[发明专利]一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态控制方法

说明书

一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态控制方法，针对具有集中不确定性的飞行器姿态稳定问题，利用滑模控制方法，再结合自适应控制，设计了非奇异固定时间自适应控制器。非奇异固定时间滑模面的设计不仅保证系统状态的固定时间收敛，而且解决了奇异值问题。另外，自适应更新律用来估计系统不确定性和干扰的上界，因此上界信息无需预先知道。本发明在系统存在不确定性和干扰的情况下，实现系统状态的固定时间一致最终有界的控制方法。

技术领域

本发明涉及一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态控制方法，特别是存在外界干扰和转动惯性矩阵不确定性的飞行器姿态控制方法。

背景技术

飞行控制系统是无人机的核心，无人机要完成自主飞行，需要控制系统对内回路(姿态回路)和外回路(水平位置和高度回路)都具有良好的控制特性。无人机的飞行控制律设计决定了它的飞行性能。这些性能包括各种飞行性能，例如：起飞着陆性能、作业飞行性能、飞行安全可靠性、飞行可监控性、系统的自动化性、可维护性等。而无人机飞行控制系统的性能要求越来越复杂，经典控制方法难以处理、协调系统的多变量输入输出特性。随着现代控制理论的发展，滑模变结构控制作为一种典型的非线性控制方法能够有效改善飞行器的稳定性和操纵性，从而提高执行任务的能力。因此，研究无人机姿态系统的滑模变结构控制方法具有十分重要的意义。

滑模控制在解决系统不确定性和外部扰动方面被认为是一个有效的鲁棒控制方法。滑模控制方法具有算法简单、响应速度快、对外界噪声干扰和参数摄动鲁棒性强等优点。并且终端滑模控制能够保证有限时间收敛。然而，现存的有限时间技术估计收敛时间需要知道系统的初始信息，这对于设计者是很难知道的，固定时间控制方法与现存的有限时间方法相比，具有无需知道系统的初始信息，也能保守估计系统的收敛时间的优越性。

然而，在上述提出的大部分方法中，飞行器姿态系统的运动学和动力学模型参数都必须提前已知。因此，当系统存在不确定因素时，上述提出的方法不能直接应用于对飞行器的姿态控制。众所周知，由于自适应控制方法可以估计不确定因素的上界，因此无需预先知道上界信息。基于上述原因，许多自适应控制方法被用来控制空间飞行器系统。

发明内容

为了克服现有的飞行器姿态控制系统存在的未知非线性问题，本发明提供一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态控制方法，并且在系统存在不确定性和干扰的情况下，实现系统状态的固定时间一致最终有界的控制方法。

为了解决上述技术问题提出的技术方案如下：

一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态控制方法，包括以下步骤：

步骤1，建立飞行器的运动学和动力学模型，初始化系统状态以及控制参数，过程如下：

1.1飞行器姿态系统的运动学模型表达形式为：

其中q_v＝[q₁,q₂,q₃]^T和q₄分别是单位四元数的矢量部分和标量部分且满足分别是q_v和q₄的导数；Ω∈R³是飞行器的角速度；I₃是R^3×3单位矩阵；×是运算符号，将运算符号×应用于a＝[a₁,a₂,a₃]^T，得：

1.2飞行器姿态系统的动力学模型表达形式为：

其中J∈R^3×3是飞行器的转动惯性矩阵；是飞行器的角加速度；u∈R³和d∈R³是控制力矩和外部扰动；