一種有限時間收斂時變滑模姿態控制方法技術

本發明專利技術公開的一種有限時間收斂時變滑模姿態控制方法，涉及一種基于高階滑模觀測器的有限時間收斂的時變滑模再入飛行器姿態控制方法，屬于飛行器姿態控制技術領域。本發明專利技術公開的一種有限時間收斂的時變滑模姿態控制設計方法，在再入飛行器模型反饋線性化的基礎上，基于低通濾波器減弱高頻振動，通過引入時變項可消除滑模控制的到達段，增強了系統的魯棒性，并且可消除時變函數一階導數不連續而引起的跳變問題，實現有限時間收斂的時變滑模姿態控制。本發明專利技術可使得再入飛行器姿態控制跟蹤誤差能夠在有限時間內收斂到0，并且能夠消除由于時變項的一階導數不連續造成的跳變現象，減弱高頻振動，且能提高再入飛行器姿態控制系統魯棒性。

【技術實現步驟摘要】

本專利技術涉及一種有限時間收斂時變滑模再入飛行器姿態控制方法，尤其涉及一種 基于高階滑模觀測器的有限時間收斂的時變滑模再入飛行器姿態控制方法，屬于飛行器姿 態控制

技術介紹
再入飛行器姿態控制設計問題由于再入飛行過程中飛行條件變化范圍大，各通道 間耦合嚴重，強烈的非線性動態特性，各種不確定外部擾動及不確定參數的存在，而變得異 常復雜。再入式飛行器控制系統的設計關鍵是要解決上述強非線性、強耦合、快時變和不確 定性對系統性能的影響。 滑模控制具有全局收斂，易實現，對外部擾動強魯棒，對參數變化和模型誤差不敏 感的特點，這使得它廣泛應用在飛行器姿態控制中?；？刂仆ㄟ^控制器的輸出使得系統 狀態沿著滑模面收斂到平衡點?？刂七^程可以分為到達段和滑動段。到達段魯棒性差，而 滑動段存在高頻抖振。這是滑模控制存在的兩大缺點。 高頻抖振現象可能會導致低精度甚至狀態的不穩定。為了降低抖振，有學者采用 了邊界層技術，能夠很好地抑制抖振現象，采用光滑的連續函數代替飽和函數，雖然抖振現 象得到抑制，但是降低了精確度。也有學者將控制量以積分的形式給出，消除了抖振現象， 而且保留了系統的強魯棒性和高精確度，然而控制律中涉及到的高階項在工程實際應用中 是不容易獲得的。除此之外，還可以采用低通濾波器來消除由切換控制引起的抖振，得到了 較好的控制效果。 針對到達段魯棒性不足，有人中提出了時變滑模的概念，使系統的初始狀態就在 滑模面上，因此消除了到達段，增強了系統的魯棒性。A.Bart〇SZewicZ分別給出含有等速度 時變項、等加速度時變項、指數時變項的三種時變滑模面。這三種滑模面消除了到達段從而 使得系統全局收斂。有學者通過在普通滑模的基礎上引入非線性項，保證全局滑模存在的 同時還使得系統誤差在設定時刻收斂到零。上面兩種方法中由于時變函數可能在設定的收 斂時刻是非連續的，因而控制量會在該時刻出現跳變。進一步改進了時變項，有學者增加了 時變函數的次數，有效地解決了控制量在收斂時刻跳變的問題。但是，這樣會縮小時變項 的選擇范圍，增加計算量。
技術實現思路
針對現有技術存在的魯棒性差、高頻抖振、以及加入時變項可能引起的跳變問題。 本專利技術公開的一種有限時間收斂的時變滑模姿態控制設計方法，要解決的技術問題是使得 再入飛行器姿態控制跟蹤誤差能夠在有限時間內收斂到〇,并且能夠消除由于時變項的一 階導數不連續造成的跳變現象，減弱高頻振動，且能提高再入飛行器姿態控制系統魯棒性。 本專利技術的目的是通過以下技術方案實現的： 本專利技術公開的，在再入飛行器模型反饋 線性化的基礎上，基于低通濾波器減弱高頻振動，通過引入時變項可消除滑?？刂频牡竭_ 段，增強了系統的魯棒性，并且可消除時變函數一階導數不連續而引起的跳變問題。 已有技術中滑?？刂品譃榈竭_段與滑動段，本專利技術通過引入時變項可消除滑?？?制的到達段，直接進入滑動段。 本專利技術公開的，具體包括如下步驟： 步驟1，生成飛行器的狀態向量。 結合飛行器的實際姿態角Ω= τ，姿態角速度ω= T，組成狀 態向量χ:χ=T。 步驟2,建立再入飛行器動態模型。 考慮無動力再入飛行器的姿態控制問題。采用傾斜轉彎（BTT)控制，其姿態運動 學方程為： 式中，α，β，μ分別為攻角、側滑角和傾側角；ωχ,coy, 〇^分別為滾轉、偏航和俯 仰角速度；Ixx，Iyy，匕和Ixy分別為關于X，y，z軸的轉動慣量和慣量積（假設飛行器關于 x-0-y平面對稱，故Ixz=Iyz= 0)，廠=/, 乂-Λ:, ;Mx，My，別為滾轉、偏航和俯仰氣動 力矩，計算表達式為： Μ；=qSlCmi(a,β,Ma,δe,δa,δr),i=χ,y,z (3) 其中，動壓q= 0.5pV2,P為大氣密度，V為飛行器速度；S，1分別為飛行器參考 面積和參考長度；Sa，δ 別為升降舵、副翼和方向舵偏轉角；Cnix，(； y，已分別為關于 a，i3，Ma，δε，δ3, 的滾轉、偏航和俯仰力矩系數，Ma為飛行器的馬赫數。 步驟3,對步驟1建立的模型進行反饋線性化處理，提出有限時間姿態跟蹤任務。 將系統模型寫為Μ頂0非線性仿射系統的形式： 運用反饋線性化理論，對系統輸出求導直至輸出動態方程中出現控制量u，并引入 輔助控制量V。將系統解耦成如下的不確定二階系統： Ω=??Δν (5)其中ΛV= T表示飛行過程中系統中存在的聚合擾動，假設該 擾動有界。 提出有限時間姿態跟蹤任務為：系統狀態從任意初值出發，在期望的時刻（tf)跟 蹤上參考軌跡，并在該時刻之后，跟蹤誤差一直保持為〇。即Ω 定義跟 蹤誤差如下： Ωχ =Ωχ -：〇w 式中是再入飛行器的姿態角，Ωld是姿態角指令。 步驟4,設計高階滑模觀測器。 將再入飛行器模型展開為如下的形式： L=Ci -：v-f 根據再入飛行器模型展開形式可以設計出高階滑模觀測器，可以同時估計姿態角 導數和系統中存在的聚合擾動。 式中γγ2,γ3,γ4>0 為觀測器的待定系數；Xτ,X2= T;H.Av分別是ζ。，ζ1;Λν的估計值。 對于上述高階滑模觀測器，假設系統的狀態向量ζ和控制量ν是可測的，則通過 選擇合適的參數γ:，γ2,γ3,γ4可使得狀態觀測值以及聚合擾動估計值在有限時間內收 斂到其真實值，滿足分離定理，因此控制器與觀測器可分開設計。步驟5，設計有限時間收斂的時變滑?？刂坡伞?步驟5. 1，設計有限時間收斂時變滑模函數。 設計有限時間收斂的時變滑模為： 上式滿足q, r為正奇數，ε為任意正常數，且滿足〇.5〈q/r = p〈l, c> ε，k>a，其 中，a的表達式為： 當S(t) = 0,t彡t。時，系統狀態會在有限時間t!收斂到0,且：其中，〖2是時變項W⑴收斂到0的時刻。時變項的選擇應當滿足條件Ci、C2: 條件Cl表示系統的狀態從初始時刻就保持在滑模面上；條件C2表示時變滑模面 在時刻〖2的變化是光滑的，沒有突變。根據上述條件CpC2，可以設計如下時變函數： ffi(t) =At+B (8) 式中，B=Wi(0)，A= _B/t2。由此可知滑模面會以恒速度A趨近期望的滑模面。 由于存在時變項W(t)，系統狀態從初始時刻就保持在滑模面上，實現全局收斂。系 統性能得到提升。并且可知收斂時間 由于公式（6)中加入時變項可消除滑?？刂频牡竭_段，因此系統從初始時刻就進 入滑動段，增強了系統的魯棒性。 步驟5. 2,設計有限時間收斂時變滑?？刂坡?。 根據步驟5. 1可得控制器的輸出： 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}是待定正系數矩陣；T= [mf是常值矩陣，且要滿足i= 1，2,3。式（12)可以寫為一低通濾波器 的形式： 該低通濾波器可以很好地減弱切換項引起的抖振問題。 式（11)在計算等效控制時，沒有對滑模面求導，因此可消除時變函數一階導數不 連續而引起的跳變問題。 步驟6,控制分配，得到舵偏角指令δ= [δεSaδJT 根據公式（15)和（16)得到舵偏角指令δ= [SeSaSJT: u=Μ=E1 (x)(-F(x)本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種有限時間收斂時變滑模姿態控制方法，其特征在于：在再入飛行器模型反饋線性化的基礎上，基于低通濾波器減弱高頻振動，通過引入時變項消除滑模控制的到達段，增強了系統的魯棒性，并且消除時變函數一階導數不連續而引起的跳變問題，實現有限時間收斂時變滑模姿態控制。

【技術特征摘要】

【專利技術屬性】
技術研發人員：盛永智，薛晨琛，劉向東，
申請(專利權)人：北京理工大學，
類型：發明
國別省市：北京;11