[发明专利]一种非最小相位飞行器复合学习滑模控制方法

权利要求书

1.一种非最小相位飞行器复合学习滑模控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：考虑具有非最小相位特性的飞行器纵向通道动力学模型：

所述动力学模型由五个状态量X＝[V,h,γ,α,q]^T和两个控制输入U＝[δ_e,Φ]^T组成；其中，V表示速度，h表示高度，γ表示航迹倾角，α表示攻角，q表示俯仰角速度，δ_e表示舵偏角，Φ表示节流阀开度；T、D、L和M_yy分别表示推力、阻力、升力和俯仰转动力矩；m、I_yy和g分别表示质量、俯仰轴的转动惯量和重力引起的加速度；

相关的力、力矩及参数定义如下：其中表示动压，ρ表示空气密度，均表示气动参数，表示平均气动弦长，z_T表示推力矩臂长，S表示气动参考面积；

步骤2：针对速度子系统(1)，定义速度跟踪误差为：

式中，V_d表示速度指令；设计节流阀开度Φ为：

式中，k_pV>0，k_iV>0和k_dV>0为设计参数；

步骤3：针对高度子系统(2)-(5)，定义高度跟踪误差设计航迹角指令γ_d为：

其中，h_d表示高度参考指令，表示高度参考指令的一阶微分，k_h>0和k_i>0为设计参数；

根据时标分离，将速度看作慢动态，设计航迹角指令的一阶微分为：

其中，表示高度参考指令的二阶微分；

将姿态子系统(3)-(5)的输出由航迹倾角γ重定义为俯仰角θ，其中θ＝α+γ；定义航迹角误差为姿态子系统(3)-(5)进一步写为内动态子系统：

和输入输出子系统：

其中，f₁和f₃是根据飞行器模型得到的未知平滑非线性函数，g₁₂、g₂₂、g₁₃和g₂₃是根据飞行器模型得到的已知项；

步骤4：定义坐标变换设计η₂为：

其中，

定义航迹角误差的积分η₁，由下式得到：

设计俯仰角指令为：

θ_cmd＝-k_θη₁+γ_d (14)

式中，k_θ∈(0,1]为设计参数；

定义俯仰角跟踪误差为：

设计俯仰角速度虚拟控制量为：

俯仰角速度误差动力学如下：

式中，表示未知非线性函数，表示已知项；

用神经网络逼近未知非线性函数

其中，表示的估计值，表示神经网络最优权重向量的估计值，表示神经网络基函数向量，ε₁表示神经网络逼近误差；

定义滑模面为：

式中，c>0为设计参数；

设计舵偏角如下：

式中，k_s>0和为设计参数，为鲁棒项用于消除逼近误差带来的影响；

定义建模误差为：

其中由下式得到：

式中，β₁>0为设计参数；

设计自适应律为：

式中，γ₁>0，γ_z1>0和ξ₁>0为设计参数；

设计更新律为：

式中，ρ₁>0和δ₁>0为设计参数；

步骤5：根据得到的舵偏角δ_e和节流阀开度Φ，返回到飞行器动力学模型(1)-(5)，对高度和速度进行跟踪控制。