的鲁棒性差、高频抖振、以及加入时变项可能引起的跳变问题。 本专利技术公开的一种有限时间收敛的时变滑模姿态控制设计方法，要解决的技术问题是使得 再入飞行器姿态控制跟踪误差能够在有限时间内收敛到〇,并且能够消除由于时变项的一 阶导数不连续造成的跳变现象，减弱高频振动，且能提高再入飞行器姿态控制系统鲁棒性。 本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的： 本专利技术公开的，在再入飞行器模型反馈 线性化的基础上，基于低通滤波器减弱高频振动，通过引入时变项可消除滑模控制的到达 段，增强了系统的鲁棒性，并且可消除时变函数一阶导数不连续而引起的跳变问题。 已有技术中滑模控制分为到达段与滑动段，本专利技术通过引入时变项可消除滑模控 制的到达段，直接进入滑动段。 本专利技术公开的，具体包括如下步骤： 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= τ，姿态角速度ω= T，组成状 态向量χ:χ=T。 步骤2,建立再入飞行器动态模型。 考虑无动力再入飞行器的姿态控制问题。采用倾斜转弯（BTT)控制，其姿态运动 学方程为： 式中，α，β，μ分别为攻角、侧滑角和倾侧角；ωχ,coy, 〇^分别为滚转、偏航和俯 仰角速度；Ixx，Iyy，匕和Ixy分别为关于X，y，z轴的转动惯量和惯量积（假设飞行器关于 x-0-y平面对称，故Ixz=Iyz= 0)，厂=/, 乂-Λ:, ;Mx，My，别为滚转、偏航和俯仰气动 力矩，计算表达式为： Μ；=qSlCmi(a,β,Ma,δe,δa,δr),i=χ,y,z (3) 其中，动压q= 0.5pV2,P为大气密度，V为飞行器速度；S，1分别为飞行器参考 面积和参考长度；Sa，δ 别为升降舵、副翼和方向舵偏转角；Cnix，(； y，已分别为关于 a，i3，Ma，δε，δ3, 的滚转、偏航和俯仰力矩系数，Ma为飞行器的马赫数。 步骤3,对步骤1建立的模型进行反馈线性化处理，提出有限时间姿态跟踪任务。 将系统模型写为Μ頂0非线性仿射系统的形式： 运用反馈线性化理论，对系统输出求导直至输出动态方程中出现控制量u，并引入 辅助控制量V。将系统解耦成如下的不确定二阶系统： Ω=??Δν (5)其中ΛV= T表示飞行过程中系统中存在的聚合扰动，假设该 扰动有界。 提出有限时间姿态跟踪任务为：系统状态从任意初值出发，在期望的时刻（tf)跟 踪上参考轨迹，并在该时刻之后，跟踪误差一直保持为〇。即Ω 定义跟 踪误差如下： Ωχ =Ωχ -：〇w 式中是再入飞行器的姿态角，Ωld是姿态角指令。 步骤4,设计高阶滑模观测器。 将再入飞行器模型展开为如下的形式： L=Ci -：v-f 根据再入飞行器模型展开形式可以设计出高阶滑模观测器，可以同时估计姿态角 导数和系统中存在的聚合扰动。 式中γγ2,γ3,γ4>0 为观测器的待定系数；Xτ,X2= T;H.Av分别是ζ。，ζ1;Λν的估计值。 对于上述高阶滑模观测器，假设系统的状态向量ζ和控制量ν是可测的，则通过 选择合适的参数γ:，γ2,γ3,γ4可使得状态观测值以及聚合扰动估计值在有限时间内收 敛到其真实值，满足分离定理，因此控制器与观测器可分开设计。步骤5，设计有限时间收敛的时变滑模控制律。 步骤5. 1，设计有限时间收敛时变滑模函数。 设计有限时间收敛的时变滑模为： 上式满足q, r为正奇数，ε为任意正常数，且满足〇.5〈q/r = p〈l, c> ε，k>a，其 中，a的表达式为： 当S(t) = 0,t彡t。时，系统状态会在有限时间t!收敛到0,且：其中，〖2是时变项W⑴收敛到0的时刻。时变项的选择应当满足条件Ci、C2: 条件Cl表示系统的状态从初始时刻就保持在滑模面上；条件C2表示时变滑模面 在时刻〖2的变化是光滑的，没有突变。根据上述条件CpC2，可以设计如下时变函数： ffi(t) =At+B (8) 式中，B=Wi(0)，A= _B/t2。由此可知滑模面会以恒速度A趋近期望的滑模面。 由于存在时变项W(t)，系统状态从初始时刻就保持在滑模面上，实现全局收敛。系 统性能得到提升。并且可知收敛时间 由于公式（6)中加入时变项可消除滑模控制的到达段，因此系统从初始时刻就进 入滑动段，增强了系统的鲁棒性。 步骤5. 2,设计有限时间收敛时变滑模控制律。 根据步骤5. 1可得控制器的输出： v=veq+vsw (10) vsw+Tvsw=un (12) un=-(Kd+Kt+η)sgn(S) (13) 其中Kt=diag{ktil,kt,2,kt,3}和n=diag{ηdn2，n3}是待定正系数矩阵；T= [mf是常值矩阵，且要满足i= 1，2,3。式（12)可以写为一低通滤波器 的形式： 该低通滤波器可以很好地减弱切换项引起的抖振问题。 式（11)在计算等效控制时，没有对滑模面求导，因此可消除时变函数一阶导数不 连续而引起的跳变问题。 步骤6,控制分配，得到舵偏角指令δ= [δεSaδJT 根据公式（15)和（16)得到舵偏角指令δ= [SeSaSJT: u=Μ=E1 (x)(-F(x)本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种有限时间收敛时变滑模姿态控制方法，其特征在于：在再入飞行器模型反馈线性化的基础上，基于低通滤波器减弱高频振动，通过引入时变项消除滑模控制的到达段，增强了系统的鲁棒性，并且消除时变函数一阶导数不连续而引起的跳变问题，实现有限时间收敛时变滑模姿态控制。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：盛永智，薛晨琛，刘向东，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11