專利名稱：再入飛行器的最優(yōu)積分滑模姿態(tài)控制方法及控制器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種再入飛行器的最優(yōu)積分滑模姿態(tài)控制方法及控制器，屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
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(xué)參數(shù)變化劇烈，通道間的耦合作用非常嚴(yán)重，表現(xiàn)出強烈的多變量耦合和非線性，且伴隨著其他未知干擾和不確定，因此，針對快時變、強不確定性的系統(tǒng)設(shè)計魯棒姿態(tài)控制器非常關(guān)鍵。目前，針對再入飛行的特點，許多學(xué)者提出了不同的姿態(tài)控制器，例如魯棒控制 器、自適應(yīng)控制器、最優(yōu)控制器、滑?？刂破鞯取；跔顟B(tài)依賴?yán)杩ㄌ岱匠?SDRE)的方法給出了一種非線性系統(tǒng)的最優(yōu)控制律設(shè)計方法，它通過構(gòu)造仿射非線性系統(tǒng)的狀態(tài)依賴參數(shù)(SDC)形式，將系統(tǒng)的調(diào)節(jié)器設(shè)計問題轉(zhuǎn)換為“LQR(線性二次型調(diào)節(jié)器)”問題，且充分保留了系統(tǒng)中的非線性特性。這種方法實現(xiàn)簡單，可通過調(diào)整權(quán)值矩陣有效折衷控制量和系統(tǒng)的動態(tài)性能，并且，經(jīng)過參數(shù)化后的系統(tǒng)矩陣以及設(shè)計的權(quán)值矩陣與系統(tǒng)狀態(tài)相關(guān)，系統(tǒng)具有很好的設(shè)計靈活性?；？刂茖ζヅ涞膮?shù)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(tài)響應(yīng)能力，因此考慮將SDRE方法與滑模方法結(jié)合，設(shè)計最優(yōu)滑?？刂破?，在發(fā)揮SDRE性能優(yōu)勢的同時，保證系統(tǒng)的魯棒性。將最優(yōu)控制理論與滑模控制理論相結(jié)合的ー種思想在于將線性二次型最優(yōu)控制理論應(yīng)用于滑模面的設(shè)計，該方法被應(yīng)用于不確定線性系統(tǒng)以提高LQR的性能，然而對于非線性系統(tǒng)，在進行滑模面優(yōu)化時，會導(dǎo)致難以求解的兩點邊值問題；另ー種思想是用滑變結(jié)構(gòu)控制理論對最優(yōu)控制器進行魯棒化設(shè)計，采用積分滑模的概念，控制律的一部分是針對標(biāo)稱線性系統(tǒng)確定的LQR控制律，另一部分是積分滑?？刂?，保證了系統(tǒng)魯棒性，然而，由于使用了符號函數(shù)，此類控制律在提高系統(tǒng)魯棒性的同時引入了滑模的抖振。采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(qū)域內(nèi)，而無法證明滑模的可達(dá)性，使得系統(tǒng)性能偏離最優(yōu)指標(biāo)。因此，需要設(shè)計控制器，既保證系統(tǒng)在存在不確定性時的系統(tǒng)性能，又能減弱系統(tǒng)抖振。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對飛行器再入段的姿態(tài)控制問題，結(jié)合積分滑模與狀態(tài)依賴?yán)杩ㄌ岱匠?SDRE)方法，設(shè)計了ー種最優(yōu)積分滑模(OISMC)姿態(tài)控制方法。首先針對飛行器的標(biāo)稱模型設(shè)計了 SDRE標(biāo)稱姿態(tài)控制律，使標(biāo)稱系統(tǒng)的性能滿足提出的最優(yōu)指標(biāo)。然后，考慮系統(tǒng)的不確定性，在SDRE標(biāo)稱控制律的基礎(chǔ)上設(shè)計積分滑?？刂坡桑瓜到y(tǒng)在滿足性能指標(biāo)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(shè)計思想，使控制器輸出較光滑。本發(fā)明的最優(yōu)積分滑模姿態(tài)控制方法具體包括以下步驟步驟1，生成飛行器的狀態(tài)向量。
結(jié)合飛行器的實際姿態(tài)角Ω = [α，β，μ ]τ，姿態(tài)角速度ω = [ ω χ，ω y，ω Jτ，以及速度 V，組成狀態(tài)向量 X x=[V, α，β，μ，ωχ, ω” ωζ]τ。步驟2，建立再入飛行器的數(shù)學(xué)模型χ= f(x) + g{x) · u+ d(x) (I)y=h (x)其中，狀態(tài)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(cè)滑角和速度傾側(cè)角，X，Y，Z為速度坐標(biāo)系下阻力、升力和側(cè)力，V為飛行器的速度。m為飛行器質(zhì)量，Ixx, Iyy, Izz, Ixy為飛行器對機體坐標(biāo)系各軸的轉(zhuǎn)動慣量以及慣量積，Z =7 ^ - <。ωχ，coy，ωζ分別是滾轉(zhuǎn)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(zhuǎn)三個方向的力矩。d(x)表示包括參數(shù)攝動、外部擾動以及未建模動態(tài)等聚合不確定性，由于再入過程中速度快，大氣環(huán)境變化劇烈，d (χ)無法忽略。步驟3，針對飛行器的標(biāo)稱模型(d(x) = 0)，將步驟2建立的再入飛行器模型轉(zhuǎn)化為狀態(tài)依賴參數(shù)(SDC)形式χ=BuA (X)，B的表達(dá)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(biāo)稱模型，根據(jù)SDRE方法理論計算標(biāo)稱控制律ιχ*。給定最優(yōu)指標(biāo)·/(/，·*； )= 0.5(τ)β{χ)χ(τ) + ι {τ)Χ{χ)α(τ)^ ，Q(X)和 R (χ)是權(quán)
值系數(shù)，Q7x7(X) ^ O, R3x3(χ)>0，根據(jù)控制量和系統(tǒng)的動態(tài)性能調(diào)整Q(X)和RU)權(quán)陣。解如下代數(shù)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(biāo)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(dǎo)系統(tǒng)給出的姿態(tài)角指令。步驟5，設(shè)計積分滑模面s如下s=Cx+z (3)
權(quán)利要求
1.再入飛行器的最優(yōu)積分滑模姿態(tài)控制方法，其特征在于包括以下步驟 步驟1，生成飛行器的狀態(tài)向量； 結(jié)合飛行器的實際姿態(tài)角Q = [ a，￠, U ]T，姿態(tài)角速度《 = [ x, y，《JT，以及速度V，組成狀態(tài)向量 X x=[V, a , ^ , u , ox, oy, o Jt ； 步驟2，建立再入飛行器的數(shù)學(xué)模型X= /{X)+g(x)-u+ d(x) (I)y=h(X) 其中，狀態(tài)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(jù)權(quán)利要求I所述的方法設(shè)計的一種再入飛行器的最優(yōu)積分滑模姿態(tài)控制器，其特征在于包括狀態(tài)向量生成模塊、狀態(tài)依賴參數(shù)化模塊、控制參數(shù)選擇模塊、SDRE求解模塊、滑模面計算模塊、標(biāo)稱控制律計算模塊、最優(yōu)積分滑?？刂坡捎嬎隳K和控制分配器；其中，狀態(tài)向量生成模塊與標(biāo)稱控制律計算模塊連接，狀態(tài)依賴參數(shù)化模塊的輸出分別連至SDRE求解模塊、標(biāo)稱控制律計算模塊、滑模面計算模塊；控制參數(shù)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(biāo)稱控制律計算模塊；滑模面計算模塊、標(biāo)稱控制律計算模塊和滑模面計算模塊輸出至最優(yōu)積分滑?？刂坡捎嬎隳K；最優(yōu)積分滑?？刂坡捎嬎隳K連接控制分配器； 狀態(tài)向量生成模塊接收飛行器的速度V、姿態(tài)角速度《 = [ x，coy, Z]T、制導(dǎo)系統(tǒng)的姿態(tài)角指令Qc=[a。，P。，iiJT、飛行器實際的姿態(tài)角Q = [a P U]T，生成狀態(tài)向量X= [V, a , ^ , u , Ox, oy, co J'； 狀態(tài)依賴參數(shù)化模塊接收飛行器實際的姿態(tài)角Q = [ a ^ U]1、速度V、姿態(tài)角速度 = [ x, y，《Z]T、速度坐標(biāo)系下阻力、升力和側(cè)カX，Y，Z，將再入飛行器模型轉(zhuǎn)化為狀態(tài)依賴參數(shù)形式； 使用者通過控制參數(shù)選擇模塊選擇參數(shù)Q、R、C、ki、k2，選擇原則如下根據(jù)控制量和系統(tǒng)的動態(tài)性能調(diào)整Q(X)和R(X)權(quán)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(tài)依賴參數(shù)化模塊的輸出A(x)，B，結(jié)合選擇的控制器參數(shù)，通過求解SDRE方程得到PU)； 標(biāo)稱控制律計算模塊接收狀態(tài)依賴參數(shù)矩陣A (X)，B，SDRE方程的解P (X)，以及狀態(tài)X，得到標(biāo)稱控制量u* ； 滑模面計算模塊接收狀態(tài)依賴參數(shù)矩陣A (x)，B，參數(shù)C，以及標(biāo)稱控制律u%得到滑模面s ； 最優(yōu)積分滑?？刂坡捎嬎隳K接收標(biāo)稱控制律11%滑模面S，以及控制參數(shù)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(zhí)行機構(gòu)，得到舵偏角指令 6=[6e, 6a, Sr]T。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種再入飛行器的最優(yōu)積分滑模姿態(tài)控制方法及控制器，屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域。首先針對飛行器的標(biāo)稱模型設(shè)計了SDRE標(biāo)稱姿態(tài)控制律，使標(biāo)稱系統(tǒng)的性能滿足提出的最優(yōu)指標(biāo)。然后，考慮系統(tǒng)的不確定性，在SDRE標(biāo)稱控制律的基礎(chǔ)上設(shè)計積分滑?？刂坡?，使系統(tǒng)在滿足性能指標(biāo)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(shè)計思想，使控制器輸出較光滑。本發(fā)明設(shè)計的姿態(tài)控制器不僅能保證期望的指標(biāo)，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(yōu)先權(quán)日2012年9月28日
發(fā)明者盛永智, 耿潔, 劉向東 申請人:北京理工大學(xué)