[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

说明书

技术领域

本发明属于飞行器控制技术领域，涉及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。

背景技术

蝶形飞行器由于其独特而绚丽的气动外形，一直深受人类的喜爱，其概念最早出现于科幻小说之中。驾驶与稳定操纵蝶形飞行器也是人类的美丽梦想之一。同时由于其外形的独特，设计与控制难度也特别大。但随着科学技术的发展，目前低速蝶形飞行器的设计与制造已并非不可能。而且随着风洞技术的发展，目前无人蝶形飞行器由于其潜在的军事应用价值而得到了迅猛的发展。

在蝶形飞行器的研究中，除了气动外形的设计与风洞实验外，其稳定控制技术又是研究的难点之一。而蝶形飞行器控制的根本又在于俯仰通道的姿态稳定跟踪控制。传统的PID控制技术在某型气动外形的蝶形飞行器中，由于其非最小相位特性，而难以保证特征点稳定，或者即使稳定也存在稳定裕度不足的问题。

发明内容

为了达到上述目的，本发明提供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，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的一个或者多个问题。

本发明所采用的技术方案是，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，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。

进一步的，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

进一步的，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。

进一步的，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。

进一步的，所述步骤四具体按照以下步骤进行：

分配蝶形飞行器的控制律，并且有：

其中，ξ为喷气控制量，且|ξ|＜60/57.3；x_b为质心控制量，且|x_b|＜1；

u为蝶形飞行器的姿态角控制律；c₃为待设计的正参数；

k_a为控制分配的分配因子，用于保证两种控制同时到达饱和，且

a₂₅、a_z′为蝶形飞行器的气动参数标称值。

进一步的，所述喷气控制量ξ的取值为|ξ|＜60/57.3；质心控制量x_b的取值为|x_b|＜1。