[发明专利]一种基于改进幂次趋近律的飞行器有限时间自适应姿态控制方法

说明书

一种基于改进幂次趋近律的飞行器有限时间自适应姿态控制方法，针对具有集中不确定性的飞行器姿态稳定问题，利用基于改进的幂次趋近律的滑模控制方法，再结合自适应控制，设计一种基于改进幂次趋近律的飞行器有限时间自适应姿态控制方法。终端滑模面的设计是为了保证系统的有限时间收敛，并且通过改进的幂次趋近律在实际的控制系统中减少抖振问题。另外，自适应控制是用来根据环境变化智能调节自身特性的反馈控制系统以使系统能按照一些设定的标准工作在最优状态。本发明提供一种能够减少滑模面和控制力矩的抖振问题，并且在系统存在不确定性和干扰的情况下，实现系统的有限时间一致最终有界的控制方法。

技术领域

本发明涉及一种基于改进幂次趋近律的飞行器有限时间自适应姿态控制方法，特别是存在外界干扰和转动惯性矩阵不确定性的飞行器姿态控制方法。

背景技术

飞行控制系统是无人机的核心，无人机要完成自主飞行，需要控制系统对内回路(姿态回路)和外回路(水平位置和高度回路)都具有良好的控制特性。无人机的飞行控制律设计决定了它的飞行性能。这些性能包括各种飞行性能，例如：起飞着陆性能、作业飞行性能、飞行安全可靠性、飞行可监控性、系统的自动化性、可维护性等。而无人机飞行控制系统的性能要求越来越复杂，经典控制方法难以处理、协调系统的多变量输入输出特性。随着现代控制理论的发展，滑模变结构控制作为一种典型的非线性控制方法能够有效改善飞行器的稳定性和操纵性，从而提高执行任务的能力。因此，研究无人机姿态系统的滑模变结构控制方法具有十分重要的意义。

滑模控制在解决系统不确定性和外部扰动方面被认为是一个有效的鲁棒控制方法。滑模控制方法具有算法简单、响应速度快、对外界噪声干扰和参数摄动鲁棒性强等优点。因此，滑模控制方法被广泛应用于各个领域。对比传统线性滑模控制,终端滑模控制的优越性在于他的有限时间收敛。然而，终端滑模控制在本质上的不连续开关特性将会引起系统的抖振，成为了终端滑模控制在实际系统中应用的障碍。为了解决这一问题，许多改进的方法相继被提出，例如高阶滑模控制方法，观测器控制方法。最近，一种改进的幂次趋近律被提出，这种方法在系统的响应中很好的减少了抖振问题并且使系统输入信号更加平滑。

然而，在上述提出的大部分方法中，飞行器姿态系统的运动学和动力学模型参数都必须提前已知。因此，当系统存在不确定因素时，上述提出的方法不能直接应用于对飞行器的姿态控制。众所周知，由于自适应控制能根据环境变化智能调节自身特性的反馈控制系统以使系统能按照一些设定的标准工作在最优状态，因此它已被广泛应用于具有不确定性系统控制问题。基于上述原因，许多自适应控制方法被用来控制空间飞行器系统。

发明内容

为了克服现有的飞行器姿态控制系统存在的未知非线性问题以及滑模控制抖振问题的不足，本发明提供一种基于改进幂次趋近律的飞行器有限时间自适应姿态控制方法，并且在系统存在不确定性和干扰的情况下，实现系统的有限时间一致最终有界的控制方法。

为了解决上述技术问题提出的技术方案如下：

一种基于改进幂次趋近律的飞行器有限时间自适应姿态控制方法，包括以下步骤：

步骤1，建立飞行器姿态控制系统的运动学和动力学模型，初始化系统状态以及控制参数，过程如下：

1.1飞行器姿态控制系统的动力学模型表达形式为：

其中，分别是飞行器的角速度和角加速度；×是运算符号，将运算符号×应用于a＝[a₁,a₂,a₃]^T可得a^×＝[0,-a₃,a₂；a₃,0,-a₁；-a₂,a₁,0]；J∈R^3×3是飞行器的转动惯性矩阵；u∈R³和d(t)∈R³是控制力矩和外部扰动；