到零。
[0191] 解微分方程（25)，可以求得系統(tǒng)在滑模面上的收斂時(shí)間
[0193] 則擾動(dòng)觀測(cè)器總的收斂時(shí)間為
[0195] 通過選擇參數(shù)&的值可以調(diào)節(jié)觀測(cè)器的收斂時(shí)間。本文提出的方法參數(shù)調(diào)節(jié)較 少，設(shè)計(jì)簡(jiǎn)便。
[0196] 采用上述設(shè)計(jì)的擾動(dòng)觀測(cè)器（26)可以對(duì)系統(tǒng)不確定和外部擾動(dòng)進(jìn)行估計(jì)。
[0197] 步驟五、給出基于擾動(dòng)觀測(cè)器的有限時(shí)間全局滑?？刂品椒ǎㄟ^將擾動(dòng)估計(jì)值 帶入到控制律中可以有效提尚姿態(tài)控制系統(tǒng)的跟蹤精度。
[0198] 將步驟四得到的擾動(dòng)估計(jì)值A(chǔ)iV帶入到有限時(shí)間滑?？刂坡桑?1)中得到
[0201] 通過將擾動(dòng)估計(jì)值帶入到控制律中可以有效提高姿態(tài)控制系統(tǒng)的跟蹤精度。
[0202] 記有限時(shí)間控制器（Finitetimecontroller)為FTC，有限時(shí)間全局滑?？刂破?(Finitetimeglobalslidingmodecontrol)為FGSMC，基于擾動(dòng)觀測(cè)器的有限時(shí)間全局 滑?？刂破鳎―isturbance-observerbasedFinitetimeglobalslidingmodecontrol) 為DFGSMC。
[0203] 為驗(yàn)證有限時(shí)間姿態(tài)控制器的快速收斂性，引入傳統(tǒng)滑?？刂破鳎╟onventional slidingmodecontrol,CSMC)進(jìn)行對(duì)比分析。
[0204] 普通滑模面為：
[0206]控制律：
[0208] 滑模面參數(shù)：k1= 1
[0209] 為進(jìn)行對(duì)比分析，分別采用FTC，F(xiàn)GSMC，DFGSMC以及CSMC進(jìn)行控制。其中FTC_ norm表示不考慮不確定性和外部干擾時(shí)，采用FTC控制器的控制結(jié)果。
[0210] 圖2是分別采用CSMC和FGSMC控制器作用下的姿態(tài)角響應(yīng)曲線，對(duì)比看出采用 FGSMC控制器作用下的姿態(tài)角響應(yīng)速度明顯優(yōu)于傳統(tǒng)滑?？刂破髯饔孟碌淖藨B(tài)角響應(yīng)速 度。
[0211] 圖3是分別采用FTC在無擾情況和DFGSMC控制器在有擾情況作用下的姿態(tài)角響 應(yīng)曲線，可以看出積分滑?？刂坡稍谟袛_情況下的控制效果與標(biāo)稱控制律在無擾情況下的 控制效果一致。說明了積分滑模對(duì)外部擾動(dòng)和參數(shù)不確定性具有較強(qiáng)的魯棒性。
[0212] 圖2 (b)，（d)，（f)和3 (b)，（d)，（f)分別為FGSMC和DFGSMC控制器作用下的姿態(tài) 角穩(wěn)態(tài)響應(yīng)。對(duì)比兩者可以看出，采用擾動(dòng)觀測(cè)器進(jìn)行控制律補(bǔ)償后，系統(tǒng)的跟蹤精度大大 提尚，穩(wěn)態(tài)誤差明顯減小。
[0213] 圖4是FGSMC和DFGSMC控制器作用下的滑模面響應(yīng)曲線，可以看出滑模面不存在 到達(dá)段，全局處于邊界層內(nèi)。同時(shí)對(duì)比可以看出，采用DFGSMC作用下的滑模面精度更高。
[0214] 綜上所述，本發(fā)明提出的控制律魯棒性強(qiáng)，能夠使得誤差快速收斂，并且系統(tǒng)跟蹤 精度較高，具有很高的工程應(yīng)用價(jià)值。
[0215] 以上所述的具體描述，對(duì)發(fā)明的目的、技術(shù)方案和有益效果進(jìn)行了進(jìn)一步詳細(xì)說 明，所應(yīng)理解的是，以上所述僅為本發(fā)明的具體實(shí)施例，用于解釋本發(fā)明，并不用于限定本 發(fā)明的保護(hù)范圍，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所做的任何修改、等同替換、改進(jìn)等，均應(yīng) 包含在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種基于擾動(dòng)觀測(cè)器的再入飛行器有限時(shí)間控制方法，包括如下步驟， 步驟一、建立再入飛行器動(dòng)態(tài)模型，提出有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤任務(wù)； 基于無動(dòng)力再入飛行器的姿態(tài)控制問題，姿態(tài)動(dòng)力學(xué)方程如下：其中，ωχ, ω#ρ ω z分別為滾轉(zhuǎn)角速度、偏航角速度和俯仰角速度…,，!^，!^分別為滾 轉(zhuǎn)、偏航、俯仰轉(zhuǎn)矩；IijQ = X，y, z ;j = X，y, z)是轉(zhuǎn)動(dòng)慣量和慣量積；對(duì)于幾何外形相對(duì)于 xz平面對(duì)稱，且質(zhì)量分布也對(duì)稱的飛行器；Ixy= I yz= 0, Γ = /、,/ -砬； 運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為：其中，α，β，μ分別為攻角、側(cè)滑角和傾側(cè)角；X，γ分別為航向角和航跡角，φ, Θ分 別為煒度和經(jīng)度，ΩΕ為地球自轉(zhuǎn)角速度； 由舵面產(chǎn)生的控制力矩為：(3) 其中，P是大氣密度，Ma是馬赫數(shù)，V為相對(duì)地面的飛行速度，S，b分別為飛行器的參 考面積和參考長(zhǎng)度；CMx，CMy，Cmz，分別是與a，Ma和舵面相關(guān)的力矩系數(shù)；δ δ a，δ ^>別 為升降舵，滾轉(zhuǎn)舵和偏航舵； 再入姿態(tài)控制的目的是給出控制力矩u，并根據(jù)上式（3)的表達(dá)式映射成舵面偏角指 令S，使得姿態(tài)角在參數(shù)不確定性和外部干擾存在的情況下，在有限時(shí)間tF跟蹤上制導(dǎo)指 令的輸出；即： Iim (V - V1 ) = 0 t>tf ^ 其中 y = [ α，β，μ ]T，yc= [ a c，β c，μ Jt 步驟二、對(duì)步驟一所建立的模型進(jìn)行反饋線性化處理； 將步驟一所得系統(tǒng)模型公式（1)，（2)改寫成MIMO仿射非線性形式：應(yīng)用反饋線性化理論，對(duì)輸出變量進(jìn)行求導(dǎo)，直到輸出方程中顯含控制量u ;并引入輔 助控制量V ;將系統(tǒng)解耦成如下的不確定二階系統(tǒng)； y = v + Av (4) Λ V代表聚合擾動(dòng)，假設(shè)該擾動(dòng)有界； 其特征在于，還包括步驟三、四、五， 步驟三、給出有限時(shí)間控制律，實(shí)現(xiàn)有限時(shí)間滑?？刂坡蓪?duì)參數(shù)不確定和外部擾動(dòng)具 有全局魯棒性，同時(shí)，實(shí)現(xiàn)飛行器跟蹤姿態(tài)的快速收斂； 步驟四、給出有限時(shí)間擾動(dòng)觀測(cè)器，對(duì)系統(tǒng)不確定和外部擾動(dòng)進(jìn)行估計(jì)； 針對(duì)不確定二階系統(tǒng)（4)的擾動(dòng)觀測(cè)器為：(9) 其中誤差定義為： eoi= Wi2-Xi2 輔助滑模函數(shù)為：1〈?！?切換增益η > I I Λ V i I I 〇〇 + ε π，ε π為任意正數(shù)； 采用上述的擾動(dòng)觀測(cè)器（9)可以對(duì)系統(tǒng)不確定和外部擾動(dòng)進(jìn)行估計(jì)； 步驟五、給出基于擾動(dòng)觀測(cè)器的有限時(shí)間全局滑?？刂品椒ǎㄟ^將擾動(dòng)估計(jì)值帶入 到控制律中有效提尚姿態(tài)控制系統(tǒng)的跟蹤精度； 將步驟四得到的擾動(dòng)估計(jì)值Δ、帶入到有限時(shí)間滑?？刂坡桑?)中得到：(10) 實(shí)現(xiàn)通過將擾動(dòng)估計(jì)值帶入到控制律中有效提高姿態(tài)控制系統(tǒng)的跟蹤精度。2.如權(quán)利要求1所述的一種基于擾動(dòng)觀測(cè)器的再入飛行器有限時(shí)間控制方法，其特征 在于：所述的步驟三包括步驟3. 1、3. 2、3. 3， 步驟3. 1、給出有限時(shí)間標(biāo)稱控制律； 定義跟蹤誤差如下：G1= α - α。，e2= β - β。，e3= μ_μ。，e = Iie1, e2, e3]T 誤差的二階導(dǎo)數(shù)為4 其中，i = 1，2,3 ; 引入變量代換巧=》,，不考慮聚合擾動(dòng)，上述系統(tǒng)等效為如下形式的雙積分形 式：給出標(biāo)稱控制律：步驟3. 2、在步驟3. 1所得標(biāo)稱控制律的基礎(chǔ)上，給出積分滑模函數(shù)； 將解耦的不確定二階系統(tǒng)（4)改寫成狀態(tài)空間的形式，并考慮聚合干擾的影響：(6) 在標(biāo)稱控制的基礎(chǔ)上，給出滑模面如下： si=cixi + zi ζ^-^Α,Χ,+Β,ν*+^) () 式中，Si為積分滑模面，Zi為引入的輔助滑模變量；CiS 1X2維常值矩陣；假設(shè) ICiA u J I00有界；&的積分初值z(mì) JO) = -CiXi(O);滑模面初值為零； 步驟3. 3、給出有限時(shí)間全局滑?？刂坡?； 針對(duì)不確定系統(tǒng)，給出控制律如下： V, = V, -H(CjBi) '.Sign(Sj) (8) 其中，切換增益η彡I IciA U J |" +ε i，ε i為任意正數(shù)；sign(Si)定義如下：為了削弱控制器抖振，采用如下定義的飽和函數(shù)代替符號(hào)函數(shù)1為邊界層厚度； 采用步驟3. 2的積分滑模面與步驟3. 3的滑?？刂坡蓪?shí)現(xiàn)系統(tǒng)全局魯棒性。
【專利摘要】本發(fā)明公開的一種基于擾動(dòng)觀測(cè)器的再入飛行器有限時(shí)間控制方法，涉及一種再入飛行器有限時(shí)間控制方法，屬于飛行器控制技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明包括如下步驟：步驟一、建立再入飛行器動(dòng)態(tài)模型，提出有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤任務(wù)；步驟二、對(duì)步驟一所建立的模型進(jìn)行反饋線性化處理；步驟三、給出有限時(shí)間控制律；步驟四、給出有限時(shí)間擾動(dòng)觀測(cè)器，對(duì)系統(tǒng)不確定和外部擾動(dòng)進(jìn)行估計(jì)；步驟五、給出基于擾動(dòng)觀測(cè)器的有限時(shí)間全局滑?？刂品椒?，通過將擾動(dòng)估計(jì)值帶入到控制律中有效提高姿態(tài)控制系統(tǒng)的跟蹤精度。本發(fā)明能夠提高系統(tǒng)誤差收斂速度，且不存在奇異問題，并可提高受控系統(tǒng)對(duì)參數(shù)不確定性、外部擾動(dòng)的全局魯棒性和跟蹤精度。
【IPC分類】G05B13/04
【公開號(hào)】CN104898431
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510316611
【發(fā)明人】盛永智, 任小歡, 劉向東
【申請(qǐng)人】北京理工大學(xué)
【公開日】2015年9月9日
【申請(qǐng)日】2015年6月10日