CN116414152B - 再入飞行器横侧向快速机动控制方法、系统、终端及介质 - Google Patents
再入飞行器横侧向快速机动控制方法、系统、终端及介质 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了再入飞行器横侧向快速机动控制方法、系统、终端及介质，涉及飞行器控制领域，其技术方案要点是：构建再入飞行器姿态控制的动力学模型；将期望的侧滑角状态进行虚拟控制分析，得到第一偏航角速率；将期望的倾侧角状态进行控制分析，得到滚转角速率；将倾侧角响应的偏差引入到偏航角速率的控制，得到第二偏航角速率；将第二偏航角速率进行反步滑模控制分析，得到偏航舵偏角；将滚转角速率进行反步滑模控制分析，得到滚转舵偏角；依据偏航舵偏角和滚转舵偏角实现再入飞行器的飞行控制。本发明在再入飞行器大攻角再入过程中，利用横侧向耦合效应诱导有利于滚转快速机动的侧滑角，以较小控制力矩实现再入飞行器横侧向快速机动控制。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器控制领域，更具体地说，它涉及再入飞行器横侧向快速机动控制方法、系统、终端及介质。
背景技术
高超声速再入飞行器为提高滑翔距离，往往采用具有高升阻比特性的升力体外形，因为其飞行速度高、机动能力强、飞行包线跨度大、飞行环境恶劣，使得高超声速再入飞行器模型呈现强非线性、强耦合性、不确定性的特点。由于高超声速滑翔飞行器独特的制导飞行方式，其倾侧角需在某个数值上反复切换符号，即进行频繁的机动滚转，这造成横侧向通道在大攻角滑行状态下产生多种耦合，对再入飞行器控制系统设计提出了挑战。
针对升力体外形的再入飞行器横侧向控制问题，传统横侧向解耦控制方法着重抑制滚转机动耦合产生的侧滑角，以减小侧滑角对滚转控制的影响。由于实际飞行中控制能力受限和解耦的滞后因素，该方法在滚转机动过程中侧滑角并不能够被完全消除，且耦合侧滑角的符号总是与滚转机动方向相同，这导致侧滑角带来的附加滚转力矩总是与滚转方向相反，阻碍滚转通道的操纵，导致滚转机动的效率降低。
因此，如何研究设计一种能够克服上述缺陷的再入飞行器横侧向快速机动控制方法、系统、终端及介质是我们目前急需解决的问题。
发明内容
为解决现有技术中的不足，本发明的目的是提供再入飞行器横侧向快速机动控制方法、系统、终端及介质，利用偏航超前的原则，在再入飞行器大攻角再入过程中，利用横侧向耦合效应诱导有利于滚转快速机动的侧滑角，以较小控制力矩实现再入飞行器横侧向快速机动控制。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：
第一方面，提供了再入飞行器横侧向快速机动控制方法，包括以下步骤：
构建再入飞行器姿态控制的动力学模型；
基于动力学模型，将期望的侧滑角状态输入侧滑角控制回路进行虚拟控制分析，得到第一偏航角速率；
基于动力学模型，将期望的倾侧角状态输入倾侧角控制回路进行控制分析，得到滚转角速率；
将倾侧角响应的偏差引入到偏航角速率的控制后得到附加的偏航角速率，并叠加附加的偏航角速率和第一偏航角速率后得到第二偏航角速率；
将第二偏航角速率输入到偏航角速率回路进行反步滑模控制分析，得到偏航舵偏角；
将滚转角速率输入到滚转角速率回路进行反步滑模控制分析，得到滚转舵偏角；
将偏航舵偏角和滚转舵偏角输入到舵机模块实现再入飞行器的飞行控制。
进一步的，所述再入飞行器姿态控制的动力学模型构建过程具体为：
不考虑长周期运动的状态影响，将长周期运动的状态在某个特征点上视为常值，长周期运动的状态包括速度、高度、弹道倾角；
基于对期望攻角、倾侧角的需求，并在飞行过程中侧滑角姿态保持在零度的预设范围内波动，建立再入飞行器姿态控制的动力学模型。
进一步的，所述第一偏航角速率的计算公式具体为：
；
其中，表示第一偏航角速率；/>表示侧滑角回路控制增益；/>表示侧滑角的滑模面；/>表示侧滑角回路滑模项增益；/>表示侧滑动态不确定性边界；/>表示期望的侧滑角状态/>的导数；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>相关的部分，/>为输入的偏航角速率。
进一步的，所述滚转角速率的计算公式具体为：
；
其中，表示滚转角速率；/>表示倾侧角回路控制增益；/>表示倾侧角的滑模面；表示倾侧角回路滑模项增益；/>表示倾侧角动态不确定性边界；/>表示期望的倾侧角状态/>的导数；/>表示动力学模型的倾侧角控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的倾侧角控制部分中与控制量/>相关的部分；/>为输入的滚转角速率。
进一步的，所述第二偏航角速率的计算公式具体为：
；
其中，表示第二偏航角速率；/>表示输入的倾侧角；/>表示期望的倾侧角状态；表示协调项增益，取值大于0。
进一步的，所述偏航舵偏角的计算公式具体为：
；
其中，表示偏航舵偏角；/>表示偏航角速率控制回路增益；/>表示偏航角速率通道滑模面；/>表示偏航角速率回路滑模项增益；/>表示偏航角速率动态不确定边界；/>表示第二偏航角速率/>的导数；/>表示动力学模型的偏航角速率控制部分中与控制量无关的部分；/>表示动力学模型的偏航角速率控制部分中与控制量/>相关的部分；/>表示输入的偏航通道舵偏角。
进一步的，所述滚转舵偏角的计算公式具体为：
；
其中，表示滚转舵偏角；/>表示滚转角速率控制回路增益；/>表示滚转角速率通道滑模面；/>表示滚转角速率回路滑模项增益；/>表示滚转角速率动态不确定边界；/>表示侧滑角回路滑模项增益；/>表示飞行器绕机体/>轴转动时的惯量；/>表示滚转力矩对侧滑角的偏导数；/>表示输入的侧滑角；/>表示滚转角速率的导数；/>表示动力学模型的滚转角速率控制部分中与控制量/>无关的部分所对应的一介导；/>表示动力学模型的滚转角速率控制部分中与控制量/>无关的部分，/>为输入的滚转通道舵偏角。
第二方面，提供了再入飞行器横侧向快速机动控制系统，包括：
模型构建模块，用于构建再入飞行器姿态控制的动力学模型；
侧滑控制模块，基于动力学模型，将期望的侧滑角状态输入侧滑角控制回路进行虚拟控制分析，得到第一偏航角速率；
倾侧控制模块，基于动力学模型，将期望的倾侧角状态输入倾侧角控制回路进行控制分析，得到滚转角速率；
协调控制模块，用于将倾侧角响应的偏差引入到偏航角速率的控制后得到附加的偏航角速率，并叠加附加的偏航角速率和第一偏航角速率后得到第二偏航角速率；
偏航控制模块，用于将第二偏航角速率输入到偏航角速率回路进行反步滑模控制分析，得到偏航舵偏角；
滚转控制模块，用于将滚转角速率输入到滚转角速率回路进行反步滑模控制分析，得到滚转舵偏角；
飞行控制模块，用于将偏航舵偏角和滚转舵偏角输入到舵机模块实现再入飞行器的飞行控制。
第三方面，提供了一种计算机终端，包含存储器、处理器及存储在存储器并可在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如第一方面中任意一项所述的再入飞行器横侧向快速机动控制方法。
第四方面，提供了一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行可实现如第一方面中任意一项所述的再入飞行器横侧向快速机动控制方法。
与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
本发明提供的再入飞行器横侧向快速机动控制方法，在分析升力体再入飞行器耦合机理的基础上，在再入飞行器横侧向滚转和偏航通道控制设计中，通过求解当前状态下的偏航超前准则，基于该准则对偏航和滚转指令进行协调分配，保证滚转机动过程中侧滑角的符号总是有利于滚转指令的执行，进而达到提升整个横侧向快速响应能力、节省控制能量的目的。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明实施例的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明实施例的限定。在附图中：
图1是本发明实施例1中的控制原理图；
图2是本发明实施例1中倾侧角响应曲线的效果对比图；
图3是本发明实施例1中侧滑角响应曲线的效果对比图；
图4是本发明实施例1中滚转舵偏曲线的效果对比图；
图5是本发明实施例1中偏航舵偏曲线的效果对比图；
图6是本发明实施例2中的系统框图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面结合实施例和附图，对本发明作进一步的详细说明，本发明的示意性实施方式及其说明仅用于解释本发明，并不作为对本发明的限定。
实施例1：再入飞行器横侧向快速机动控制方法，如图1所示，具体由以下步骤实现。
步骤一：构建再入飞行器姿态控制的动力学模型。
在飞行器姿态控制系统的设计中，可不考虑速度、高度、弹道倾角等长周期运动的状态影响，而将其在某个特征点上视为常值。再入飞行器制导系统产生的控制指令为对期望攻角、倾侧角的需求，同时要求飞行过程中侧滑角姿态尽量保持在零度附近，以减小耦合带来的影响。因此，建立如下形式再入飞行器姿态控制的动力学模型：
(1)
(2)
(3)
(4)
(5)
(6)；
其中，状态量分别表示攻角、侧滑角、倾侧角、滚转角速率、偏航角速率和俯仰角速率；/>分别表示对应状态的导数；，/>表示攻角指令；/>表示飞行器质量；/>表示重力加速度；/>分别表示瞬时飞行速度和轨迹倾角；/>表示升力；/>分别表示侧向力、滚转和偏航力矩对侧滑角的偏导数；/>分别为滚转、偏航、俯仰通道舵偏角；/>分别表示飞行器绕机体x轴、y轴、z轴转动时的惯量；/>为惯性交联项。
步骤二：基于动力学模型，将期望的侧滑角状态输入侧滑角控制回路进行虚拟控制分析，得到第一偏航角速率。
建立再入飞行器姿态控制的动力学模型后，采用反步滑模控制方法，根据由外向内的原则，对偏航和滚转通道进行控制设计。
外回路控制器设计中，设计侧滑角控制回路时，滚转角速率为控制量。
将侧滑角状态方程，即公式(2)写为如下形式：
(7)
式中，为侧滑角回路不确定性，且/>，/>为侧滑动态不确定性边界。设期望的侧滑角状态为/>。
定义滑模面：
(8)。
对求导：
(9)。
则得到第一偏航角速率的计算公式为：
(10)；
其中，表示第一偏航角速率；/>表示侧滑角回路控制增益；/>表示侧滑角的滑模面；/>表示侧滑角回路滑模项增益；/>表示侧滑动态不确定性边界；/>表示期望的侧滑角状态/>的导数；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>相关的部分，/>为输入的偏航角速率。
步骤三：基于动力学模型，将期望的倾侧角状态输入倾侧角控制回路进行控制分析，得到滚转角速率。
外回路控制器设计中，设计倾侧角控制回路时，滚转角速率为控制量。
侧滑角状态方程，即公式(3)写为如下形式：
(11)。
定义滑模面：
(12)。
与侧滑角回路同样的方法，对上式求导并引入变结构项，得到的指令，即滚转角速率的计算公式为：
(13)；
将侧滑角状态方程，即公式(2)写为如下形式：
(7)
式中，为侧滑角回路不确定性，且/>，/>为侧滑动态不确定性边界。设期望的侧滑角状态为/>。
定义滑模面：
(8)。
对求导：
(9)。
则得到第一偏航角速率的计算公式为：
(10)；
其中，表示第一偏航角速率；/>表示侧滑角回路控制增益；/>表示侧滑角的滑模面；/>表示侧滑角回路滑模项增益；/>表示侧滑动态不确定性边界；/>表示期望的侧滑角状态/>的导数；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>相关的部分，/>为输入的偏航角速率。
步骤三：基于动力学模型，将期望的倾侧角状态输入倾侧角控制回路进行控制分析，得到滚转角速率。
外回路控制器设计中，设计倾侧角控制回路时，滚转角速率为控制量。
侧滑角状态方程，即公式(3)写为如下形式：
(11)。
定义滑模面：
(12)。
与侧滑角回路同样的方法，对上式求导并引入变结构项，得到的指令，即滚转角速率的计算公式为：
(13)；
其中，表示滚转角速率；/>表示倾侧角回路控制增益；/>表示倾侧角的滑模面；表示倾侧角回路滑模项增益；/>表示倾侧角动态不确定性边界；/>表示期望的倾侧角状态/>的导数；/>表示动力学模型的倾侧角控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的倾侧角控制部分中与控制量/>相关的部分；/>为输入的滚转角速率。
步骤四：将倾侧角响应的偏差引入到偏航角速率的控制后得到附加的偏航角速率，并叠加附加的偏航角速率和第一偏航角速率后得到第二偏航角速率。
为提高倾侧角跟踪的快速特性，设计协调项以借助偏航通道对滚转的耦合效应，加速滚转通道响应。
考虑到应让再入飞行器在转动中产生与滚动方向相反的侧滑角，使得侧滑角耦合产生的滚转力矩方向与指令滚转角速率相一致，根据该原则对滚转、偏航角速率控制指令进行协调分配。忽略公式(2)中慢变量的作用，得到侧滑角动态近似满足如下关系式：
(14)。
根据上述原则，需使与/>异号，即：
(15)。
则角速率控制指令、/>应满足如下协调关系：
(16)。
为满足上式关系，将倾侧角响应的偏差引入偏航角速率的控制中，形成附加偏航角速率指令，以驱动偏航通道提前产生侧滑，且产生的侧滑角极性为有利于滚转机动的方向。此时，引入协调项的偏航角速率指令，即第二偏航角速率的计算公式为：
(17)；
其中，表示第二偏航角速率；/>表示输入的倾侧角；/>表示期望的倾侧角状态；表示协调项增益，取值大于0。
步骤五：将第二偏航角速率输入到偏航角速率回路进行反步滑模控制分析，得到偏航舵偏角。
角速率控制器设计中，设计控制回路时，偏航舵偏/>为控制量。
同外回路相似，基于反步滑模的设计方法，可以得出偏航舵偏的指令输出，即偏航舵偏角的计算公式为：
(18)；
其中，表示偏航舵偏角；/>表示偏航角速率控制回路增益；/>表示偏航角速率通道滑模面；/>表示偏航角速率回路滑模项增益；/>表示偏航角速率动态不确定边界；/>表示第二偏航角速率/>的导数；/>表示动力学模型的偏航角速率控制部分中与控制量无关的部分；/>表示动力学模型的偏航角速率控制部分中与控制量/>相关的部分；/>表示输入的偏航通道舵偏角。
步骤六：将滚转角速率输入到滚转角速率回路进行反步滑模控制分析，得到滚转舵偏角。
角速率控制器设计中，设计控制回路时，滚转舵偏/>为控制量。
滚转通道的设计中，侧滑角的存在对滚转通道形成较强耦合，这里采用部分解耦的方式，具体设计方法如下：
将滚转角速率方程写为如下形式：
(19)
式中，为滚转角速率动态不确定性。引入侧滑解耦系数/>，该系数表示对侧滑角耦合的解耦程度，0为不解耦，1为完全解耦，设计中可根据耦合量级进行选取，将该系数引入后，滚转角速率方程可表示为：
(20)
根据反步滑模的设计方法，得出引入解耦系数的滚转角速率控制律，即滚转舵偏角的计算公式为：
；
其中，表示滚转舵偏角；/>表示滚转角速率控制回路增益；/>表示滚转角速率通道滑模面；/>表示滚转角速率回路滑模项增益；/>表示滚转角速率动态不确定边界；/>表示侧滑角回路滑模项增益；/>表示飞行器绕机体/>轴转动时的惯量；/>表示滚转力矩对侧滑角的偏导数；/>表示输入的侧滑角；/>表示滚转角速率的导数；/>表示动力学模型的滚转角速率控制部分中与控制量/>无关的部分所对应的一介导；/>表示动力学模型的滚转角速率控制部分中与控制量/>无关的部分，/>为输入的滚转通道舵偏角。
步骤七：将偏航舵偏角和滚转舵偏角输入到舵机模块实现再入飞行器的飞行控制。
为验证本发明的有效性，基于上述方法进行了仿真试验验证，并与传统解耦控制方法（下标norm）进行了对比，其结果如图2-图5所示。可以看出在相同的倾侧角指令下，基于本发明所记载的方法和传统方法产生的侧滑角相反。从滚转、偏航舵曲线可以看出，在相同的倾侧角响应速度前提下，本发明所记载的方法中滚转舵和偏航舵输出角度更小，说明了本发明所记载的方法具有更高的控制效率。
实施例2：再入飞行器横侧向快速机动控制系统，如图6所示，包括模型构建模块、侧滑控制模块、倾侧控制模块、协调控制模块、偏航控制模块、滚转控制模块和飞行控制模块。
其中，模型构建模块，用于构建再入飞行器姿态控制的动力学模型；侧滑控制模块，基于动力学模型，将期望的侧滑角状态输入侧滑角控制回路进行虚拟控制分析，得到第一偏航角速率；倾侧控制模块，基于动力学模型，将期望的倾侧角状态输入倾侧角控制回路进行控制分析，得到滚转角速率；协调控制模块，用于将倾侧角响应的偏差引入到偏航角速率的控制后得到附加的偏航角速率，并叠加附加的偏航角速率和第一偏航角速率后得到第二偏航角速率；偏航控制模块，用于将第二偏航角速率输入到偏航角速率回路进行反步滑模控制分析，得到偏航舵偏角；滚转控制模块，用于将滚转角速率输入到滚转角速率回路进行反步滑模控制分析，得到滚转舵偏角；飞行控制模块，用于将偏航舵偏角和滚转舵偏角输入到舵机模块实现再入飞行器的飞行控制。
工作原理：本发明在分析升力体再入飞行器耦合机理的基础上，在再入飞行器横侧向滚转和偏航通道控制设计中，通过求解当前状态下的偏航超前准则，基于该准则对偏航和滚转指令进行协调分配，保证滚转机动过程中侧滑角的符号总是有利于滚转指令的执行，进而达到提升整个横侧向快速响应能力、节省控制能量的目的。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (5)
1.再入飞行器横侧向快速机动控制方法，其特征是，包括以下步骤：
构建再入飞行器姿态控制的动力学模型；
基于动力学模型，将期望的侧滑角状态输入侧滑角控制回路进行虚拟控制分析，得到第一偏航角速率；
基于动力学模型，将期望的倾侧角状态输入倾侧角控制回路进行控制分析，得到滚转角速率；
将倾侧角响应的偏差引入到偏航角速率的控制后得到附加的偏航角速率，并叠加附加的偏航角速率和第一偏航角速率后得到第二偏航角速率；
将第二偏航角速率输入到偏航角速率回路进行反步滑模控制分析，得到偏航舵偏角；
将滚转角速率输入到滚转角速率回路进行反步滑模控制分析，得到滚转舵偏角；
将偏航舵偏角和滚转舵偏角输入到舵机模块实现再入飞行器的飞行控制；
所述第一偏航角速率的计算公式具体为：
；
其中，表示第一偏航角速率；/>表示侧滑角回路控制增益；/>表示侧滑角的滑模面；表示侧滑角回路滑模项增益；/>表示侧滑动态不确定性边界；/>表示期望的侧滑角状态的导数；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>相关的部分，/>为输入的偏航角速率；
所述滚转角速率的计算公式具体为：
；
其中，表示滚转角速率；/>表示倾侧角回路控制增益；/>表示倾侧角的滑模面；/>表示倾侧角回路滑模项增益；/>表示倾侧角动态不确定性边界；/>表示期望的倾侧角状态/>的导数；/>表示动力学模型的倾侧角控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的倾侧角控制部分中与控制量/>相关的部分；/>为输入的滚转角速率；
所述第二偏航角速率的计算公式具体为：
；
其中，表示第二偏航角速率；/>表示输入的倾侧角；/>表示期望的倾侧角状态；/>表示协调项增益，取值大于0；
所述偏航舵偏角的计算公式具体为：
；
其中，表示偏航舵偏角；/>表示偏航角速率控制回路增益；/>表示偏航角速率通道滑模面；/>表示偏航角速率回路滑模项增益；/>表示偏航角速率动态不确定边界；/>表示第二偏航角速率/>的导数；/>表示动力学模型的偏航角速率控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的偏航角速率控制部分中与控制量/>相关的部分；/>表示输入的偏航通道舵偏角；
所述滚转舵偏角的计算公式具体为：
；
其中，表示滚转舵偏角；/>表示滚转角速率控制回路增益；/>表示滚转角速率通道滑模面；/>表示滚转角速率回路滑模项增益；/>表示滚转角速率动态不确定边界；/>表示侧滑角回路滑模项增益；/>表示飞行器绕机体/>轴转动时的惯量；/>表示滚转力矩对侧滑角的偏导数；/>表示输入的侧滑角；/>表示滚转角速率的导数；/>表示动力学模型的滚转角速率控制部分中与控制量/>无关的部分所对应的一介导；/>表示动力学模型的滚转角速率控制部分中与控制量/>无关的部分，/>为输入的滚转通道舵偏角。
2.根据权利要求1所述的再入飞行器横侧向快速机动控制方法，其特征是，所述再入飞行器姿态控制的动力学模型构建过程具体为：
不考虑长周期运动的状态影响，将长周期运动的状态在某个特征点上视为常值，长周期运动的状态包括速度、高度、弹道倾角；
基于对期望攻角、倾侧角的需求，并在飞行过程中侧滑角姿态保持在零度的预设范围内波动，建立再入飞行器姿态控制的动力学模型。
3.再入飞行器横侧向快速机动控制系统，其特征是，包括：
模型构建模块，用于构建再入飞行器姿态控制的动力学模型；
侧滑控制模块，基于动力学模型，将期望的侧滑角状态输入侧滑角控制回路进行虚拟控制分析，得到第一偏航角速率；
倾侧控制模块，基于动力学模型，将期望的倾侧角状态输入倾侧角控制回路进行控制分析，得到滚转角速率；
协调控制模块，用于将倾侧角响应的偏差引入到偏航角速率的控制后得到附加的偏航角速率，并叠加附加的偏航角速率和第一偏航角速率后得到第二偏航角速率；
偏航控制模块，用于将第二偏航角速率输入到偏航角速率回路进行反步滑模控制分析，得到偏航舵偏角；
滚转控制模块，用于将滚转角速率输入到滚转角速率回路进行反步滑模控制分析，得到滚转舵偏角；
飞行控制模块，用于将偏航舵偏角和滚转舵偏角输入到舵机模块实现再入飞行器的飞行控制；
所述第一偏航角速率的计算公式具体为：
；
其中，表示第一偏航角速率；/>表示侧滑角回路控制增益；/>表示侧滑角的滑模面；表示侧滑角回路滑模项增益；/>表示侧滑动态不确定性边界；/>表示期望的侧滑角状态的导数；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的侧滑角控制部分中与控制量/>相关的部分，/>为输入的偏航角速率；
所述滚转角速率的计算公式具体为：
；
其中，表示滚转角速率；/>表示倾侧角回路控制增益；/>表示倾侧角的滑模面；/>表示倾侧角回路滑模项增益；/>表示倾侧角动态不确定性边界；/>表示期望的倾侧角状态/>的导数；/>表示动力学模型的倾侧角控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的倾侧角控制部分中与控制量/>相关的部分；/>为输入的滚转角速率；
所述第二偏航角速率的计算公式具体为：
；
其中，表示第二偏航角速率；/>表示输入的倾侧角；/>表示期望的倾侧角状态；/>表示协调项增益，取值大于0；
所述偏航舵偏角的计算公式具体为：
；
其中，表示偏航舵偏角；/>表示偏航角速率控制回路增益；/>表示偏航角速率通道滑模面；/>表示偏航角速率回路滑模项增益；/>表示偏航角速率动态不确定边界；/>表示第二偏航角速率/>的导数；/>表示动力学模型的偏航角速率控制部分中与控制量/>无关的部分；/>表示动力学模型的偏航角速率控制部分中与控制量/>相关的部分；/>表示输入的偏航通道舵偏角；
所述滚转舵偏角的计算公式具体为：
；
其中，表示滚转舵偏角；/>表示滚转角速率控制回路增益；/>表示滚转角速率通道滑模面；/>表示滚转角速率回路滑模项增益；/>表示滚转角速率动态不确定边界；/>表示侧滑角回路滑模项增益；/>表示飞行器绕机体/>轴转动时的惯量；/>表示滚转力矩对侧滑角的偏导数；/>表示输入的侧滑角；/>表示滚转角速率的导数；/>表示动力学模型的滚转角速率控制部分中与控制量/>无关的部分所对应的一介导；/>表示动力学模型的滚转角速率控制部分中与控制量/>无关的部分，/>为输入的滚转通道舵偏角。
4.一种计算机终端，包含存储器、处理器及存储在存储器并可在处理器上运行的计算机程序，其特征是，所述处理器执行所述程序时实现如权利要求1-2中任意一项所述的再入飞行器横侧向快速机动控制方法。
5.一种计算机可读介质，其上存储有计算机程序，其特征是，所述计算机程序被处理器执行可实现如权利要求1-2中任意一项所述的再入飞行器横侧向快速机动控制方法。
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