【技術實現步驟摘要】
本專利技術以飛行器敏捷轉彎(戰斗機垂直翻轉或空空導彈的越肩發射)為研究背景，屬于飛行器姿態控制領域。
技術介紹
1、飛行器敏捷轉彎(戰斗機垂直翻轉或者空空導彈越肩發射)的難點在于發射后，要進行敏捷轉彎和捕獲目標，而且飛行器在大攻角工況下氣動呈現非線性、強耦合、不確定性的特性。此外，當今空戰的作戰態勢復雜，對于不同類型的載機占位和目標進入角，以及飛行器本身(不同氣動特性和推重比特性、姿態變換與轉彎率要適配、攻角約束等情況)，如果做到飛行器的姿態變換和時間的可調，便于靈活應對不同作戰態勢。
2、對于控制器設計而言，設計難點主要在于三個方面：快速收斂、抗干擾能力和收斂時間可調。
3、目前飛行器的敏捷轉彎控制算法主要有滑模控制算法、反步法、動態面、自抗擾控制等等。
4、文獻[1]所設計的敏捷姿態控制算法是針對于攻角的，但實際工程中，吹風的干擾造成速度坐標系和氣流坐標系不完全重合，目前工程對實際的攻角難以精確測量。文獻[2]提出了一種基于誤差四元數的滑模控制律，雖然可以保障有限時間收斂，但不能保證有限時間，難以量化快速性，不利于實際工程分析。文獻[3]設計了一種組合非奇異終端滑模面，提高了收斂速度，但是該滑模面不適用于四元數。因為傳統非奇異滑模面，造成奇異值矩陣，不易反饋線性化，只能用等速趨近律，無法控制收斂速度和時間。
5、飛行器敏捷轉彎的場景對轉彎的歐拉角角速率和轉彎時間都有一定的要求和可控性，整個飛行控制過程中，彈體參數在不斷動態變化。由于收斂時間可調，即不同推重比、轉彎率、最大攻角值
6、[1]馬悅悅.敏捷導彈大攻角高機動飛行控制方法研究[d].北京理工大學,2016
7、[2]趙琴.基于四元數的空間攔截器姿態控制方法[d].哈爾濱工業大學,2012
8、[3]趙新運，于劍橋.導彈敏捷轉彎段的新型非奇異終端滑模控制[j].宇航學報,2022,第43卷(4):454-464
技術實現思路
1、本專利技術的目的是為了解決飛行器敏捷轉彎姿態控制存在氣動特性不確定、抗干擾能力差、收斂時間難以定量計算等問題，提供一種基于四元數的飛行器固定時間敏捷轉彎姿態控制方法，該方法基于四元數設計了固定時間收斂的滑模面，可以實現轉動時間可調，并快速收斂，并且設計了擴張觀測器，可以對外部干擾和內部不確定性進行實時估計補償，使得控制器具有強魯棒性和適應性。此外，還設計了快速精確收斂的微分器，對跟蹤信號的各階導數進行實時求解，將輸入信號的更多有效信息送入滑模控制器，進一步提高模型的穩定性和適應性。
2、為實現上述目的，本專利技術采取的技術方案如下：
3、基于四元數的飛行器固定時間敏捷轉彎姿態控制方法，所述方法為：首先通過快速精確微分器，對跟蹤信號的各階導數進行估計，以獲得更多的輸入信息，然后通過固定時間的變結構復合滑模控制器取產生控制力矩，在動態控制的過程中，用擴展觀測器來進行估計系統外部擾動和內部建模的不確定性用以補償搭到控制器中，引入干擾信息到控制器中。實現了對非線性控制系統的快速穩定跟蹤和強抗干擾能力。
4、進一步地，所述方法具體為：
5、傳統的姿態描述方法是歐拉角，但是在繞第二個軸旋轉90°時，此方程會出現奇異的情況。而且，會失去一個自由度，導致萬向鎖的現象。
6、
7、所以采用四元數描述姿態，四元數的導數與姿態角角速度的關系如下：
8、
9、(1)建立系統動力學模型
10、繞質心轉動的姿態動力學方程如下：
11、
12、其中，jx,jy,jz為飛行器對彈體坐標系的各個坐標軸的轉動慣量，ωx,ωy,ωz為飛行器彈體坐標系相對于參考慣性系的選擇角速度，mx,my,mz為控制力矩；
13、運動學模型采用基于四元數的數學關系，用四元數描述飛行器姿態來避免歐拉角的奇異值和萬向鎖現象，記當前姿態四元數為q＝[q0?q1?q2?q3]t；q0為姿態四元數的標量部分，q1、q2、q3分別為姿態四元數的向量部分；
14、其中當前姿態四元數的導數與姿態角角速度的關系如下：
15、
16、由式(1)和(2)得到
17、
18、其中，m＝[mx,my,mz]t
19、(2)固定時間快速非奇異滑模控制算法設計
20、(2.1)固定時間快速非奇異滑模控制律
21、記當前姿態四元數為q＝[q0?q1?q2?q3]t，期望的姿態四元數為qd＝[qd0?qd1?qd2qd3]t；
22、定義狀態變量x＝q-qd，則
23、
24、由于期望的姿態四元數qd的各階導數沒辦法直接用上述關系去求，所以設計了快速精確收斂的微分器來估計導數信息；
25、設計復合非奇異固定時間收斂復合滑模面如下：
26、
27、其中，p,q為奇數，且x為q-qd，四元數誤差，滑模面參數λ>0、m>0、n>0，復合滑模面的開關線δ∈(0,1)、k1>0，k2>0，p、q為大于0的奇數，由后續證明可知收斂時間是由上述參數決定的，通過整定這些參數可用于調節控制器的收斂時間；
28、設計滑模趨近律為：
29、
30、其中，p2,q2為正奇數，可以小于1，v為趨近律，η1、η2為正數；
31、通過反饋線性化求出控制律為
32、
33、其中，e＝f(q)·g(j)；
34、由于e矩陣是一個4×3的列滿矩陣，求逆運算需要用偽逆代替，公式如下：
35、e-1＝(et·e)-1·et
36、(2.2)快速精確微分器
37、為充分利用控制器輸入信號，即期望角度的信息，并且融入到控制器；對進行估計；設計微分器的輸入變量為u＝qd，輸出變量為采用如下控制律保證微分器的收斂
38、
39、其中，sgn(x,k)＝|xk*sign(x)，α1,α2,α3,α4,α5為奇數，k1,k2,k3,k4,k5為正數；
40、快速精確微分器用于對期望變量的微分進行估計，提供給控制器信息；
41、快速精確微分器的輸入為qd＝[qd0?qd1?qd2?qd3]t，輸出為其各階導數
42、(2.3)擴張觀測器
43、擴張狀態觀測器作為自抗擾控制的核心組成部分，一方面可以對系統中重要的狀態變量進行跟蹤，便于實時了解系統狀態；另一方面還能根據系統模型內外擾動的總體作用量，通過非線性反饋對模型的不確定項和外部干擾進行估計，實時補償控制量；以反饋的形式對其加以及時補本文檔來自技高網...
【技術保護點】
1.基于四元數的飛行器固定時間敏捷轉彎姿態控制方法，其特征在于：所述方法為：首先通過快速精確微分器，對跟蹤信號的各階導數進行估計，以獲得更多的輸入信息，然后通過固定時間的變結構復合滑模控制器取產生控制力矩，在動態控制的過程中，用擴展觀測器來進行估計系統外部擾動和內部建模的不確定性用以補償搭到控制器中，引入干擾信息到控制器中。
2.根據權利要求1所述的基于四元數的飛行器固定時間敏捷轉彎姿態控制方法，其特征在于：所述方法具體為：
3.根據權利要求1或2所述的基于四元數的飛行器固定時間敏捷轉彎姿態控制方法，其特征在于：所述方法用于第四代空空導彈實現大離軸發射、越肩發射的初始程序轉彎段的控制系統、導彈初段垂直發射的程序轉彎過程、空空導彈初段敏捷轉彎過程或者越肩發射過程、進攻導彈末制導快速機動突防或攔截導彈末端攔截過程中快速調整姿態。
【技術特征摘要】
1.基于四元數的飛行器固定時間敏捷轉彎姿態控制方法，其特征在于：所述方法為：首先通過快速精確微分器，對跟蹤信號的各階導數進行估計，以獲得更多的輸入信息，然后通過固定時間的變結構復合滑模控制器取產生控制力矩，在動態控制的過程中，用擴展觀測器來進行估計系統外部擾動和內部建模的不確定性用以補償搭到控制器中，引入干擾信息到控制器中。
2.根據權利要求1所述的基于四元數的飛行...
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