專利名稱：一種垂直起降飛行器的滑模控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種垂直起降飛行器的滑模控制方法，它是針對欠驅(qū)動的垂直起降飛行器，給出一種滑模控制設(shè)計方法，用于垂直起降飛行器的姿態(tài)控制，屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
垂直起降空間飛行器是能夠垂直起飛、垂直著陸的具有三個自由度，兩個控制輸入的欠驅(qū)動系統(tǒng)。在過去的數(shù)年里，由于垂直起降飛行器空間飛行器的在未來戰(zhàn)爭中的重要性，其控制研究在國內(nèi)外受到的人們的極大重視。近年來，滑模控制方法因其所具有的優(yōu)良特性而受到越來越多的重視，該方法通過自行設(shè)計所需的滑模面和等效控制律，能快速響應(yīng)輸入的變換，而對參數(shù)變換和擾動不敏感，具有很好的魯棒性，且物理制作簡單。滑模控制逐漸引起了學(xué)者們的重視，其最大優(yōu)點是滑動模態(tài)對加在系統(tǒng)上的干擾和系統(tǒng)的攝動具有完全的自適應(yīng)性，而且系統(tǒng)狀態(tài)一旦進(jìn)入滑模運動，便快速地收斂到控制目標(biāo)，為不確定性系統(tǒng)的魯棒性設(shè)計提供了一種有效途徑。本專利申請設(shè)計了一種滑模控制方法，使得系統(tǒng)能夠在全局范圍內(nèi)指數(shù)收斂，并具有很好的抗干擾能力。

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明目的本發(fā)明一種垂直器將飛行器的滑模控制方法，其目的是針對垂直起降飛行器系統(tǒng)，克服現(xiàn)有控制技術(shù)的不足，給出一種滑模控制方法，實現(xiàn)對垂直起降飛行器位置和角度的控制。本發(fā)明給出一種垂直起降飛行器的滑模控制方法，其設(shè)計思想是針對垂直起降飛行器系統(tǒng)，首先進(jìn)行坐標(biāo)變換，使它易于滑模控制器設(shè)計和穩(wěn)定性能分析；之后對變換后的模型進(jìn)行滑模控制器設(shè)計，得到新模型的控制輸入，實現(xiàn)對垂直起降飛行器的姿態(tài)控制。技術(shù)方案下面具體介紹該設(shè)計方法的技術(shù)方案。本發(fā)明給出一種垂直起降飛行器的滑模控制方法，垂直起降飛行器閉環(huán)控制系統(tǒng)示意圖如

圖1。其方法步驟如下步驟一垂直起降飛行器系統(tǒng)分析及建模垂直起降飛行器系統(tǒng)采用負(fù)反饋的控制結(jié)構(gòu)，輸出量為飛行器位置。垂直起降飛行器系統(tǒng)模型描述如下
χ = -U1 sin θ + su2 cos θ<y ^ul ^ cos θ-\-su2 sm0-g(1)
θ -u2
其中X表示垂直起降飛行器的X坐標(biāo)；y表示垂直起降飛行器y坐標(biāo)；θ表示垂直起降飛行器轉(zhuǎn)角；U1表示垂直起降飛行器推力；U2表示橫滾力矩；步驟二 垂直起降飛行器模型坐標(biāo)變換由于垂直起降飛行器模型屬于欠驅(qū)動耦合系統(tǒng)，為了控制器設(shè)計的方便，對之進(jìn)行適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)變換。
權(quán)利要求
1. 一種垂直起降飛行器的滑模控制方法，其特征在于該方法具體步驟如下 步驟一垂直起降飛行器系統(tǒng)分析及建模垂直起降飛行器系統(tǒng)采用負(fù)反饋的控制結(jié)構(gòu)，輸出量為飛行器位置； 垂直起降飛行器系統(tǒng)模型描述如下 χ = -U1 sin θ + su2 cos θy -U1^ cos θ + Su2 sin0-g(1)θ 二 u2其中χ表示垂直起降飛行器的X坐標(biāo)； y表示垂直起降飛行器y坐標(biāo)； θ表示垂直起降飛行器轉(zhuǎn)角； U1表示垂直起降飛行器推力； U2表示橫滾力矩；步驟二 垂直起降飛行器模型坐標(biāo)變換由于垂直起降飛行器模型屬于欠驅(qū)動耦合系統(tǒng)，為了控制器設(shè)計的方便，對之進(jìn)行坐標(biāo)變換； 令U1、\SU2 J(2)sin ^ cos^V O1、 cos 沒 sin ^ )\co2J式中ω” ω2是新的控制輸入； 令Xc = χ- ε sin θ，yc = y+ ε cos θ ωλ = (V1 - εθ2^ ηθ + εν2 cos θω2 = -(V1 —6:々2)cosi9 + εν2 sin θ將上式代入式ο)，得xc = V1 sin θ ,yc = -V1 cos θ-g P = v2(3)再設(shè) X1 = xc, X2 = yc, X3 = tan θ , V1 = h^ec θ，v2 = Zz2 cos2 6>-2々2 tan<9，貝Ij式(3)變換為X1 = X3/ ,x2 = -Zz1 -g- /3 = K(4)其中Ii1，Il2是新的控制輸入；令y= (yi I2 y3 y4 y5 又^且又丄=XiJ2 =衣，y3 = X2J4 = ^i5 = X3J6 = ^，則式 (4)變換為夕1 =少2，夕2 =少5 A，夕3 =少4，夕4 =-奐-薌，夕5 = Λ '^6 = ^2 (5) 步驟三垂直起降飛行器滑模控制設(shè)計采用狀態(tài)量的負(fù)反饋控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，控制器的輸入信號是參考信號和飛行器的狀態(tài)信號，根據(jù)垂直起降飛行器系統(tǒng)的模型信息，取滑模函數(shù)s并令其導(dǎo)數(shù)i = O，得到等效控制部分Uetl，再通過μ < O得到切換控制部分Usw，從而得出滑模控制律u = ueq+usw ；取李雅譜諾夫函數(shù)為「= ^2，驗證得出^ .^n證明該系統(tǒng)在有限時間內(nèi)達(dá)到穩(wěn)定；同時，為了保證各個狀態(tài)收斂，將部分狀態(tài)誤差轉(zhuǎn)化為霍爾伍茲穩(wěn)定的狀態(tài)方程，通過 Lyapunov方程進(jìn)行收斂性分析；其具體實現(xiàn)過程如下 第一步設(shè)定預(yù)定軌跡& = t,yd= sint, θ d = O ;第二步令
全文摘要
一種垂直起降飛行器的滑模控制方法，它有五大步驟步驟一垂直起降飛行器系統(tǒng)分析及建模；步驟二垂直起降飛行器模型坐標(biāo)變換；步驟三垂直起降飛行器滑模控制設(shè)計；步驟四跟蹤性能檢驗與參數(shù)調(diào)節(jié)；步驟五設(shè)計結(jié)束。本發(fā)明針對垂直起降飛行器系統(tǒng)，給出一種滑模控制方法，用于控制垂直起降飛行器的位置和角度。與現(xiàn)有技術(shù)相比，該方法在設(shè)計控制器過程中十分簡便，通過調(diào)節(jié)設(shè)計參數(shù)，能夠簡單、靈活地控制系統(tǒng)功角和快速精確地跟蹤預(yù)定軌跡。它在飛行控制技術(shù)領(lǐng)域里具有較好的實用價值和廣闊的應(yīng)用前景。
文檔編號G05B13/00GK102566420SQ20121005209
公開日2012年7月11日 申請日期2012年3月1日 優(yōu)先權(quán)日2012年3月1日
發(fā)明者劉金琨, 龔海生 申請人:北京航空航天大學(xué)