專(zhuān)利名稱(chēng)：再入飛行器自適應(yīng)指數(shù)時(shí)變滑模姿態(tài)控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種再入飛行器自適應(yīng)指數(shù)時(shí)變滑模姿態(tài)控制方法，屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
對(duì)于再入飛行器來(lái)講，再入過(guò)程中飛行條件(空域、速域)大范圍變化，各通道間耦合嚴(yán)重，呈現(xiàn)出強(qiáng)烈的非線(xiàn)性動(dòng)態(tài)特性。另外，各種不確定性外部擾動(dòng)的存在以及飛行器的氣動(dòng)特性不能精確獲知，導(dǎo)致其姿態(tài)控制變得異常復(fù)雜。再入飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)要解決的關(guān)鍵問(wèn)題是抑制上述非線(xiàn)性、強(qiáng)耦合和不確定性對(duì)系統(tǒng)性能影響。

盡管各種先進(jìn)的非線(xiàn)性控制方法(如動(dòng)態(tài)逆、反饋線(xiàn)性化、軌跡線(xiàn)性化、反步法、自適應(yīng)控制方法等)已廣泛應(yīng)用于再入飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，滑模變結(jié)構(gòu)控制方法仍然是處理系統(tǒng)模型中存在有界擾動(dòng)/不確定性和未建模動(dòng)態(tài)首要選擇。滑模變結(jié)構(gòu)作為一種非線(xiàn)性控制方法，對(duì)系統(tǒng)存在的匹配參數(shù)不確定性以及擾動(dòng)具有強(qiáng)魯棒性。然而普通滑模然控制不足之處在于1)到達(dá)段不具備魯棒性；2)抖振問(wèn)題；3)控制律中切換增益的選取問(wèn)題。為了解決到達(dá)段不具備魯棒性的問(wèn)題，實(shí)現(xiàn)全局魯棒的目的，A. Bartoszewicz [A.Bartoszewicz, Time-varying sliding modes for second-order systems, IEEProceedings of Control Theory Application, 143 (5)，1996:455-462.]米用時(shí)變滑模面替代時(shí)不變滑模面，使系統(tǒng)狀態(tài)在初始時(shí)刻就處于滑模面上，以旋轉(zhuǎn)或者平移的方式隨時(shí)間趨近事先確定的時(shí)不變滑模面，但仍存在滑模控制量不光滑的問(wèn)題?；Ｗ兘Y(jié)構(gòu)控制的抖振問(wèn)題作為其固有特性，只能設(shè)法削弱而不能完全消除，目前已經(jīng)有許多方法可以對(duì)其進(jìn)行處理，比如邊界層方法[J. J. Slotine, Sliding mode controller designfor nonlinear system, International Journal of Control, 40 (2), 1984:421-434.]；滑動(dòng)扇區(qū)方法[K. Furuta, Y. Pan, Variable structure control with sliding sector, Automatica, 36 (2), 2000:211-228.];高階滑?？刂品椒╗A. Levant, Sliding orderand sliding accuracy in sliding mode control, International Journal ofControl, 58 (6)，1993:1247-1263.]。一般來(lái)講，滑?？刂浦星袚Q增益是基于事先已知的系統(tǒng)中不確定性上界來(lái)確定的。然而，對(duì)于再入飛行器來(lái)講，再入過(guò)程復(fù)雜多變，不容易獲得這些不確定性上界。若切換增益取值過(guò)大，系統(tǒng)魯棒性強(qiáng)，但抖振嚴(yán)重，容易激發(fā)系統(tǒng)的高頻未建模動(dòng)態(tài)引起系統(tǒng)不穩(wěn)定；若切換增益取值太小，抖振小，但是系統(tǒng)抗干擾能力弱，魯棒性較差。為此，需要尋求一種自適應(yīng)方法，在線(xiàn)計(jì)算滑?？刂频那袚Q增益。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是針對(duì)再入飛行器快時(shí)變、強(qiáng)耦合以及高度非線(xiàn)性的特點(diǎn)，通過(guò)將指數(shù)時(shí)變滑模與自適應(yīng)控制方法結(jié)合，對(duì)于存在氣動(dòng)參數(shù)不確定性以及外部干擾力矩的再入飛行器，提出了一種高精度全局魯棒姿態(tài)控制方法。
本發(fā)明的目的是通過(guò)如下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的步驟1，以關(guān)于機(jī)體坐標(biāo)系(坐標(biāo)系原點(diǎn)O取在飛行器質(zhì)心，Ox軸與機(jī)體縱軸重合，指向頭部為正；0y軸位于機(jī)體縱對(duì)稱(chēng)面內(nèi)與Ox軸垂直，指向上為正；0z軸垂直于Oxy平面，方向按右手直角坐標(biāo)系確定)x-0-y平面對(duì)稱(chēng)的無(wú)動(dòng)力再入飛行器模型為對(duì)象，建立姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程 = mzβ = ωΓ sin a -fct)rcosa" = cos a ok sin a
權(quán)利要求
1.再入飛行器自適應(yīng)指數(shù)時(shí)變滑模姿態(tài)控制方法，其特征在于包括以下步驟 步驟1，以關(guān)于機(jī)體坐標(biāo)系x-0-y平面對(duì)稱(chēng)的無(wú)動(dòng)力再入飛行器模型為對(duì)象，建立姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的再入飛行器自適應(yīng)指數(shù)時(shí)變滑模姿態(tài)控制方法，其特征在于所述機(jī)體坐標(biāo)系的原點(diǎn)O取在飛行器質(zhì)心，Ox軸與機(jī)體縱軸重合，指向頭部為正；0y軸位于機(jī)體縱對(duì)稱(chēng)面內(nèi)與Ox軸垂直，指向上為正；0z軸垂直于Oxy平面，方向按右手直角坐標(biāo)系確定。
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的再入飛行器自適應(yīng)指數(shù)時(shí)變滑模姿態(tài)控制方法，其特征在于步驟4中kj為常數(shù),且ka=!^=!^=!^。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種再入飛行器自適應(yīng)指數(shù)時(shí)變滑模姿態(tài)控制方法，屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域。首先以無(wú)動(dòng)力再入飛行器模型為對(duì)象，建立姿態(tài)運(yùn)動(dòng)方程；然后改寫(xiě)成MIMO仿射非線(xiàn)性系統(tǒng)形式，再應(yīng)用反饋線(xiàn)性化理論進(jìn)行線(xiàn)性化處理，得到俯仰、滾裝、偏航三通道線(xiàn)性化模型；針對(duì)得到的線(xiàn)性化系統(tǒng)，設(shè)計(jì)修正的自適應(yīng)指數(shù)時(shí)變滑?？刂破?；然后得到再入飛行器姿態(tài)控制的控制力矩指令輸入到再入飛行器，對(duì)姿態(tài)進(jìn)行控制。本發(fā)明通過(guò)將指數(shù)時(shí)變滑?？刂婆c自適應(yīng)方法結(jié)合，在一定程度上解決了現(xiàn)有自適應(yīng)滑?？刂频那袚Q增益過(guò)度適應(yīng)問(wèn)題；能夠有效地抑制系統(tǒng)參數(shù)不確定性和外部擾動(dòng)的影響，實(shí)現(xiàn)精確的姿態(tài)控制。
文檔編號(hào)G05B13/04GK102880060SQ20121041500
公開(kāi)日2013年1月16日 申請(qǐng)日期2012年10月25日 優(yōu)先權(quán)日2012年10月25日
發(fā)明者劉向東, 王亮, 盛永智 申請(qǐng)人:北京理工大學(xué)