[发明专利]再入飞行器的最优积分滑模姿态控制方法及控制器

说明书

技术领域

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。

背景技术

飞行器无动力再入飞行过程中，空气密度和飞行器速度变化较大，动力学参数变化剧烈，通道间的耦合作用非常严重，表现出强烈的多变量耦合和非线性，且伴随着其他未知干扰和不确定，因此，针对快时变、强不确定性的系统设计鲁棒姿态控制器非常关键。

目前，针对再入飞行的特点，许多学者提出了不同的姿态控制器，例如鲁棒控制器、自适应控制器、最优控制器、滑模控制器等。基于状态依赖黎卡提方程（SDRE）的方法给出了一种非线性系统的最优控制律设计方法，它通过构造仿射非线性系统的状态依赖参数（SDC）形式，将系统的调节器设计问题转换为“LQR(线性二次型调节器)”问题，且充分保留了系统中的非线性特性。这种方法实现简单，可通过调整权值矩阵有效折衷控制量和系统的动态性能，并且，经过参数化后的系统矩阵以及设计的权值矩阵与系统状态相关，系统具有很好的设计灵活性。

滑模控制对匹配的参数不确定性和外部扰动具有良好的鲁棒性，且具有快速的动态响应能力，因此考虑将SDRE方法与滑模方法结合，设计最优滑模控制器，在发挥SDRE性能优势的同时，保证系统的鲁棒性。将最优控制理论与滑模控制理论相结合的一种思想在于将线性二次型最优控制理论应用于滑模面的设计，该方法被应用于不确定线性系统以提高LQR的性能，然而对于非线性系统，在进行滑模面优化时，会导致难以求解的两点边值问题；另一种思想是用滑变结构控制理论对最优控制器进行鲁棒化设计，采用积分滑模的概念，控制律的一部分是针对标称线性系统确定的LQR控制律，另一部分是积分滑模控制，保证了系统鲁棒性，然而，由于使用了符号函数，此类控制律在提高系统鲁棒性的同时引入了滑模的抖振。采用边界层可以减弱抖振，但是此时滑模面被限制在一个较小的区域内，而无法证明滑模的可达性，使得系统性能偏离最优指标。因此，需要设计控制器，既保证系统在存在不确定性时的系统性能，又能减弱系统抖振。

发明内容

本发明针对飞行器再入段的姿态控制问题，结合积分滑模与状态依赖黎卡提方程(SDRE)方法，设计了一种最优积分滑模(OISMC)姿态控制方法。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。

本发明的最优积分滑模姿态控制方法具体包括以下步骤：

步骤1，生成飞行器的状态向量。

结合飞行器的实际姿态角Ω=[α,β，μ]^T，姿态角速度ω＝[ω_x,ω_y,ω_z]^T，以及速度V，组成状态向量x：x=[V,α,β,μ,ω_x,ω_y,ω_z]^T。

步骤2，建立再入飞行器的数学模型：

x·=f(x)+g(x)·u+d(x)]]>（1）

y=h(x)

其中，状态向量x=[V α β μ ω_x ω_y ω_z]^T，控制力矩u＝[M_x M_y M_z]^T，输出变量y＝[α β μ]^T，f(x)=[f₁(x) f₂(x)...f₇(x)]^T。