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申请/专利权人：哈尔滨工业大学;哈尔滨联合飞机科技有限公司;西南科技大学

摘要：本发明涉及飞行器姿态控制技术领域，一种基于新型固定时间滑模控制的飞行器姿态控制方法，包括如下步骤，构建飞行器的数学模型；设计一种新型固定时间滑模函数，并给出参数的选择区间；设计一个固定时间的控制律，并给出参数的选择区间，以驱动系统状态达到所建立的滑模面，随后一种基于新型固定时间滑模控制的飞行器姿态控制方法，基于真实飞行器气动参数，仿真实验证实了控制方法的有效性和快速收敛特性。

主权项：1.一种基于新型固定时间滑模控制的飞行器姿态控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤S1，构建飞行器的数学模型；步骤S2，设计一种新型固定时间滑模函数，并给出参数的选择区间备；步骤S3，设计一个固定时间的控制律，并给出参数的选择区间，以驱动系统状态达到所建立的滑模面；所述步骤S2中新型固定时间滑模函数，表达式如下：si＝X2i+αsλ1iX1i+βsλ2iX1i 式中，m1＞1，0＜m2＜1，αs＞0，βs＞0；需要注意的是，ε是一个较小的正常数，所述步骤S1中构建飞行器的数学模型，具体步骤如下：步骤1.1，首先在机体坐标系下建立三通道姿态动力学方程，由质心动力学方程： 由等式1可以得出机体坐标系下表示的滑翔升力体质心动力学方程为： 其中，Vx,Vy,Vz为机体坐标系下的三轴速度分量，ωx,ωy,ωz为机体坐标系相对于惯性坐标系的三轴角速度分量，X,Y,Z分别为气动阻力、升力以及侧向力，分别为俯仰角以及滚转角，P为发动机推力，α,β分别为攻角和侧滑角；步骤1.2，再在机体坐标系下建立绕质心转动的动力学方程，由绕质心转动的动力学方程： 考虑到滑翔升力体为轴对称外形，因此可认为机体坐标系就是它的惯性主轴系，从而得到飞行器绕质心转动的动力学标量方程为： 其中，Jx,Jy,Jz分别为各轴上的转动惯量，Mx,My,Mz分别为各轴所受到的力矩；步骤1.3，得到在机体坐标系下速度矢量的表达式，飞行器的速度且由机体坐标系下的三轴速度分量和飞行器速度间的关系，可表示出相应的攻角和侧滑角为： 机体系下各轴的速度分量与飞行器速度的比值如等式6所示 由苏式坐标系下机体系和速度系间的转化关系可得飞行器速度矢量在机体系下的表示和在速度坐标系下的表示关系为： 步骤1.4，得到在机体坐标系下加速度矢量的表达式，对等式7求导可以得到： 步骤1.5，得在一般的飞行器姿态动力学方程，由等式6以及等式8可以得到 速度倾斜角的动力学方程可以几何关系方程得到 进而得到飞行器姿态动力学方程为： 步骤1.6，将得到的一般模型进行化简，得到简化模型， 补充方程为 式中，m为飞行器的质量，为动压，ρ为空气密度，S为飞行器的参考面积；δy和δz分别代表方向舵和升降舵偏角；为关于α的升力系数的偏导数，为关于β的侧向力系数的偏导数，和分别为关于β和δx的滚动力矩系数的偏导数，和分别为关于β和δy的偏航力矩系数的偏导数，和分别为关于β和δz的俯仰力矩系数的偏导数；步骤1.7，整理模型，得到面向控制的二阶状态方程模型， 其中，

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