[发明专利]采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法

权利要求书

1.一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，按照以下步骤进行：

步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量；

步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建；

步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建；

步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配。

2.根据权利要求1所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤一具体按照以下步骤进行：

首先，采用姿态陀螺仪测量蝶形飞行器的俯仰角，记为采用速率陀螺仪测量蝶形飞行器俯仰角速度，记为ω_z；

其次，将所述俯仰角与俯仰角指令进行比较，得到俯仰角误差，记作e，并且有其中为俯仰角指令；

再次，设定俯仰角速度期望值为0，将俯仰角速度ω_z与俯仰角速度期望值进行比较，得到俯仰角速度误差，记作e_ω，并且有

3.根据权利要求2所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤二具体按照以下步骤进行：

根据俯仰角速度误差e_ω以及得到俯仰角误差e创建超一型奇次滑模面σ，并且有：

σ＝c₁e^13/11+c₂∫e^11/13dt+c₃e_ω+c₄∫edt；

其中，c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；e为飞行器的俯仰角误差。

4.根据权利要求3所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤三具体按照以下步骤进行：

创建蝶形飞行器的姿态角控制律u，并且有：

其中，u_eq、u_s为控制量的两部分；其中，u_eq为等效控制量，u_s为滑模控制量；

e为飞行器的俯仰角误差；σ为超一型奇次滑模面；

τ₁、k₁、k₂、k₃、k₄为待设计的正参数；c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；

a₂₄为蝶形飞行器的气动参数标称值；为蝶形飞行器的俯仰角；θ为蝶形飞行器的俯仰通道弹道倾角；ω_z为蝶形飞行器的俯仰角速度。