再入飞行器的最优积分滑模姿态控制方法及控制器
专利汇可以提供再入飞行器的最优积分滑模姿态控制方法及控制器专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 发明 涉及一种再入 飞行器 的最优积分滑模 姿态 控制方法及 控制器 ，属于飞行器控制技术领域。首先针对飞行器的标称模型设计了SDRE标称姿态控制律，使标称系统的性能满足提出的最优指标。然后，考虑系统的不确定性，在SDRE标称控制律的 基础 上设计积分滑模控制律，使系统在满足性能指标要求的同时，对不确定性具有鲁棒性。为了减弱抖振，引入二阶滑模设计思想，使控制器输出较光滑。本发明设计的姿态控制器不仅能保证期望的指标，而且具有较好的鲁棒性。，下面是再入飞行器的最优积分滑模姿态控制方法及控制器专利的具体信息内容。
1.再入飞行器的最优积分滑模姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：
步骤1，生成飞行器的状态向量；
T T
结合飞行器的实际姿态角Ω＝[α,β,μ]，姿态角速度ω＝[ωx,ωy,ωz]，以及速T
度V，组成状态向量x：x＝[V,α,β,μ,ωx,ωy,ωz] ；
步骤2，建立再入飞行器的数学模型：
y＝h(x)
T T
其中，状态向量x＝[V α β μ ωx ωy ωz]，控制力矩u＝[Mx My Mz]，输出变量yT T
＝[α β μ]，f(x)＝[f1(x)f2(x)...f7(x)] ；
f1(x)＝(-X-mgsinγ)/m
f2(x)＝ωz+tanβ(ωysinα-ωxcosα)-(Y-mgcosγcosμ)/(mVcosβ)
f3(x)＝ωxsinα+ωycosα+(Z+mgcosγsinμ)/(mV)
f4(x) ＝ secβ(ωxcosα-ωysinα)+[(tanβ+tanγsinμ)
(Y-mgcosγcosμ)+(Z+mgcosγsinμ)tanγcosμ]/(mV)
h(x)＝[α β μ]T
其中α,β,μ分别为攻角、侧滑角和速度倾侧角，X,Y,Z为速度坐标系下阻力、升力和侧力，V为飞行器的速度；m为飞行器质量，Ixx,Iyy,Izz，Ixy为飞行器对机体坐标系各轴的转动惯量以及惯量积， ωx,ωy,ωz分别是滚转角速率、偏航角速率和俯仰角速率，γ为弹道倾角；Mx,My,Mz为俯仰、偏航、滚转三个方向的力矩；d(x)表示包括参数摄动、外部扰动以及未建模动态的聚合 不确定性；
步骤3，针对d(x)＝0的飞行器标称模型，将步骤2建立的再入飞行器模型转化为状态依赖参数形式：
A(x),B的表达式如下；
式中，
a25 ＝ -tanβcosα,a26 ＝
tanβsinα,
a35＝sinα,a36＝cosα,
a45 ＝ secβcosα,a46
＝-secβsinα,
步骤4，针对再入飞行器的标称模型，根据SDRE方法理论计算标称控制律u*；
给定最优指标 Q(x)和R(x)是权值系
数，Q7×7(x)≥0，R3×3(x)＞0，根据控制量和系统的动态性能调整Q(x)和R(x)权阵；
解如下代数Ricatti方程得到P(x)：
T -1 T
A(x)P(x)+P(x)A(x)+Q(x)-P(x)B(x)R (x)BP(x)＝0
计算标称控制律u*：
-1 T
u*＝-R(x) B(x)P(x)[x-xc] (2)
T
式中xc＝[0,αc,βc,μc,0,0,0]，αc,βc,μc为制导系统给出的姿态角指令；
步骤5，设计积分滑模面s：
s＝Cx+z(3)
其 中，C3×7 为 常 值 参 数 矩 阵，选 择 C使 CB 可 逆；z为 引 入 的 辅 助T
滑 模 变 量，z(0) ＝ -Cx(0)，则 s(0) ＝ 0，s ＝ [s1,s2,s3] ；令 聚 合 扰 动存在正数L，满足 L是 的
上界；
sig(s)和sign(s)定义如下：
T
sig(s)＝[sig(s1),sig(s2),sig(s3)]
T
sign(s)＝[sign(s1),sign(s2),sign(s3)]
步骤6，计算最优积分滑模控制力矩u；
u由标称控制律u*以及积分滑模切换项usw组成：
u＝u*+usw (5)
其中u*为步骤4得到的标称控制律；
-1
usw＝-(CB) ·[k1sig(s)+k2∫sign(s)]
s是步骤5中设计的积分滑模面；k1,k2为常值参数，满足 k2≥4L；
步骤7，控制分配，得到舵偏角指令；
根据下式得到舵偏角指令：
-1
δ＝G u
T
其中δ＝[δe,δa,δr]，δe,δa,δr分别为升降舵、副翼、方向舵的偏角， u＝T
[Mx,My,Mz] 为步骤6得到的姿态控制力矩，G是转换矩阵，由气动参数决定；
步骤8，将步骤7得到的舵偏角指令输入飞行器，对其进行姿态控制；同时，飞行器输出当前飞行器的各个状态ω,V,X,Y,Z，作为姿态控制的输入，重复步骤1-步骤8；从而使得T
飞行器实现利用实际的姿态角Ω＝[α β μ] 跟踪制导系统给出的姿态角指令Ωc＝T
[αc,βc,μc] 的目的。
2.根据权利要求1所述的方法设计的一种再入飞行器的最优积分滑模姿态控制器，其特征在于：包括状态向量生成模块、状态依赖参数化模块、控制参数选择模块、SDRE求解模块、滑模面计算模块、标称控制律计算模块、最优积分滑模控制律计算模块和控制分配器；
其中，状态向量生成模块与标称控制律计算模块连接，状态依赖参数化模块的输出分别连至SDRE求解模块、标称控制律计算模块、滑模面计算模块；控制参数选择模块的输出分别连至SDRE求解模块、滑模面计算模块；SDRE求解模块连接标称控制律计算模块；控制参数选择模块、标称控制律计算模块和滑模面计算模块输出至最优积分滑模控制律计算模块；
标称控制律计算模块的输出同时连接至滑模面计算模块；最优积分滑模控制律计算模块连接控制分配器；
T
状态向量生成模块接收飞行器的速度V、姿态角速度ω＝[ωx,ωy,ωz]、制导系统的T T
姿态角指令Ωc＝[αc,βc,μc]、飞行器实际的姿态角Ω＝[α β μ]，生成状态向量xT
＝[V,α,β,μ,ωx,ωy,ωz] ；
T
状态依赖参数化模块接收飞行器实际的姿态角Ω＝[α β μ]、速度V、姿态角速度T
ω＝[ωx,ωy,ωz]、速度坐标系下阻力、升力和侧力X,Y,Z，将再入飞行器模型转化为状态依赖参数形式；
使用者通过控制参数选择模块选择参数Q、R、C、k1、k2，选择原则如下：根据控制量和系统的动态性能调整Q(x)和R(x)权阵，选择C3×7使CB可逆，选择 k2≥4L；
SDRE求解模块接收状态依赖参数化模块的输出A(x),B，结合选择的控制器参数，通过求解SDRE方程得到P(x)；
标称控制律计算模块接收状态依赖参数矩阵A(x),B，SDRE方程的解P(x)，以及状态x，得到标称控制量u*；
滑模面计算模块接收状态依赖参数矩阵A(x),B，参数C，以及标称控制律u*，得到滑模面s；
最优积分滑模控制律计算模块接收标称控制律u*，滑模面s，以及控制参数k1,k2，得到控制力矩Mx,My,Mz；
T
控制分配模块将得到的控制力矩输出u＝[Mx,My,Mz] 分配至舵面执行机构，得到舵偏T
角指令δ＝[δe,δa,δr]。
再入飞行器的最优积分滑模姿态控制方法及控制器
技术领域
背景技术
发明内容
助滑模变量，z(0)＝-Cx(0)，则s(0)＝0，s＝[s1,s2,s3]。令聚合扰动
假设 有界，即存在正数L，满足
L是 的上界。
具体实施方式
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