[发明专利]基于自适应模糊的再入飞行器PID型滑模姿态控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种再入飞行器的PID型滑模姿态控制方法，属于飞行器控制技术领域。

背景技术

飞行器在无动力再入飞行过程中要经历从超声速飞行条件到亚声速飞行条件的变化，且飞行空域也较大、环境干扰严重、各通道间存在耦合，因此该过程会呈现出较为严重的非线性特性。不仅如此，飞行器的气动特性也不能精确获得，这些因素都导致了飞行器的姿态控制变得异常复杂。因此，针对可以抑制系统非线性、通道耦合以及不确定性的鲁棒姿态控制器非常关键。

滑模控制(Sliding Mode Control,SMC)方法为实现模型不确定系统的控制问题提供了一套系统的解决方案，这使得该方法被广泛应用于飞行器姿态控制中。滑模控制技术具备很多优点，例如：对参数变化不敏感、能抵抗外界扰动以及快速动态响应等。然而，传统的滑模控制存在着两个主要问题。分别是控制输出抖振和滑模函数存在到达段。针对控制输出存在抖振的问题，很多学者将边界层技术引入到滑模控制中，有效解决了该问题。但是，需要指出的是，采用边界层消抖技术会导致控制精度降低，因此，又有学者在传统的比例-微分(PD)型滑模中引入误差的积分项，构成比例-积分-微分(PID)型滑模函数已达到提高控制精度的目的。此时，又要考虑另一问题，即积分项的引入会导致系统出现响应超调的问题，严重时会使系统出现积分饱和的情况。因此，对PID型滑模进行改进，以便实现更好的控制性能是非常有必要的。

发明内容

针对飞行器再入段强耦合和非线性等特点，以及存在的滑模控制器的鲁棒性不强的缺点，本发明要解决的技术问题是提供一种基于自适应模糊的再入飞行器PID型滑模姿态控制方法，在保证系统输出可以较快的跟踪指令信息同时，又避免出现系统响应超调和控制输入饱和，可增强传统比例-微分(PD)滑模的鲁棒性。

本发明针对飞行器再入段的强耦合和非线性等特点，提出了一种基于自适应模糊逻辑系统(AFLS)的PID型滑模控制(AFPIDSMC)方法。首先，针对比例-积分-微分(PID)型滑模函数的参数调节特点，使比例-积分-微分(PID)型滑模参数具有时变特性，保证系统输出可以较快的跟踪指令信息的同时又不会出现系统响应超调和控制输入饱和的问题。然后，针对比例-积分-微分(PID)型滑模运动方程中存在到达段不具有鲁棒性的问题，引入了全局滑模算法对比例-积分-微分(PID)型滑模动态方程进行改进，可增强传统比例-微分(PD)滑模的鲁棒性。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的：

本发明公开的一种基于自适应模糊的再入飞行器PID型滑模姿态控制方法，包括如下步骤：

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＝[p,q,r]^T，组成状态向量x：x＝[α β μ p q r]^T。

步骤2，建立再入飞行器的数学模型。

建立再入飞行器的数学模型如公式(1)

x·=f(x)+Σk=13gk(x)uk+ΔT---(1)]]>

y_i＝h_i(x),i＝1,2,3.