一种飞行器姿态控制方法、系统、介质及设备技术方案

本发明专利技术涉及本发明专利技术提供一种飞行器姿态控制方法、系统、介质及设备，其中的方法包括：根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；建立扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿态控制律；基于所述姿态控制律控制飞行器姿态。本发明专利技术通过改进型快速非奇异终端滑模控制，能够避免传统终端滑模控制方法的奇异问题，并且与传统非奇异终端滑模控制相比具有更高的收敛速率，误差更快速收敛。另外，通过与扩张状态观测器的结合，能够有效减小非连续项增益、削弱滑模抖振，并通过干扰估计和补偿提高系统的鲁棒性。

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器姿态控制方法、系统、介质及设备
本专利技术属于飞行器飞行控制领域，具体涉及一种飞行器姿态控制方法、系统、介质及设备。
技术介绍
飞行器实际飞行过程中存在复杂未知的参数不确定性、未建模动态和外部干扰。飞行器燃油消耗、燃油传输、武器投放、机翼结冰、结构受损等均会导致飞行过程中参数复杂变化并引入未知干扰。上述系统不确定性不但会造成姿态控制效能降低，甚至发生飞机失控现象，造成严重的空难事故。因此，针对飞行器存在的重量/惯性参数变化、未建模动态和外部干扰等多重不确定性，必须研究快速、高精度的姿态控制方法，这也是先进飞机控制领域面临的关键挑战难题。滑模控制因其响应速度快，对外界干扰、参数不确定、建模误差等有很强鲁棒性等突出优点，被广泛应用于飞行器控制领域。传统滑模控制(Slidingmodecontrol,SMC)采用线性滑动超平面，系统的滑动模态渐进稳定。为了使系统有更好的性能响应，在滑动超平面中引入非线性项，形成有限时间终端滑模控制(TerminalSlidingModeControl,TSMC)，其最突出的优点是可以使系统状态在有限时间内收敛至平衡点，但Terminal滑模控制器的设计存在奇异问题。针对终端滑模的奇异问题，又逐步发展形成了全局非奇异终端滑模控制(Non-singularTerminalSlidingModeControl,NTSMC)和快速非奇异终端滑模控制(FastNon-singularTerminalSlidingModeControl,FNTSMC)，这一类方法均能较好的解决传统TSMC的奇异问题，但在应对强不确定性时需要控制器采用非连续项高增益，不仅会加剧滑模抖振问题，甚至可能导致控制系统不稳定。
技术实现思路
针对上述技术问题，本专利技术提供一种飞行器姿态控制方法、系统、介质及设备。本专利技术解决上述技术问题的技术方案如下：一种飞行器姿态控制方法，包括：根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；建立扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿态控制律；基于所述姿态控制律控制飞行器姿态。为实现上述专利技术目的，本专利技术还提供一种飞行器姿态控制系统，包括：第一建立模块，用于根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；第二建立模块，用于扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；计算模块，用于根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿态控制律；控制模块，用于基于所述姿态控制律控制飞行器姿态。一种计算机可读存储介质，包括指令，当所述指令在计算机上运行时，使所述计算机执行上述方法。一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上的并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述方法。本专利技术的有益效果是：通过滑模控制与扩张状态观测器的结合，优势互补，有效可以实现飞行器姿态精确、快速控制，并有效削弱了滑模抖振现象，提升了系统应对强不确定和干扰的能力，提高了系统的鲁棒性。附图说明图1为本专利技术实施例提供的一种飞行器姿态控制方法的流程图。具体实施方式以下结合附图对本专利技术的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本专利技术，并非用于限定本专利技术的范围。图1为本专利技术实施例提供的一种飞行器姿态控制方法的流程图，如图1所示，该方法包括：110、根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；具体的，该步骤中首先针对飞行器的数学模型建立滑动超平面和滑模趋近律，其中，飞行器的数学模型的表达式如下：其中，F,B分别为系统矩阵和控制矩阵，θ为姿态角，u为控制输入，d(t)为不确定项。建立的滑动超平面s的表达式如下：其中，姿态跟踪误差e＝θ-θc，θc为姿态角指令，α,β,γ,g,h,m,n为控制律参数，且α,β,γ均为正整数，g,h,m,n均为正奇数，且满足h＞g、m＞n。本专利技术对现有的非奇异终端滑模控制做了进一步改进，设计了一种新型的滑动超平面，得到一种改进型快速非奇异终端滑模控制方法，能够使系统状态在远离平衡点和接近平衡点两个阶段均保持较高的收敛速率，能够避免传统终端滑模控制方法的奇异问题，并且与传统的非奇异终端滑模控制相比具有更高的收敛速率，误差收敛更快速。建立的滑模趋近律的表达式如下：其中，ei为飞行器运动的各通道的姿态跟踪误差，εi为趋近律参数。120、建立扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；具体的，该步骤中，由扩张状态观测器估计系统中的总不确定项，通过将总不确定项扩张为新的状态，设计状态观测器实现对原系统扰动项的准确估计。设总不确定项令则所述飞行器的数学模型进一步表述为：其中，ξ表示D(t)项的未知动态特性；所述扩张状态观测器的表达式如下：其中，z1,z2分别为x1,x2的估计值，z3为D(t)的估计值，为x1的估计误差，kβ1,kβ2,kβ3为观测器参数，非线性函数是由构成的向量，且定义为：其中，kα,kδ为非线性函数可调节参数，并满足0＜kα＜1。130、根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿态控制律；采用上述的观测器，其状态量z3可以估计出原系统不确定和干扰项D(t)。将z3引入控制律设计中，结合上述建立的滑动超平面s和滑模趋近律可以获得基于改进型快速非奇异终端滑模和扩张状态观测器的复合姿态控制律为：其中，对于上述复合姿态控制律，在存在干扰和不确定性条件下，其控制系统稳定性条件为趋近律参数εi应满足εi＞|Di(t)-z3i(t)|，即εi应大于观测器估计误差，也就是说，本专利技术实施例所提供的复合姿态控制律的非连续项增益仅与扩张状态观测器估计误差上界相关，与传统滑模控制稳定性条件εi＞|di(t)|相比，有效降低了滑模控制非连续项增益，削弱了滑模抖振现象，并且提升了系统应对较大程度未知干扰和不确定性的能力。对于上述新型复合姿态控制律，其滑动模态阶段的收敛时间TIFNTSMC为：而传统非奇异滑模控制NTSMC方法滑动模态阶段的收敛时间TNTSMC为：相比可知，TIFNTSMC＜TNTSMC，即新型姿态复合控制律有更高的收敛速率，姿态误差更快速收敛。140、基于所述姿态控制律控制飞行器姿态。本专利技术实施例所提供的一种基于改进型快速非奇异终端滑模和扩张状态观测器的飞行器姿态控制方法，采用了新型滑动超平面，并且将改进型快速非奇异终端滑模和扩张状态观测器结合，能够避免传统TSMC控制方法的奇异问题，误差收敛时间优于传统非奇异终端滑模控制方法，并且能够避免传统滑模控制方法在应对强不确定性时非连续项高增益、滑模抖振加剧等问题，可有效减小非连续项增益、削弱滑模抖振，提高系统鲁棒性。本专利技术实施例还提供一种飞行器姿态控制系统，该系统中各个模块的功能原理已在前述部分中进行了具体介绍，以下不再赘述，该系统包括：第一建立模块，用于根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；第二建立模块，用于扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；计算模块，用于根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，包括：根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；建立扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿态控制律；基于所述姿态控制律控制飞行器姿态。

【技术特征摘要】
1.一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，包括：根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；建立扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿态控制律；基于所述姿态控制律控制飞行器姿态。2.根据权利要求所述1的方法，其特征在于，所述飞行器的数学模型的表达式如下：其中，F,B分别为系统矩阵和控制矩阵，θ为姿态角，u为控制输入，d(t)为不确定项。3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述滑动超平面s的表达式如下：其中，姿态跟踪误差e＝θ-θc，θc为姿态角指令，α,β,γ,g,h,m,n为控制律参数，且α,β,γ均为正整数，g,h,m,n均为正奇数，且满足h＞g、m＞n。4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述滑模趋近律的表达式如下：其中，ε＝diag(εi),i＝1,2,3，ei为飞行器运动的各通道的姿态跟踪误差，εi为趋近律参数。5.根据权利要求所述4的方法，其特征在于，设总不确定项令x1＝θ，x3＝D(t)，则所述飞行器的数学模型进一步表述为：其中，ξ表示D(t)项的未知动态特...

【专利技术属性】
技术研发人员：张晶，杨凌宇，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11