[发明专利]基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法

说明书

本发明是关于一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，属于飞行器飞行控制技术领域，该方法包括以下步骤：根据当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号；根据攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号；根据攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建飞行器的攻角跟踪控制信号，并利用攻角跟踪控制信号控制飞行器的稳定。该方法可以通过控制飞行器的姿态角速率以及攻角来增加飞行器的稳定性。

技术领域

本发明属于飞行器飞行控制领域，尤其是涉及一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法。

背景技术

飞行器的稳定控制是一项军民两用的通用技术，也是飞行器设计的关键技术。尤其是高速飞行器，由于为了增大射程减少阻力而选取的灵巧形的气动外形，使得飞行器的自然阻尼比较低，有的飞行器甚至会有开环不稳定现象。因此如何提高飞行器控制系统的稳定裕度，保证其稳定飞行，是飞行器设计领域的工程师与专家们首先关心的核心问题，因为其不仅密切关系到有人飞行器，如民航客机的安全形；对无人飞行器，也关系到其能否稳定可靠地完成预定任务；对军用飞行器，其稳定裕度提高，也意味着其能在更恶劣的战场环境中执行任务，增大飞行器驾驶者生还的概率。

目前，飞行器主流设计控制方法是以姿态角传感测量为主，但随着传感器技术的发展，攻角测量技术也越来越成熟，如国外波音公司早已采用攻角测量技术并引入控制系统。因此，如何通过控制飞行器的姿态角以及攻角来增加飞行器的稳定性成了亟需解决的问题。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，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如何通过控制飞行器的姿态角以及攻角来增加飞行器的稳定性的问题。

本发明提供了一种基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法，包括以下步骤：

步骤S10，对飞行器的当前攻角以及当前俯仰角速率进行测量，并根据所述当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据所述当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号；

步骤S20，对所述攻角误差信号进行积分得到攻角误差积分信号，并根据所述攻角误差信号得到攻角误差近似微分信号，根据所述俯仰角速率误差信号构建俯仰角速率的滤波微分信号；

步骤S30.分别对所述攻角误差信号以及俯仰角速率误差信号进行非线性变换，得到攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号；

步骤S40，根据所述攻角误差信号、俯仰角速率误差信号、攻角误差积分信号、攻角误差近似微分信号、滤波微分信号、攻角误差非线性变换信号以及俯仰角速率误差非线性变换信号构建所述飞行器的攻角跟踪控制信号，并利用所述攻角跟踪控制信号控制所述飞行器的稳定。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述当前攻角以及期望攻角构建攻角误差信号，根据所述当前俯仰角速率以及期望俯仰角速率构建俯仰角速率误差信号包括：

e_α＝α^d-α；

e_ω＝0-ω_z＝-ω_z；

其中，e_α为攻角误差信号，α^d为期望攻角，α为当前攻角；

e_ω俯仰角速率误差信号，所述期望角速率为0，ω_z为当前俯仰角速率信号。