基于擾動觀測器的指數(shù)時變滑模再入姿態(tài)控制

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1、2013年8月中國空間科學技術(shù)31箜!塑篁壘!呈竺!竺量呈皇竺!量!!竺呈!!皇塞壘!!竺壘呈皇!皇曼圣基于擾動觀測器的指數(shù)時變滑模再人姿態(tài)控制王亮1’2劉向東1’2盛永智1’2叢炳龍1‘2(1北京理工大學自動化學院，北京100081)(2北京理工大學復雜系統(tǒng)智能控制與決策重點實驗室，北京100081)摘要針對再入飛行器姿態(tài)控制問題，設計了一種全局魯棒的基于擾動觀測器的指數(shù)時變滑模姿態(tài)控制器，使得在存在匹配模型參數(shù)不確定性和外部擾動情況下仍能夠?qū)崿F(xiàn)精確的姿態(tài)控制。首先對飛行器模型進行反饋線性化解耦，將俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航通道分解為3個獨立的二階系統(tǒng)。然后以俯仰通道為例，設計指數(shù)時變

2、滑?？刂破?，使得系統(tǒng)具有全局魯棒性。進一步，為了減小采用飽和函數(shù)消除滑?？刂贫墩穸鴰淼南到y(tǒng)跟蹤誤差，引入擾動觀測器，設計了一種基于擾動觀測器的指數(shù)時變滑?？刂葡到y(tǒng)。最后，以某飛行器為例建立六自由度仿真模型，在考慮大氣密度、轉(zhuǎn)動慣量偏差以及外部高頻擾動的情況下，驗證了加入擾動觀測器后對系統(tǒng)性能的提高。關(guān)鍵詞指數(shù)時變滑模擾動觀測器姿態(tài)控制魯棒性再入飛行器DOI：10．3780／]．issn．1000—758X．2013．04．0051引言對于再入飛行器來講，再入過程要經(jīng)歷大空域、大速域飛行，通道間耦合非常嚴重。另外，由于飛行器的氣動特性無法精確獲知以及各種外部干擾的存在，使得再入

3、飛行器的姿態(tài)控制問題變得十分復雜[1]。滑模變結(jié)構(gòu)具有對系統(tǒng)存在的匹配參數(shù)不確定性以及擾動不敏感的特點[2j，已廣泛應用于再入飛行器控制中口。6j。文獻[3—4]根據(jù)奇異攝動思想將飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)分為快、慢回路，然后分別設計滑?？刂破?，文獻1-4]中還對直接力／氣動力復合控制問題進行了考慮；文獻[5]利用滑模觀測器和二階滑?？刂品椒ǎ槍?、慢回路分別設計了兩種連續(xù)滑?？刂坡?。文獻[6]針對再入飛行器姿態(tài)控制，在反饋線性化基礎上，設計了基于滑模觀測器的滑?？刂破?。然而，上述文獻[3—6]中的滑模控制方法，存在明顯的到達段。滑?？刂频聂敯粜詢H存在于其滑動段，在到達段并不具有魯棒

4、性。為了縮短甚至消除到達階段，學者們提出了積分滑?！和時變滑模方法18-9J，使得系統(tǒng)狀態(tài)從初始時刻就處于滑模面上，有效地保證了全局魯棒性。文獻[10]將積分滑模應用于高超聲速飛行器滾動通道的控制中，得到一種全局魯棒的姿態(tài)控制律。另一方面，抖振現(xiàn)象作為滑?？刂乒逃刑攸c，當采用積分或者時變滑模后，抖振問題從一開始就存在(普通滑模控制僅在滑動段出現(xiàn)抖振)，為了解決這個問題，可以考慮用飽和函數(shù)法¨11。然而，采用這種消抖方法后會帶來控制精度降低的問題。在考慮了飛行器再入過程中可能存在的參數(shù)不確定性以及外部擾動情況下，針對冉入飛行器的姿態(tài)控制問題，本文將指數(shù)時變滑模控制(Expone

5、ntialTime—VaryingSlidingModeControl，ETVSMC)國家自然科學基金(61104153)．高等學校博士學科點專項科研基金(20091101110025)資助項日收稿日期：2012-0911。收修改稿日期：2012—1206i；生墾奎囹型堂墊查!!!i笙!旦與擾動觀測器結(jié)合，設計了一種強魯棒的基于擾動觀測器的指數(shù)時變滑模姿態(tài)控制器(DisturbanceObserverbasedExponentialTime-VaryingSlidingModeControl，DOETVSMC)，有效地提高了系統(tǒng)的控制精度。2問題描述2．1再入飛行器模型介紹本文

6、采用文獻E12-1描述的再入飛行器模型，再人時僅考慮用氣動舵面來提供操縱力和操縱力矩。建立其面向控制的模型時考慮如下假設n3

7、：1)忽略地球自轉(zhuǎn)角速度，由于其相比于飛行器的旋轉(zhuǎn)運動慢得多；2)忽略飛行器的位移運動在旋轉(zhuǎn)運動方程中的作用，這是由于飛行器的旋轉(zhuǎn)運動比位移運動快得多；3)再入過程中采用傾斜轉(zhuǎn)彎方式(bank—to—turn，BTT)控制，側(cè)滑角維持在零值附近，sin盧≈tanp≈0，COS盧≈I。得到簡化后的姿態(tài)運動方程為0一叫：，掃一---60：sin口+甜yCOSa，五foxCOS口一c￡，，sin口。。一爭帆+爭鳴一垃墜{堪∞觸一生墊字掣cu舭。，一每地+爭塢一

8、生墮與學∞?+生盟≠掣cU燦玨凈：一畢xCIJy--冬c一2國式中a、盧、盧分別為攻角，側(cè)滑角和傾側(cè)角；∽、叫，、叫：分別為滾轉(zhuǎn)、偏航和俯仰角速度；J。、I?J。、f。，分別為關(guān)于z、Y、z軸的轉(zhuǎn)動慣量和慣量積(這里，假設飛行器是關(guān)于x-O—y平面對稱，故J。一J。一o)j’一J。f。一J‰；M。、My、M。分別為機體坐標系下的氣動力矩。其中，氣動力矩的計算公式為u鉗M。=秘lC。。(口，口，Ma，艿。，亂，艿，)，i—z，Y，z(2)式中a—o．5pV2為動壓，ID為大氣密度，V為飛行器飛