[发明专利]一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法

权利要求书

1.一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，在高速飞行器上安装攻角传感器，对飞行器攻角进行测量，并与攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号，然后安装陀螺仪测量飞行器的俯仰角速度，对飞行器俯仰舵偏角进行测量；

步骤S20，对所述的攻角误差指令，分别依次进行积分与非线性积分，得到误差的积分信号与非线性积分信号，然后对所述的舵偏角与俯仰角速度信号与攻角误差信号进行组合，得到非线性滑模面信号；

步骤S30，根据所述的非线性滑模面信号与攻角误差信号以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计参数自适应规律，并组成滑模自适应补偿项；

步骤S40，根据所述的非线性滑模面信号与攻角误差值以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计系统不确定性的鲁棒自适应项与等效控制项；

步骤S50，根据所述的非线性滑模面信号，设计滑模反馈控制项，并与所述的等效控制项、滑模自适应补偿项与系统不确定性的鲁棒自适应控制项进行组合，得到最终的非线性滑模控制律，输送给飞行器俯仰舵系统，控制俯仰舵机，实现俯仰通道的给定攻角跟踪。

2.根据权利要求1所述的一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据攻角误差指令，分别依次进行积分与非线性积分，得到误差的积分信号与非线性积分信号，然后对所述的舵偏角与俯仰角速度信号与误差信号进行组合，得到非线性滑模面信号包括：

e＝α-α^d；

s₁＝∫edt；

s₃＝(1+δ²+ω²)e；

w＝s₁+c₁s₂+c₂s₃；

其中α为飞行器攻角信号，α^d为飞行器的攻角指令信号，e为攻角误差信号，s₁为误差积分信号，dt表示对时间信号积分，s₂为误差的非线性积分信号，c₁、c₂、ε₁为常值参数，δ为俯仰舵偏角信号，ω为飞行器俯仰角速度，s₃为误差非线性项，w为非线性滑模面信号。

3.根据权利要求2所述的一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据所述的非线性滑模面与攻角误差信号以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计参数自适应规律，并组成滑模自适应补偿项包括：

f₄＝a₁₁α³+a₁₂α|α|+a₁₃α+a₁₄；

f₅＝a₂₁α³+a₂₂α|α|+a₂₃α+a₂₄；

f₁＝1+α²+δ²f₁＝1+α²+δ²，f₂＝2α，f₃＝2δ；

其中a₁₁、a₁₂、a₁₃、a₁₄为飞行器受力分析时通过实验得到的相关气动参数数据；a₂₁、a₂₂、a₂₃、a₂₄为飞行器力矩分析时通过实验得到的相关气动参数数据；f₄为根据飞行器的气动参数数据的构造飞行器受力相关的函数，f₅为构造飞行器受力矩相关的函数；其中w₁为滑模自适应补偿项，为自适应系数，其初始值取0；k₁、k₂、k₃、k₄、T₁、ε₂为常值参数。