[發(fā)明專利]一種近空間飛行器的容錯滑模控制方法

無效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201410412694.X
• 申請日: 2014-08-21
• 公開（公告）號: CN104238357A
• 公開（公告）日: 2014-12-24
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陳謀;于靖;吳慶憲;楊青運(yùn)
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04;G05D1/08
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務(wù)所 32237
• 代理人: 賀翔

1.一種近空間飛行器的容錯滑模控制方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1)，根據(jù)奇異攝動原理和時(shí)標(biāo)分離原則將飛行器的姿態(tài)回路分解為慢回路和快回路；

步驟2)，分別將慢回路的控制系統(tǒng)和快回路的控制系統(tǒng)變換成對應(yīng)的仿射非線性系統(tǒng)方程形式；

步驟3)，分別根據(jù)慢回路、快回路的仿射非線性系統(tǒng)方程來生成慢回路和快回路的控制器；

步驟4)，利用步驟3)中生成的慢回路控制器和快回路控制器對飛行器進(jìn)行魯棒控制。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的近空間飛行器的容錯滑模控制方法，其特征在于，步驟2)中的所述慢回路的控制系統(tǒng)對應(yīng)的仿射非線性方程為：

Ω·=fs(Ω)+gs(Ω)ωc+Ds]]>

式中，Ω＝[α,β,μ]^T為當(dāng)前姿態(tài)角信號，α、β和μ分別表示迎角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角，表示對Ω求導(dǎo)；f_s(Ω)＝[f_s1,f_s2,f_s3]^T，ω_c為慢回路控制器的控制律；D_s表示慢回路復(fù)合干擾；

fs1=1MV cosβ(-q‾SCL,α+Mg cosγcosμ-Txsinα),Tx=T cos(δy)cos(δz),]]>

fs2=1MV(q‾SCY,ββ+Mgcosγsinμ-Txsinβcosα),]]>

fs3=1MVq‾SCY,ββtanγcosμ+1MVq‾SCL,α(tanγsinμ+tanβ)-gVcosγcosμtanβ+TxMV[sinα(tanγsinμ+tanβ)-cosαtanγcosμsinβ];]]>

M表示飛行器質(zhì)量；V表示飛行器飛行速度；表示動壓；S表示機(jī)翼參考面積；γ表示傾斜角；T表示發(fā)動機(jī)推力；g表示重力加速度；δ_y表示推力矢量舵面沿側(cè)向的偏轉(zhuǎn)角；δ_z表示推力矢量舵面沿縱向的偏轉(zhuǎn)角；C_L,α表示由迎角α引起的升力系數(shù)；C_Y,β表示由側(cè)滑角β引起的側(cè)力系數(shù)；

gs(Ω)=-tanβ1-sinαtanβsinα0-cosαcosαsecβ0sinαsecβ.]]>