1.一种基于预测滑模的高超声速飞行器鲁棒姿态控制方法，其特征在于，具体包括如下步骤：

步骤1：高超声速飞行器姿态系统的快慢回路线性化；

步骤2：高超声速飞行器通常存在参数不确定的情况，给飞行器姿态控制系统中加入参数不确定干扰，针对慢回路系统，根据姿态角误差，设计并预测未来时刻滑模面，再给飞行器姿态控制系统中加入参数不确定干扰，针对快回路系统，根据姿态角速度误差，设计并预测快回路上的滑模面；

步骤3：根据慢回路的滑模面和预测滑模面，设计趋近律，利用设计的趋近律来设计慢回路控制器，再根据快回路的滑模面和预测滑模面，设计趋近律，利用设计的趋近律来设计快回路控制器；具体包括以下步骤：步骤3.1：设计趋近律：通常，指数趋近律如下所示：即可得滑模面为：s(k+1)＝‑Tεsign(s(k))+(1‑Tj)s(k)现将指数趋近律进行改进为：即可得预测滑模面为：

s(k+d)＝‑dTεsign(s(k))+(1‑dTj)s(k)则慢回路中预测的(k+dT)时刻的滑模面为：ss(k+d)＝‑dTesign(ss(k))+(1‑dTj)ss(k)则快回路中预测的(k+dT)时刻的滑模面为：sf(k+d)＝‑dTesign(sf(k))+(1‑dTj)sf(k)其中，T为采样周期，ε、j为大于0的常数，d为预测步长；

步骤3.2：设计快慢回路控制器：(1)设计慢回路控制器

慢回路中预测的(k+dT)时刻滑模面的另一种表达式为：将其带入公式

ss(k+d)＝‑dTesign(ss(k))+(1‑dTj)ss(k)得：‑1

gs(k)＝(CsG1d) [(1‑dTj)ss(k)‑dTεsign(ss(k))‑Cs(‑K1sxm(k)‑K0sΩc(k)+K0syp(k))]因此慢回路控制律为：

‑1

us(k)＝(CsG1d) [(1‑dTj)ss(k)‑dTεsign(ss(k))‑Cs(‑K1sxm(k)‑K0sΩc(k)+K0syp(k))]‑ds(k)；

其中,

d

K0s＝I‑λ

(2)设计快回路控制器

快回路中预测的(k+dT)时刻滑模面的另一种表达式为：将其带入公

式sf(k+d)＝‑dTεsign(sf(k))+(1‑dTj)sf(k)得：‑1

gf(k)＝(CfG2d) [(1‑dTj)sf(k)‑dTεsign(sf(k))‑Cf(‑K1fxm(k)‑K0fωc(k)+K0fyp(k))]因此快回路控制律为：

‑1

uf(k)＝(CfG2d) [(1‑dTj)sf(k)‑dTεsign(sf(k))‑Cf(‑K1fxm(k)‑K0fωc(k)+K0fyp(k))]‑df(k)

其中,

步骤4：最后通过设计的快慢回路控制器对高超声速飞行器的姿态进行控制，使姿态系统稳定、姿态角准确跟踪指令信号。

2.根据权利要求1所述的一种基于预测滑模的高超声速飞行器鲁棒姿态控制方法，其特征在于，所述的步骤1具体包括以下步骤，步骤1.1：建立高超声速飞行器的非线性姿态回路模型；

步骤1.2：将姿态非线性模型线性化。

3.根据权利要求1所述的一种基于预测滑模的高超声速飞行器鲁棒姿态控制方法，其特征在于，所述的步骤2中具体包括以下步骤，步骤2.1：计算慢回路姿态角跟踪误差；

步骤2.2：设计并预测慢回路控制系统的滑模面；

步骤2.3：设计并预测快回路控制系统的滑模面。

4.根据权利要求3所述的一种基于预测滑模的高超声速飞行器鲁棒姿态控制方法，其特征在于，所述的步骤2.1中具体包括以下步骤，步骤2.1.1：选取慢回路系统的预测模型；

步骤2.1.2：选取基函数；

步骤2.1.3：设计姿态角运动的参考轨迹；

步骤2.1.4：推导慢回路预测模型输出；

步骤2.1.5：误差补偿；

步骤2.1.6：慢回路姿态角跟踪误差。