[发明专利]基于气动参数估计的变体飞行器自适应控制方法

权利要求书

1.一种基于气动参数估计的变体飞行器自适应控制方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：考虑变后掠翼飞行器纵向动力学模型

其中，F_Ix、F_Ikz、F_Iz和M_Iy表示变形过程引起的惯性力矩，其表达式为

该动力学模型包含五个状态变量X＝[V，h，α，γ，q]^T和两个控制输入U＝[δ_e，T]^T，其中V表示速度，h表示高度，α表示攻角，γ表示航迹角，q表示俯仰角速度，δ_e表示舵偏角，T表示推力；D、L和M_A分别表示阻力、升力和俯仰转动力矩；m、I_y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；θ＝α+γ表示俯仰角，S_x表示静力矩，z_T表示推力矩臂长；

步骤2：将变体飞行器动力学模型解耦得到速度子系统(1)、高度子系统(2)和姿态子系统(3)-(5)；

速度子系统(1)写为

式中，表示由式(1)得到的未知非线性函数，表示未知气动参数项，表示已知状态量项，g_v表示由式(1)得到的已知函数；

针对高度子系统，定义高度跟踪误差为设计航迹角期望指令γ_d为

式中，h_d表示高度参考信号，表示高度参考信号的导数，k_h＞0和k_I＞0为设计参数；

定义x₁＝γ，x₂＝θ和x₃＝q，将姿态子系统(3)-(5)变换为

式中，f_i，g_i，i＝1，3表示由式(3)-(5)得到的未知非线性函数，和表示未知气动参数项，和表示已知状态量项；

步骤3：针对速度子系统，定义速度跟踪误差为设计控制输入即推力T为

式中，表示的估计值，V_d表示速度参考信号，表示速度参考信号的导数，k_v＞0为设计参数；

设计参数估计自适应律为

式中，γ_v＞0为设计参数；

步骤4：第1步：定义航迹角跟踪误差为

设计俯仰角虚拟控制量为

式中，和表示和的估计值，k₁＞0为设计参数；

设计一阶滤波器为

式中，表示通过公式(14)所表达的滤波器后获得的信号，为滤波后得到的信号的导数，α₂＞0为设计参数；

设计补偿信号ξ₁为

定义补偿误差设计参数估计自适应律为

式中，和为设计参数；

第2步：定义俯仰角跟踪误差为

设计俯仰角速度虚拟控制量为

式中，k₂＞0为设计参数；

设计一阶滤波器为

式中，表示通过公式(20)所表达的滤波器后获得的信号，为滤波后得到的信号的导数，α₃＞0为设计参数；

定义补偿误差设计补偿信号ξ₂为

第3步：定义俯仰角速度跟踪误差为

设计控制输入即舵偏角δ_e为

式中，和表示和的估计值，k₃＞0为设计参数；

设计补偿信号ξ₃为

定义补偿误差设计参数估计自适应律为

式中，和为设计参数；

步骤5：根据得到的推力T和舵偏角δ_e，返回到飞行器的动力学模型(1)-(5)，对速度和高度进行跟踪控制。

2.根据权利要求1所述的一种基于气动参数估计的变体飞行器自适应控制方法，其特征在于步骤2中所述的k_h＝0.5，k_I＝0.05。