一种飞行器姿态控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种速飞行器姿态控制技术领域，具体涉及一种飞行器姿态控制方 法。
【背景技术】
[0002] 飞行器的姿态控制，主要用以满足吸气式冲压发动机严格的点火工作条件。在调 姿过程中，飞行器同时还要完成进气道打开、燃料注射、发动机点火等动作。高超声速飞行 器在目前的各种应用中越来越广泛，其各项动力系数随着发动机工作状态的不同而发生较 大变化，使得被控对象具有很强的不确定性。由于飞行器的高超声速流特性，导致其气动特 性与姿态角强耦合，气动建模复杂，难以直接用于系统分析及控制器设计。仿真研究中，通 常利用数值计算得到的气动系数拟合或插值建立气动模型，因此对控制器设计而言，气动 系数是未知的不确定参数，且高超声速飞行器的姿态轨道间的强耦合性，模型的非线性，要 求其姿态控制器具有很强的适应性和鲁棒性。
[0003] 针对模型不准确问题，滑模控制方式提供了解决保持稳定和一致性能问题的系统 化方法。滑模控制的主要优点是系统响应对模型的不确定性和干扰不敏感。滑模控制研究 最成熟的领域是单输入单输出（SISO)非线性系统。虽然滑模控制有出色的鲁棒特性，但纯 粹的滑模控制也有缺点，如要求大的控制力和控制颤动现象。纯滑模控制的性能可以通过 将其与在线参数耦合估算得以改善，并且只有可实现全态反馈时，滑模控制器才可实现。
【发明内容】
[0004] 本发明所要解决的技术问题是针对现有技术的不足，提供一种飞行器姿态控制方 法。
[0005] 为了解决上述技术问题，本发明公开了一种飞行器姿态控制方法，包括以下步 骤：
[0006] 1)建立飞行器质心的平移运动方程；
[0007] 2)考虑地球自转对姿态控制的影响，根据飞行器质心的平移运动方程得到相应的 绕质心转动方程。该方程决定了飞行器绕质心转动的角度以及其角速率，主要用来实现飞 行器的姿态控制；
[0008] 3)给出参考的气动力模型；
[0009] 4)基于Terminal滑模（终端滑模）的自适应控制器设计，其中包括缓冲控制器设 计以及快回路控制器设计。
[0010] 前述步骤1)的飞行器质心的平移运动方程是依据如下条件得到的，
[0011] 将飞行器视为可控的质点，考虑球形地球自转对再入运动的影响，可得到如下三 自由度载入运动模型：
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_8] 其中：飞行状态L θ，ν，χ，γ分别表示地心距、经度、维度、飞行速度、航向角 和航迹角；m表示飞行器质量；$ = 表示引力加速度，g。表示地球引力常量；Ω 表示地球自转角速度；L，D，Y分别表示飞行器再入过程中收到的升力、阻力和侧力。
[0019] 前述步骤2)中的绕质心转动方程主要考虑了地球自转对飞行器姿态控制的影 响，可以得到机体坐标系下的三自由度姿态运动模型为
[0027] 其中：状态p，q，r，α，β，u分别表示滚转角速率、俯仰角速率、偏航角速率、攻角、 侧滑角和倾斜角；MX，My，Mz分别为滚转、俯仰和偏航通道的控制力矩；I = X，y，z，j = x，y，z)表示飞行器的转动惯量。
[0028] 前述步骤3)中的参考气动力模型是采用的高超声速飞行器X-33的气动数据，再 入过程中飞行器受到的升力L、阻力D和侧力Y分别为：
[0032] 其中飞行器气动参考面积S = 2690ft2,动压qd= 0· 5p (r)v2,升力系数CL(Ma， α)、阻力系数CD(Ma，α)和侧力系数CY(Ma，α)表示为攻角Q和马赫数Ma，Ma定义为飞行 速度与声速的比值的函数。
[0033] 步骤4)中所涉及的基于Terminal滑模的自适应控制器设计包括两个部分：缓冲 控制器的设计以及快回路控制器的设计；控制器的设计基于以下三个假设：
[0034] 假设1 :忽略地球自转影响；
[0035] 假设2 :忽略飞行器姿态运动方程中描述轨道的量，BP :
[0037] 假设3 :考虑参数不确定以及外界扰动的影响，并且sin β = 0, tan β = 0, cos β =1成立；
[0038] 基于上述假设，得到简化后的控制器模型为：
[0041] 其中：ω = [p，q，r]T表示高超声速再入飞行器的姿态角速率向量γ = [ α，β， 11]1'表示姿态角向量，111=[1)!，]^，]^]1'表示系统的控制力矩，&€=|^ 1，；^，；^]1'表示轨道运 动项对姿态运动的影响所造成的不确定，Ad=[山，d2, d3]T表示外界对系统控制力矩的 扰动，J e r3X3, ffe r3X1，gfe r3X3,且有： CN 105116905 A 兄明十ι 4/9 页
[0045] 基于多时间尺度划分姿态模型，鉴于内环的动态响应速率远快于外环，将控制器 的设计分为快、慢两个部分：
[0046] 4-1)本部分为设计缓冲控制器，用于产生快回路的制导指令ω。;选取如下滑模面 函数： 其中：Yf3= γ-γ <；，γ。为需要跟踪的 f 制导指令；Q1, P1S正奇数，且满足q P 2q 1;a p Id1均为正定对角矩阵；令，
[0050] 4-2)本部分为设计快回路控制器，用于产生滚转、俯仰以及偏航控制力矩Μ。：
[0051] 选取如下的滑模面函数：
[0053] 其中ω。为内环需要跟踪的制导指令； i
[0054] q2, P2为正奇数，且满足q2< P 2< 2q2;a2, b2均为正定对角矩阵，
[0055] 令，
[0057] 取 则设计如下的控制器： f
[0059] 以下依据Lyapunov函数理论分析本方法所设计的控制器的鲁棒性，主要可以分 为两个步骤，分别对缓冲控制器和快回路控制器进行分析：
[0060] 依据李亚普诺夫Lyapunov函数理论对本方法所设计的缓冲控制器进行鲁棒性分 析：
[0061] 若系统（16)采用控制律（21)，则当控制器参数满足 ζ & > |fj 0 : 11.3>时，缓冲滑模满足到达条件，即满足鲁棒性需求。
[0062] 证明：取Lyapunov函数V = 1/2 στσ，由缓冲控制器设计所取滑面函数以及式 (21)，对其沿系统轨迹求Lie导数，有：
[0064] 所以，闭环系统信号有界，且滑模面σ满足Lyapunov渐进稳定。
[0065] 依据Lyapunov函数理论对本方法所设计的快回路控制器进行鲁棒性分析：
[0066] 若系统（17)采用控制律（23)，则当控制器参数满足n P Id1I (i = 1，2, 3)时， 快回路滑模满足到达条件，即满足鲁棒性需求。
[0067] 证明：取Lyapunov函数V = l/2sTs，由快回路控制器设计所取滑面函数以及式 (23)，对其沿系统轨迹求Lie导数，有：
[0069] 所以，闭环系统信号有界，且滑模面s满足Lyapunov渐进稳定。
[0070] 本发明中，变量上的一个点表示一阶导，表示速率，二阶导就是两个点，表示加速 度。
[0071] 本发明技术方案针对高超声速飞行器再入时的姿态控制问题，设计了基于自适应 滑模方法的控制器，实现了对高超声速飞行器姿态角的稳定跟踪。该方法主要分为两个组 成部分：缓冲的控制器设计和快回路的控制器设计。在参数不确定及有界扰动情况下，通过 Lyapunov函数分别对本方法所设计的控制器进行了鲁棒性分析，鉴于Terminal滑模有限 时间收敛的特性，说明控制器的跟踪误差能在有限时间收敛到零，进而实现了对高超声速 飞行器再入过程中姿态角指令的快速跟踪。
[0072] 本发明减少外界高频噪声对系统性能的影响，使飞行器姿态控制器具有很强的适 应性和鲁棒性，以能够实现飞行器在进入的姿态自适应调整。本发明首先利用多时间尺度 技术将姿态模型划分为双环结构；然后分别针对各环路设计Terminal滑模控制器，并通过 Lyapunov理论和奇