异摄动理论对系统的稳定性进行证明，确保了整个控制系统的全局渐进 稳定，提高了飞行器姿态控制系统对参数变化的鲁棒性。
[0073] 本发明是在非线性模型的基础上建立自适应滑模模型，进而实现对飞行器姿态的 鲁棒控制。
[0074] 本方法针对高超声速飞行器再入过程中模型的非线性和强耦合的特点，考虑参数 不确定及有界干扰的影响，基于快速滑模方法设计自适应控制器，以实现对高超声速飞行 器再入制导指令的稳定、快速跟踪。
【附图说明】
[0075] 下面结合附图和【具体实施方式】对本发明做更进一步的具体说明.本发明的上述 和/或其他方面的优点将会变得更加清楚。
[0076] 图1为本发明原理方框示意图。
【具体实施方式】
[0077] -种飞行器姿态控制方法，包括以下步骤：
[0078] 1)建立飞行器质心的平移运动方程；
[0079] 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；
[0080] 3)给出参考的气动力模型；
[0081] 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。
[0082] 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，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，得到如下三自由度载入运动模型：
[0089] 其中：飞行状态L勢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；沒=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。
[0090] 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
[0091] CN 105116905 A 说明书 7/9 页
[0098] 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。
[0099] 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：
[0103] 其中飞行器气动参考面积S = 2690ft2,动压qd= 0· 5p (r)v2,升力系数Q(Ma， α)、阻力系数CD(Ma，α)和侧力系数CY(Ma，α)表示为攻角Q和马赫数仏戽定义为飞行速 度与声速的比值的函数。
[0104] 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：
[0105] 假设1 :忽略地球自转影响；
[0106] 假设2 :忽略飞行器姿态运动方程中描述轨道的量，BP :
[0108] 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；
[0109] 基于上述假设，得到简化后的控制器模型为：
[0112] 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 = [dpdydjτ表示外界对系统控制力矩的扰 动，j e r3X3, ffe r3X1，gfe r3X3,且有：
[0116] 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：
[0117] 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：丨 其中：Yf3= γ-γ <；，γ。为需要跟踪的 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，
[0121] 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。：
[0122] 选取如下的滑模面函数：
[0124]其中<气:=齡; ω。为内环需要跟踪的制导指令；
[0125] q2, P2为正奇数，且满足q2< P 2< 2q2;a2, b2均为正定对角矩阵，
[0126] 令，
[0130] 本发明提供了一种飞行器姿态控制方法，具体实现该技术方案的方法和途径很 多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说 在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本 发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。
【主权项】
1. 一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤： 1) 建立飞行器质心的平移运动方程； 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，绕质心转动方程决定了飞行器绕质心转动的角度以及其角速率，用来实现飞 行器的姿态控制； 3) 给出参考的气动力模型； 4) 基于Terminal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。2. 根据权利要求1所述的一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，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： 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：其中：飞行状态0，v，x，y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；g=gQre2表示引力加速度，g。表示地球引力常量，Q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。3. 根据权利要求2所述的一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，步骤2)中的绕质心 转动方程考虑地球自转对飞行器姿态控制的影响，得到机体坐标系下的三自由度姿态运动 模型为：其中：状态P，q，r，a，0，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^(i=x，y，z，j=x，y， z)表示飞行器的转动惯量。4.根据权利要求3所述的一种飞行器姿态控制方法，其特征在于，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，载入过程中飞行器受到的升力L、阻 力D和侧力Y分别为： L=qdSCL(Ma，a (13) D=qdSCD(Ma，a) (14) Y=qdSCY(Ma，a (15) 其中飞行器气动参考面积S= 2690ft2,动压qd= 0. 5P(r)v2,升力系数Q(Ma，a)、阻 力系数CD(Ma，a)和侧力系数CY(Ma，a)表示为攻角Q和马赫数仏戽定义为飞行速度与声 速的比值的函数。
【专利摘要】本发明公开了一种飞行器姿态控制方法，包括以下步骤：1)建立飞行器质心的平移运动方程；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；3)给出参考的气动力模型；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。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN105116905
【申请号】CN201510274678
【发明人】宋琪, 陈之典, 罗诗旭, 王宇航, 檀剑飞, 汪言康, 陈坤, 朱倩, 邓禹
【申请人】芜湖航飞科技股份有限公司
【公开日】2015年12月2日
【申请日】2015年5月26日