再入飛行器的最優積分滑模姿態控制方法及控制器的製作方法

2023-11-10 10:00:37

專利名稱：再入飛行器的最優積分滑模姿態控制方法及控制器的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種再入飛行器的最優積分滑模姿態控制方法及控制器，屬於飛行器控制技術領域。
背景技術：
飛行器無動カ再入飛行過程中，空氣密度和飛行器速度變化較大，動力學參數變化劇烈，通道間的耦合作用非常嚴重，表現出強烈的多變量耦合和非線性，且伴隨著其他未知幹擾和不確定，因此，針對快時變、強不確定性的系統設計魯棒姿態控制器非常關鍵。目前，針對再入飛行的特點，許多學者提出了不同的姿態控制器，例如魯棒控制 器、自適應控制器、最優控制器、滑模控制器等。基於狀態依賴黎卡提方程(SDRE)的方法給出了一種非線性系統的最優控制律設計方法，它通過構造仿射非線性系統的狀態依賴參數(SDC)形式，將系統的調節器設計問題轉換為「LQR(線性二次型調節器)」問題，且充分保留了系統中的非線性特性。這種方法實現簡單，可通過調整權值矩陣有效折衷控制量和系統的動態性能，並且，經過參數化後的系統矩陣以及設計的權值矩陣與系統狀態相關，系統具有很好的設計靈活性。滑模控制對匹配的參數不確定性和外部擾動具有良好的魯棒性，且具有快速的動態響應能力，因此考慮將SDRE方法與滑模方法結合，設計最優滑模控制器，在發揮SDRE性能優勢的同時，保證系統的魯棒性。將最優控制理論與滑模控制理論相結合的ー種思想在於將線性二次型最優控制理論應用於滑模面的設計，該方法被應用於不確定線性系統以提高LQR的性能，然而對於非線性系統，在進行滑模面優化時，會導致難以求解的兩點邊值問題；另ー種思想是用滑變結構控制理論對最優控制器進行魯棒化設計，採用積分滑模的概念，控制律的一部分是針對標稱線性系統確定的LQR控制律，另一部分是積分滑模控制，保證了系統魯棒性，然而，由於使用了符號函數，此類控制律在提高系統魯棒性的同時引入了滑模的抖振。採用邊界層可以減弱抖振，但是此時滑模面被限制在一個較小的區域內，而無法證明滑模的可達性，使得系統性能偏離最優指標。因此，需要設計控制器，既保證系統在存在不確定性時的系統性能，又能減弱系統抖振。

發明內容
本發明針對飛行器再入段的姿態控制問題，結合積分滑模與狀態依賴黎卡提方程(SDRE)方法，設計了ー種最優積分滑模(OISMC)姿態控制方法。首先針對飛行器的標稱模型設計了 SDRE標稱姿態控制律，使標稱系統的性能滿足提出的最優指標。然後，考慮系統的不確定性，在SDRE標稱控制律的基礎上設計積分滑模控制律，使系統在滿足性能指標要求的同吋，對不確定性具有魯棒性。為了減弱抖振，引入ニ階滑模設計思想，使控制器輸出較光滑。本發明的最優積分滑模姿態控制方法具體包括以下步驟步驟1，生成飛行器的狀態向量。
結合飛行器的實際姿態角Ω = [α，β，μ ]τ，姿態角速度ω = [ ω χ，ω y，ω Jτ，以及速度 V，組成狀態向量 X x=[V, α，β，μ，ωχ, ω」 ωζ]τ。步驟2，建立再入飛行器的數學模型χ= f(x) + g{x) · u+ d(x) (I)y=h (x)其中，狀態向量x=[V α β μ ωχ ωγ ω ζ]τ，控制力矩u = [Mx My Mz]τ，輸出變量y=[a β μ ]T，f (X) = Ef1 (χ) f2(x). . . f7(x)]Tof1 (x) = (-X-mgsin γ ) /m
f2 (χ) = ω z+tan β ( ω ysin a - ω xcos a ) - (Y-mgcos Y cos μ ) / (mVcos β )f3 (χ) = ω xsin a + ω ycos a + (Z+mgcos Y sin μ ) / (mV)f4 (χ) =sec β (ω xcos a - ω ysin a ) + [ (tan β +tan Y sin μ ) (Y-mgcos Y cos μ )+ (Z+mgcos Y sin μ ) tan Y cos μ ]/(mV)
rnn1o1 /·,、 ，A.' {/+ ,u — 4-)
_8] Λ(χ) =-γ--ω,,ω, -~ Γ-Z6 (X) =-----ω,ω, + ^-Y-(') :οκ.Λ(-Π = -/χ ω(ω: - ω；)
4 4 '
[/J/ iw/r ο _^) = Γ 4χ3 S2= IxxIr Ijr ο
L於」，L00h (χ) = [ α β μ ]τ其中α，β，μ分別為攻角、側滑角和速度傾側角，X，Y，Z為速度坐標系下阻力、升力和側力，V為飛行器的速度。m為飛行器質量，Ixx, Iyy, Izz, Ixy為飛行器對機體坐標系各軸的轉動慣量以及慣量積，Z =7 ^ - <。ωχ，coy，ωζ分別是滾轉角速率、偏航角速率和俯仰角速率，Y為彈道傾角。Mx，My，Mz為俯仰、偏航、滾轉三個方向的力矩。d(x)表示包括參數攝動、外部擾動以及未建模動態等聚合不確定性，由於再入過程中速度快，大氣環境變化劇烈，d (χ)無法忽略。步驟3，針對飛行器的標稱模型(d(x) = 0)，將步驟2建立的再入飛行器模型轉化為狀態依賴參數(SDC)形式χ=BuA (X)，B的表達式如下。
an O O O O O αΙ a2l O O O a25 a26 α1 aVi 0 0 a34a36 0Ax)= 0 a43 a44 a45 a46 0 ，B(x)=g(x)
00 0 0 a55 a56 0
00 0 0 a65 0 i/67
00 0 0 a15 a76 0
式中，
-X -JrSin γ-Y + m^cos γ cos μ，αη — ，aVL = Ti ，ml Wzml ~ cos μ
Z尺 cos ysin μ
3<25__tan β cos ct，a^g—tan β sin ct，— I, =-—, ^34 —~ ， a35 — sin ct，^l36
mV~ 1人"
Ztm V cos μ_ (rtan β cos cos l·1— (tan β 十 tan γ sin μ)Υ
=COS α，a4l =-~~-5 aA=--^-， a =---，
41 mV1μ@ν
aa .-r)—/ (/— — /n. ) — /二
a45=sec β cos a，a46=_sec β sin a y c/ = _^_—-—co_5 = ~. -—ω.,
I"I-
a。= -n .° f」~-￡0,,^67 = Λ1 ,~—ω,,^5 = J~+ J-^1, = -J-^r步驟4，針對再入飛行器的標稱模型，根據SDRE方法理論計算標稱控制律ιχ*。給定最優指標·/(/，·*； )= 0.5(τ)β{χ)χ(τ) + ι {τ)Χ{χ)α(τ)^ ，Q(X)和 R (χ)是權
值係數，Q7x7(X) ^ O, R3x3(χ)>0，根據控制量和系統的動態性能調整Q(X)和RU)權陣。解如下代數Ricatti方程得到P (χ)At (χ) P (χ) +P (χ) A (x) +Q (χ) -P (χ) B (x) IT1 (χ) BtP (χ) =0計算標稱控制律u* u*=_R(χ)-1Β(χ)τΡ(χ) [x_xj(2)式中Xc=
τ，α。，β。，μ。為制導系統給出的姿態角指令。步驟5，設計積分滑模面s如下s=Cx+z (3)
權利要求
1.再入飛行器的最優積分滑模姿態控制方法，其特徵在於包括以下步驟 步驟1，生成飛行器的狀態向量； 結合飛行器的實際姿態角Q = [ a，￠, U ]T，姿態角速度《 = [ x, y，《JT，以及速度V，組成狀態向量 X x=[V, a , ^ , u , ox, oy, o Jt ； 步驟2，建立再入飛行器的數學模型X= /{X)+g(x)-u+ d(x) (I)y=h(X) 其中，狀態向量x=[V a ^ u COx coy JT，控制カ矩u= [Mx My Mz]t，輸出變量y[a
2.根據權利要求I所述的方法設計的一種再入飛行器的最優積分滑模姿態控制器，其特徵在於包括狀態向量生成模塊、狀態依賴參數化模塊、控制參數選擇模塊、SDRE求解模塊、滑模面計算模塊、標稱控制律計算模塊、最優積分滑模控制律計算模塊和控制分配器；其中，狀態向量生成模塊與標稱控制律計算模塊連接，狀態依賴參數化模塊的輸出分別連至SDRE求解模塊、標稱控制律計算模塊、滑模面計算模塊；控制參數選擇模塊的輸出分別連至SDRE求解模塊、滑模面計算模塊；SDRE求解模塊連接標稱控制律計算模塊；滑模面計算模塊、標稱控制律計算模塊和滑模面計算模塊輸出至最優積分滑模控制律計算模塊；最優積分滑模控制律計算模塊連接控制分配器； 狀態向量生成模塊接收飛行器的速度V、姿態角速度《 = [ x，coy, Z]T、制導系統的姿態角指令Qc=[a。，P。，iiJT、飛行器實際的姿態角Q = [a P U]T，生成狀態向量X= [V, a , ^ , u , Ox, oy, co J'； 狀態依賴參數化模塊接收飛行器實際的姿態角Q = [ a ^ U]1、速度V、姿態角速度 = [ x, y，《Z]T、速度坐標系下阻力、升力和側カX，Y，Z，將再入飛行器模型轉化為狀態依賴參數形式； 使用者通過控制參數選擇模塊選擇參數Q、R、C、ki、k2，選擇原則如下根據控制量和系統的動態性能調整Q(X)和R(X)權陣，選擇C3x7使B可逆，選擇4 >0.5ム，k2彡4L ; SDRE求解模塊接收狀態依賴參數化模塊的輸出A(x)，B，結合選擇的控制器參數，通過求解SDRE方程得到PU)； 標稱控制律計算模塊接收狀態依賴參數矩陣A (X)，B，SDRE方程的解P (X)，以及狀態X，得到標稱控制量u* ； 滑模面計算模塊接收狀態依賴參數矩陣A (x)，B，參數C，以及標稱控制律u%得到滑模面s ； 最優積分滑模控制律計算模塊接收標稱控制律11%滑模面S，以及控制參數kp k2，得到控制カ矩Mx，My，Mz ； 控制分配模塊將得到的控制カ矩輸出u=[M。，My, MJt分配至舵面執行機構，得到舵偏角指令 6=[6e, 6a, Sr]T。
全文摘要
本發明涉及一種再入飛行器的最優積分滑模姿態控制方法及控制器，屬於飛行器控制技術領域。首先針對飛行器的標稱模型設計了SDRE標稱姿態控制律，使標稱系統的性能滿足提出的最優指標。然後，考慮系統的不確定性，在SDRE標稱控制律的基礎上設計積分滑模控制律，使系統在滿足性能指標要求的同時，對不確定性具有魯棒性。為了減弱抖振，引入二階滑模設計思想，使控制器輸出較光滑。本發明設計的姿態控制器不僅能保證期望的指標，而且具有較好的魯棒性。
文檔編號B64F5/00GK102862686SQ201210367288
公開日2013年1月9日 申請日期2012年9月28日 優先權日2012年9月28日
發明者盛永智, 耿潔, 劉向東 申請人:北京理工大學