再入飞行器自适应指数时变滑模姿态控制方法技术

本发明专利技术涉及一种再入飞行器自适应指数时变滑模姿态控制方法，属于飞行器控制技术领域。首先以无动力再入飞行器模型为对象，建立姿态运动方程；然后改写成MIMO仿射非线性系统形式，再应用反馈线性化理论进行线性化处理，得到俯仰、滚装、偏航三通道线性化模型；针对得到的线性化系统，设计修正的自适应指数时变滑模控制器；然后得到再入飞行器姿态控制的控制力矩指令输入到再入飞行器，对姿态进行控制。本发明专利技术通过将指数时变滑模控制与自适应方法结合，在一定程度上解决了现有自适应滑模控制的切换增益过度适应问题；能够有效地抑制系统参数不确定性和外部扰动的影响，实现精确的姿态控制。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种，属于飞行器控制

技术介绍
对于再入飞行器来讲，再入过程中飞行条件(空域、速域)大范围变化，各通道间耦合严重，呈现出强烈的非线性动态特性。另外，各种不确定性外部扰动的存在以及飞行器的气动特性不能精确获知，导致其姿态控制变得异常复杂。再入飞行器控制系统设计要解决的关键问题是抑制上述非线性、强耦合和不确定性对系统性能影响。 尽管各种先进的非线性控制方法(如动态逆、反馈线性化、轨迹线性化、反步法、自适应控制方法等)已广泛应用于再入飞行器姿态控制系统设计中，滑模变结构控制方法仍然是处理系统模型中存在有界扰动/不确定性和未建模动态首要选择。滑模变结构作为一种非线性控制方法，对系统存在的匹配参数不确定性以及扰动具有强鲁棒性。然而普通滑模然控制不足之处在于1)到达段不具备鲁棒性；2)抖振问题；3)控制律中切换增益的选取问题。为了解决到达段不具备鲁棒性的问题，实现全局鲁棒的目的，A. Bartoszewicz 米用时变滑模面替代时不变滑模面，使系统状态在初始时刻就处于滑模面上，以旋转或者平移的方式随时间趋近事先确定的时不变滑模面，但仍存在滑模控制量不光滑的问题。滑模变结构控制的抖振问题作为其固有特性，只能设法削弱而不能完全消除，目前已经有许多方法可以对其进行处理，比如边界层方法；滑动扇区方法;高阶滑模控制方法。一般来讲，滑模控制中切换增益是基于事先已知的系统中不确定性上界来确定的。然而，对于再入飞行器来讲，再入过程复杂多变，不容易获得这些不确定性上界。若切换增益取值过大，系统鲁棒性强，但抖振严重，容易激发系统的高频未建模动态引起系统不稳定；若切换增益取值太小，抖振小，但是系统抗干扰能力弱，鲁棒性较差。为此，需要寻求一种自适应方法，在线计算滑模控制的切换增益。
技术实现思路
本专利技术的目的是针对再入飞行器快时变、强耦合以及高度非线性的特点，通过将指数时变滑模与自适应控制方法结合，对于存在气动参数不确定性以及外部干扰力矩的再入飞行器，提出了一种高精度全局鲁棒姿态控制方法。本专利技术的目的是通过如下技术方案实现的步骤1，以关于机体坐标系(坐标系原点O取在飞行器质心，Ox轴与机体纵轴重合，指向头部为正；0y轴位于机体纵对称面内与Ox轴垂直，指向上为正；0z轴垂直于Oxy平面，方向按右手直角坐标系确定)x-0-y平面对称的无动力再入飞行器模型为对象，建立姿态运动方程 = mzβ = ωΓ sin a -fct)rcosa" = cos a ok sin a权利要求1.，其特征在于包括以下步骤 步骤1，以关于机体坐标系x-0-y平面对称的无动力再入飞行器模型为对象，建立姿态运动方程2.根据权利要求I所述的，其特征在于所述机体坐标系的原点O取在飞行器质心，Ox轴与机体纵轴重合，指向头部为正；0y轴位于机体纵对称面内与Ox轴垂直，指向上为正；0z轴垂直于Oxy平面，方向按右手直角坐标系确定。3.根据权利要求I所述的，其特征在于步骤4中kj为常数,且ka=!^=!^=!^。全文摘要本专利技术涉及一种，属于飞行器控制
首先以无动力再入飞行器模型为对象，建立姿态运动方程；然后改写成MIMO仿射非线性系统形式，再应用反馈线性化理论进行线性化处理，得到俯仰、滚装、偏航三通道线性化模型；针对得到的线性化系统，设计修正的自适应指数时变滑模控制器；然后得到再入飞行器姿态控制的控制力矩指令输入到再入飞行器，对姿态进行控制。本专利技术通过将指数时变滑模控制与自适应方法结合，在一定程度上解决了现有自适应滑模控制的切换增益过度适应问题；能够有效地抑制系统参数不确定性和外部扰动的影响，实现精确的姿态控制。文档编号G05B13/04GK102880060SQ20121041500公开日2013年1月16日 申请日期2012年10月25日 优先权日2012年10月25日专利技术者刘向东, 王亮, 盛永智 申请人:北京理工大学本文档来自技高网...

【技术保护点】
再入飞行器自适应指数时变滑模姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1，以关于机体坐标系x？O？y平面对称的无动力再入飞行器模型为对象，建立姿态运动方程：α·=ωzβ·=ωxsinα+ωycosαμ·=ωxcosα-ωysinαω·x=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，Ixz=Iyz=0，Mx,My,Mz分别为机体坐标系下的气动力矩；其中，气动力矩为：Mi=q^SlCmi(α,β,Ma,δx,δy,δz),i=x,y,z---(2)式中：为动压，ρ为大气密度，V为飞行器飞行速度；S,l分别为飞行器的参考面积和参考长度；δx,δy，δz分别为副翼、方向舵和升降舵；Cmx,Cmy,Cmz分别为滚转、偏航和俯仰力矩系数，为关于α,β,δx,δy,δz和马赫数Ma的函数；再入过程中采用BTT控制，侧滑角维持在零值附近，sin？β≈0,tan？β≈0,cos？β≈1；步骤2，将步骤1建立的再入飞行器模型改写成MIMO仿射非线性系统形式：x·=f(x)+g(x)u---(3)Ω=h(x)式中，x=[α？β？μ？ωx？ωy？ωz]T是状态向量，Ω=[α？β？μ]T是系统输出变量，u=[Mx？My？Mz]T是计算所得的气动力矩，舵面偏转角指令[δx,δy,δz]T通过对气动力矩求逆计算得到；f(x)=[f1(x)…f6(x)]T为6×1维矩阵，g(x)=[g1(x)？g2(x)？g3(x)]T为6×3维矩阵，h(x)=[h1(x)？h2(x)？h3(x)]T为3×1维矩阵；其中，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-IxxIzzωxωy-IxyIzz(ωy2-ωx2),g1(x)=000IyyI*IxyI*0Tg2(x)=000IxyI*IxxI*0Tg3(x)=000001IzzT;步骤3，针对步骤2得到的仿射非线性系统，应用反馈线性化理论进行线性化处理，得到俯仰、滚装、偏航三通道线性化模型为：Ω··=F(x)+E(x)U---(4)式中，F(x)=f3(x)sinα·f1(x)+cosα·f2(x)+(ωxcosα-ωysinα)·ωzcosα·f1(x)-sinα·f2(x)-(ωxsinα+ωycosα)·ωz,E(x)=001IzzIyysinαI*+Ixycos&alph...

【技术特征摘要】

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