[發(fā)明專利]一種基于固定時(shí)間收斂觀測(cè)器的垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器姿態(tài)跟蹤控制方法

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• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201810758452.4
• 申請(qǐng)日: 2018-07-11
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN109144084A
• 公開(kāi)（公告）日: 2019-01-04
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 韋常柱;崔乃剛;張亮;趙宏宇;浦甲倫
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 哈爾濱工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08
• 代理公司: 哈爾濱市陽(yáng)光惠遠(yuǎn)知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司 23211
• 代理人: 安琪

1.一種基于固定時(shí)間收斂觀測(cè)器的垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器姿態(tài)跟蹤控制方法，其特征在于，所述控制方法包括：

步驟一：建立垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器大氣層內(nèi)飛行段的制導(dǎo)律，將過(guò)載制導(dǎo)指令統(tǒng)一轉(zhuǎn)化為姿態(tài)制導(dǎo)指令；所述姿態(tài)制導(dǎo)指令包括攻角、側(cè)滑角及傾側(cè)角，

步驟二：建立垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器大氣層內(nèi)柵格舵控制飛行段的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，將所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型與步驟一所述姿態(tài)制導(dǎo)指令作差比較獲得姿態(tài)跟蹤誤差狀態(tài)方程；

步驟三：建立具有固定時(shí)間收斂特性的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，實(shí)現(xiàn)對(duì)狀態(tài)量和系統(tǒng)總擾動(dòng)量的同時(shí)估計(jì)；

步驟四：利用步驟三所述擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器觀測(cè)獲得的狀態(tài)量和實(shí)際測(cè)量的信息，建立具有固定時(shí)間收斂特性的非奇異終端滑模面；

步驟五：利用步驟四所建立的所述非奇異終端滑模面和步驟三所述具有固定時(shí)間收斂特性的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器獲得狀態(tài)估計(jì)值和擾動(dòng)估計(jì)值；利用所述 狀態(tài)估計(jì)值和擾動(dòng)估計(jì)值建立具有固定時(shí)間收斂特性的非奇異快速終端滑模控制律，從而實(shí)現(xiàn)姿態(tài)角誤差及其導(dǎo)數(shù)在事先確定的時(shí)間內(nèi)收斂至零；

步驟一所述過(guò)載制導(dǎo)指令統(tǒng)一轉(zhuǎn)化為姿態(tài)制導(dǎo)指令的過(guò)程為利用運(yùn)載器存儲(chǔ)的氣動(dòng)數(shù)據(jù)將所述制導(dǎo)律轉(zhuǎn)化為姿態(tài)制導(dǎo)指令，所述姿態(tài)制導(dǎo)指令的轉(zhuǎn)化模型分別為：

σ_c＝0

其中，α_c為攻角姿態(tài)制導(dǎo)指令；β_c為側(cè)滑角姿態(tài)制導(dǎo)指令；σ_c為傾側(cè)角姿態(tài)制導(dǎo)指令；n_yc和n_zc為俯仰方向和偏航方向的過(guò)載制導(dǎo)指令；q₀為動(dòng)壓，S_r為垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器的氣動(dòng)參考面積；和為氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)；m為質(zhì)量，g為重力加速度；

步驟二所述獲得姿態(tài)跟蹤誤差狀態(tài)方程的具體過(guò)程如下：

第一步：通過(guò)飛行器再入動(dòng)力學(xué)建模方法建立垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型；所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型如下：

其中，為高度變化率；V為再入坐標(biāo)系下垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器的速度，γ為飛行路徑角，運(yùn)載器所處位置的緯度變化率；ψ為航向角；h為飛行高度，R_e為地球半徑，為運(yùn)載器所處位置的經(jīng)度變化率；為速度變化率；β為側(cè)滑角；σ為傾側(cè)角；為飛行路徑角變化率；為航向角變化率；ω_e為地球自轉(zhuǎn)角速度，Y為橫向氣動(dòng)力，g為重力加速度，其中g(shù)＝μ/(R_e+h)²，μ為地球引力常數(shù)；θ和φ垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器的經(jīng)度和緯度位置；L和D分別代表的是升力和阻力氣動(dòng)力；

第二步：對(duì)垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程進(jìn)行如下描述：

其中，和分別表示滾轉(zhuǎn)角加速度、俯仰角加速度、偏航角加速度、攻角變化率、側(cè)滑角變化率和傾側(cè)角變化率；J_ij代表垂直起降重復(fù)運(yùn)載器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，其中，i＝x,y,z；j＝x,y,z；M_i代表了運(yùn)載器所受到的外部空氣動(dòng)力矩，其中，i＝x,y,z；p、q和r分別代表了運(yùn)載器的滾轉(zhuǎn)角速率、俯仰角速率和偏航角速率；而α、β和σ則代表了攻角、側(cè)滑角及傾側(cè)角；

第三步：對(duì)垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器的空氣動(dòng)力及空氣動(dòng)力矩進(jìn)行如下描述：

其中，S_r為運(yùn)載器氣動(dòng)參考面積；L_r為垂直起降重復(fù)使用運(yùn)載器的參考長(zhǎng)度；C_L0為零升力系數(shù)，為升力線斜率，為俯仰方向操縱舵效系數(shù)；C_D0為零攻角阻力系數(shù)，和為與攻角有關(guān)的阻力系數(shù)；和分別代表滾轉(zhuǎn)方向、俯仰方向和滾轉(zhuǎn)方向的阻尼力矩系數(shù)；和分別代表滾轉(zhuǎn)方向、俯仰方向和滾轉(zhuǎn)方向的靜穩(wěn)定力矩系數(shù)；和分別代表三通道的操縱力矩系數(shù)；δ_a、δ_e和δ_r則代表滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航方向的柵格舵等效舵偏角；而q₀＝0.5ρV²為動(dòng)壓，其中，ρ為大氣密度；

第四步：利用姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型、姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、空氣動(dòng)力及空氣動(dòng)力力矩模型確定狀態(tài)量ω＝[p q r]^T，Ω＝[α β σ]^T，Δf＝[Δf₁ Δf₂ Δf₃]^T，U＝[δ_a δ_e δ_r]^T，其中，ω表示姿態(tài)角速度狀態(tài)向量，p、q和r分別代表了運(yùn)載器的滾轉(zhuǎn)角速率、俯仰角速率和偏航角速率；Ω表示飛行姿態(tài)；α、β和σ則代表了攻角、側(cè)滑角及傾側(cè)角；Δf表示與三通道角速率ω?zé)o關(guān)的向量；Δf₁Δf₂Δf₃分別表示攻角變化率、側(cè)滑角變化率和傾側(cè)角變化率中與角速率ω?zé)o關(guān)的表達(dá)式；U表示控制向量；δ_a、δ_e和δ_r分別代表滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航方向的柵格舵等效舵偏角；

第五步：利用第四步所述狀態(tài)量獲得狀態(tài)方程；所述狀態(tài)方程形式如下：

其中，ω^×為姿態(tài)角速度的反對(duì)稱矩陣，Δd為未建模的動(dòng)力學(xué)誤差，R為姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)矩陣，B₁為控制矩陣，J為運(yùn)載器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣；

并且，J、ω^×、R和B₁的具體形式為：

第六步：對(duì)第五步所述狀態(tài)方程的模型進(jìn)行微分處理，獲得微分處理模型：

其中，F(xiàn)為與角速率有關(guān)的表達(dá)式，為姿態(tài)運(yùn)動(dòng)學(xué)矩陣的導(dǎo)數(shù)值；B為控制矩陣的變換形式，有B＝RJ^-1B₁，ΔD為外界擾動(dòng)矩陣，為向量Δf的導(dǎo)數(shù)，

第七步：利用所述微分處理模型獲得姿態(tài)跟蹤誤差狀態(tài)變量和姿態(tài)跟蹤誤差導(dǎo)數(shù)，所述姿態(tài)跟蹤誤差狀態(tài)變量和姿態(tài)跟蹤誤差導(dǎo)數(shù)分別為：x₁＝Ω-Ω_c和最終利用姿態(tài)跟蹤誤差狀態(tài)變量獲得姿態(tài)跟蹤誤差狀態(tài)方程；所述姿態(tài)跟蹤誤差狀態(tài)方程為：

其中，為姿態(tài)跟蹤誤差狀態(tài)量的導(dǎo)數(shù)，為姿態(tài)跟蹤誤差的二階導(dǎo)數(shù)，為運(yùn)載器姿態(tài)的導(dǎo)數(shù)值，為制導(dǎo)指令的導(dǎo)數(shù)值；所述姿態(tài)跟蹤誤差狀態(tài)方程的簡(jiǎn)化方程為：

其中，