滑模滑模函数中增加积 分项导致的系统响应超调W及积分饱和问题，且保证了系统具有较小的跟踪误差。
[0077] 2、本发明中给出的姿态控制器可W保证系统在不出现超调的情况下还具有较快 的响应速度，解决了原PID型滑模函数存在的暂态响应与稳态之间的矛盾。
[007引 3、本发明通过全局滑模面的引入，系统状态一直处于滑模面上，受控的系统对参 数不确定性和外部扰动具有全局鲁椿性。
[0079] 4、本发明给出的自适应模糊PID型滑模姿态控制器不仅能保证期望的指标，而且 具有较好的鲁椿性。
【附图说明】
[0080] 图1为本发明自适应模糊逻辑系统的原理图；
[0081] 图2为本发明自适应模糊PID型滑模姿态控制方法的控制结构图；
[0082] 图3为本发明自适应模糊PID型滑模姿态控制方法的控制流程图；
[0083] 图4为【具体实施方式】中无扰情况下，自适应模糊PID型滑模控制和定常PID型滑 模控制的系统姿态角输出a，0，y的跟踪曲线；
[0084] 图5为【具体实施方式】中无扰情况下，自适应模糊PID型滑模控制和定常PID型滑 模控制的驼面响应曲线；
[0085] 图6(a)为【具体实施方式】中滑模函数中的比例系数调节曲线；
[0086] 图6(b)为【具体实施方式】中滑模函数中的积分系数调节曲线；
[0087] 图7为【具体实施方式】中有扰情况下，定常PID型滑模控制的系统姿态角输出 a , 0 , y白勺足艮踪曲线；
[008引图8为【具体实施方式】中有扰情况下，自适应模糊PID型滑模控制的系统姿态角输 出曰，0，y的跟踪曲线；
【具体实施方式】
[0089] 为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对技术方案做进一步 详细说明。
[0090] 实施例1 ;
[0091] W NASA公布的Winged-Cone构型的高超声速模型为仿真平台，针对其再入飞行过 程进行数值仿真。仿真条件为，初始高度30km，初始飞行速度是2800m/s，初始姿态角y(0) =[0°，r ,0° ]T，姿态角给定指令巧° ,0° ,5° ]T，初始姿态角速度p(〇)=q(〇) = r(0) =0deg/s。驼面偏转角限制在±30。。
[0092] 由于再入飞行器飞行条件大范围变化，且常常具有气动参数摄动等不确定性，因 此对于再入飞行器的姿态控制问题，不仅要检验标称情况下的控制性能，还需要检验控制 器在环境参数剧烈变化和系统具有较强不确定性的情况下，能否进行鲁椿、精确地控制。为 进一步验证在受扰时的鲁椿性，考虑大气密度摄动-20%，转动惯量摄动-10%，并考虑如 下形式的外部干扰力矩：
[0093]
[0094] 通过将本实施例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 方法给出的控制结果与常增益PID型滑模姿态控制方法给出的控制结果进行对比，说明本 发明的有益效果。
[0095] 本实施例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：
[0096] 步骤1，生成飞行器的状态向量。
[0097] 结合飞行器的实际姿态角Q= [a, 6, y]T，姿态角速度W = [p，q，r]T，组成状 态向量X ;x =[曰 0 y P q r]T。
[009引步骤2,建立再入飞行器的数学模型。
[0099] 建立再入飞行器的数学模型如公式（1)
[0100]
[0101] Yi= h i(x), i = 1, 2, 3.
[010引其中，状态向量X = [ a P y p q r]T，控制力矩u = [Ui,咕U3]t= [M" M" Mz] T，输出向量y = [y。y2, yg] = h(x) = [ a，p，y ]T，在仿真中输出向量的初始值为Yc = [3° ,0° ,5。]Tf(X) = [fi(X) f2(X) f3(X) f4(X) fs(X) fe(X)]T。
[010引 fi (X)二-pcos a tan 0+q-rsin a tan 0
[0104] f2(x)二 psin a-rcos a
[0105] fs(x) =-pcos a cos 0-qsi打 0-rsi打 a cos 0
[0112] 在公式（1)中，a, 0，y分别表示攻角、侧滑角W及倾侧角；P，q，r分别表示滚转、 俯仰和偏航角速度；M= [Mx，My,Mz]表示控制力矩向量，Mx，My,Mz分别表示滚转、俯仰W及偏 航力矩；Md是外部干扰力矩向量；IXX，1"，Izz，Ixz分别是关于各个坐标轴的转动惯量和惯量 积，/ = /、,人。AT表示包括参数摄动、外部扰动W及未建模动态等聚合不确定性，由 于再入过程中速度快，大气环境变化剧烈，AT无法忽略。
[0113] 步骤3,运用反馈线性化理论简化步骤2建立的再入飞行器模型。
[0114] 使用李导数的表示方法，则公式（1)中y;的导数可W表示为公式（2)
[0120]且王& (与-1巧,.))满足如下条件：
[0123] 式中，ri，r2，r3是步骤2中的飞行器模型相对阶。
[0124] 对飞行器模型进行形反馈线性化处理，可得公式（3);
[0125]
[0126] 其中；
[0129] 由计算可知
因此控制器表示为公式（4);
[0130] U = E-i(x) (-F(x)+v) (4)
[013U 由公式做和（4)可得：
[013引 夫= v + Av 巧）
[0133] 式中，v= [v^V2，vJ为引入的辅助变量，Av为系统中的聚合扰动。聚合扰动Av 满足如下条件：
[0134] ||AvMm《l血in(6)
[01对式中，Idmin表示矩阵1 d中的非零元素的最小值，且有矩阵1 d= diagU di，ld2, W。
[0136] 步骤4,针对再入飞行器的姿态控制问题，给出自适应模糊比例-积分-微分 (PID)滑模控制方法W保证在系统中存在外部干扰W及参数不确定时飞行器的姿态角 曰，0，y渐进跟踪系统的指令信息[ a。，0。，y JT，即；
[0137]
[01測式中，e =厂7。= [6。62, e3]T系统的跟踪误差。
[0139] 所述的自适应模糊比例-积分-微分（PID)滑模控制方法，包括步骤4. 1、4. 2、 4. 3，
[0140] 步骤4. 1，给出自适应模糊PID型滑模面S如公式（7);
[0141]
[01 创式（6)中，Kap= diag(kApi，kAp2, kAp3)，Kai= diag(kAii，kAi2,kws)分别表示比例和积 分项的系数，由模糊逻辑系统进行调节。且有：
[0143]
[0144]
[0145]式中，K2是自适应参数向量，训非，|间I2)是模糊系统的基函数向量，且 刮|ef，|间I 2)中元素可W表示为：
[0146]
0
[0147] 由于在滑模面中加入积分环节，提高了控制系统的鲁椿性。
[0148] 步骤4. 2,为使Kap和K AI具有在线调节特性，避免由于存在较大的初始误差导致控 审幢出现饱和问题，同时也可W避免系统的响应速度和响应超调的矛盾，给出Ki，K 2自适 律。
[0149] 自适律如下；
[0 巧 0]
[0151]
[0巧引式中，ri，r2, gi和g2均为正常数，Is il (i = 1，2,如为滑模函数向量中的元素。 [0153] 步骤4.3,给出最终的自适应模糊PID型滑模控制指令，如公式巧）：
[0 巧 4]
[0155] 其中，Kap，Kai分别是步骤4. 1中给出的比例和积分项的系数，Kap，Kai可根据响应 过程在线调节，S是步骤4. 1中设计的自适应模糊PID型滑模面。
[0156] 步骤5,控制分配，得到驼偏角指令5 = [5e 5。5 JT;
[0157] 根据公式（9)和（10)得到驼偏角指令5 = [5e 5。5 JT;
[015引U= M = E-1(X)(-F(X) +V)巧）
[0159] 5 = G-iu (10)
[0160] 分配至驼面执行机构，由公式（10)得到5 = [5e 5。5 JT，5。，5。，Sf分别为 升降驼、副翼、方向驼的偏角。M=[心My, MJ是由步骤4.3中得到的姿态控制输出V计算 得到的控制力矩，G是转换矩阵，由气动参数决定。
[0161] 步骤6,将步骤5得到的驼偏角指令5 = [5。5。5 JT输入飞行