專利名稱：一種垂直起降飛行器的滑模控制方法
技術領域：
本發明涉及一種垂直起降飛行器的滑模控制方法，它是針對欠驅動的垂直起降飛行器，給出一種滑模控制設計方法，用于垂直起降飛行器的姿態控制，屬于飛行控制技術領域。
背景技術：
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動系統。在過去的數年里，由于垂直起降飛行器空間飛行器的在未來戰爭中的重要性，其控制研究在國內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良特性而受到越來越多的重視，該方法通過自行設計所需的滑模面和等效控制律，能快速響應輸入的變換，而對參數變換和擾動不敏感，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者們的重視，其最大優點是滑動模態對加在系統上的干擾和系統的攝動具有完全的自適應性，而且系統狀態一旦進入滑模運動，便快速地收斂到控制目標，為不確定性系統的魯棒性設計提供了一種有效途徑。本專利申請設計了一種滑模控制方法，使得系統能夠在全局范圍內指數收斂，并具有很好的抗干擾能力。
發明內容
發明目的本發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，克服現有控制技術的不足，給出一種滑模控制方法，實現對垂直起降飛行器位置和角度的控制。本發明給出一種垂直起降飛行器的滑模控制方法，其設計思想是針對垂直起降飛行器系統，首先進行坐標變換，使它易于滑模控制器設計和穩定性能分析；之后對變換后的模型進行滑模控制器設計，得到新模型的控制輸入，實現對垂直起降飛行器的姿態控制。技術方案下面具體介紹該設計方法的技術方案。本發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控制系統示意圖如
圖1。其方法步驟如下步驟一垂直起降飛行器系統分析及建模垂直起降飛行器系統采用負反饋的控制結構，輸出量為飛行器位置。垂直起降飛行器系統模型描述如下
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；y表示垂直起降飛行器y坐標；θ表示垂直起降飛行器轉角；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變換由于垂直起降飛行器模型屬于欠驅動耦合系統，為了控制器設計的方便，對之進行適當的坐標變換。
權利要求
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分析及建模垂直起降飛行器系統采用負反饋的控制結構，輸出量為飛行器位置； 垂直起降飛行器系統模型描述如下 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； y表示垂直起降飛行器y坐標； θ表示垂直起降飛行器轉角； 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變換由于垂直起降飛行器模型屬于欠驅動耦合系統，為了控制器設計的方便，對之進行坐標變換； 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 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計采用狀態量的負反饋控制系統結構，控制器的輸入信號是參考信號和飛行器的狀態信號，根據垂直起降飛行器系統的模型信息，取滑模函數s并令其導數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 ；取李雅譜諾夫函數為「= ^2，驗證得出^ .^n證明該系統在有限時間內達到穩定；同時，為了保證各個狀態收斂，將部分狀態誤差轉化為霍爾伍茲穩定的狀態方程，通過 Lyapunov方程進行收斂性分析；其具體實現過程如下 第一步設定預定軌跡& = 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分析及建模；步驟二垂直起降飛行器模型坐標變換；步驟三垂直起降飛行器滑模控制設計；步驟四跟蹤性能檢驗與參數調節；步驟五設計結束。本發明針對垂直起降飛行器系統，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。與現有技術相比，該方法在設計控制器過程中十分簡便，通過調節設計參數，能夠簡單、靈活地控制系統功角和快速精確地跟蹤預定軌跡。它在飛行控制技術領域里具有較好的實用價值和廣闊的應用前景。
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 優先權日2012年3月1日
發明者劉金琨, 龔海生 申請人:北京航空航天大學