[发明专利]一种飞行器姿态控制方法、系统、介质及设备

说明书

本发明涉及本发明提供一种飞行器姿态控制方法、系统、介质及设备，其中的方法包括：根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；建立扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿态控制律；基于所述姿态控制律控制飞行器姿态。本发明通过改进型快速非奇异终端滑模控制，能够避免传统终端滑模控制方法的奇异问题，并且与传统非奇异终端滑模控制相比具有更高的收敛速率，误差更快速收敛。另外，通过与扩张状态观测器的结合，能够有效减小非连续项增益、削弱滑模抖振，并通过干扰估计和补偿提高系统的鲁棒性。

技术领域

本发明属于飞行器飞行控制领域，具体涉及一种飞行器姿态控制方法、系统、介质及设备。

背景技术

飞行器实际飞行过程中存在复杂未知的参数不确定性、未建模动态和外部干扰。飞行器燃油消耗、燃油传输、武器投放、机翼结冰、结构受损等均会导致飞行过程中参数复杂变化并引入未知干扰。上述系统不确定性不但会造成姿态控制效能降低，甚至发生飞机失控现象，造成严重的空难事故。因此，针对飞行器存在的重量/惯性参数变化、未建模动态和外部干扰等多重不确定性，必须研究快速、高精度的姿态控制方法，这也是先进飞机控制领域面临的关键挑战难题。

滑模控制因其响应速度快，对外界干扰、参数不确定、建模误差等有很强鲁棒性等突出优点，被广泛应用于飞行器控制领域。传统滑模控制 (Sl iding mode control,SMC)采用线性滑动超平面，系统的滑动模态渐进稳定。为了使系统有更好的性能响应，在滑动超平面中引入非线性项，形成有限时间终端滑模控制(Terminal Sl iding Mode Control,TSMC)，其最突出的优点是可以使系统状态在有限时间内收敛至平衡点，但Terminal滑模控制器的设计存在奇异问题。针对终端滑模的奇异问题，又逐步发展形成了全局非奇异终端滑模控制(Non-s ingular Terminal Sl iding Mode Control, NTSMC)和快速非奇异终端滑模控制(Fast Non-s ingular Terminal Sl iding Mode Control,FNTSMC)，这一类方法均能较好的解决传统TSMC的奇异问题，但在应对强不确定性时需要控制器采用非连续项高增益，不仅会加剧滑模抖振问题，甚至可能导致控制系统不稳定。

发明内容

针对上述技术问题，本发明提供一种飞行器姿态控制方法、系统、介质及设备。

本发明解决上述技术问题的技术方案如下：一种飞行器姿态控制方法，包括：

根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；

建立扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；

根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿态控制律；

基于所述姿态控制律控制飞行器姿态。

为实现上述发明目的，本发明还提供一种飞行器姿态控制系统，包括：

第一建立模块，用于根据姿态跟踪误差、控制律参数和趋近律参数，建立滑动超平面和滑模趋近律；

第二建立模块，用于扩张状态观测器，采用所述扩张状态观测器估计飞行器的数学模型中的总不确定项；

计算模块，用于根据所述滑动超平面、滑模趋近律和扩张状态观测器，获得姿态控制律；

控制模块，用于基于所述姿态控制律控制飞行器姿态。

一种计算机可读存储介质，包括指令，当所述指令在计算机上运行时，使所述计算机执行上述方法。

一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在所述存储器上的并可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现上述方法。