[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

说明书

本发明是关于一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，属于飞行器控制领域。其首先测量飞行器的攻角与俯仰角速率以及俯仰舵偏，然后通过攻角与攻角指令的比较形成误差信号，再进行非线性积分，以及通过攻角误差与俯仰角速率信号组成非线性滑模面。其次，通过滑模面信息与飞行器受力与力矩相关分析，形成自适应补偿项与鲁棒不确定项，对系统的不确定性进行补偿与鲁棒控制，最后通过滑模控制的等效控制项与反馈控制项，组成最终的非线性滑模控制律，实现了对给定攻角的跟踪。该方法的优点在于采用了非线性滑模，使得系统在动态与稳态响应中都具有良好的非线性特性，从而使得整个方法具有很好的自适应能力，能自动适应外部环境的变化。

技术领域

本发明涉及飞行器飞行器控制领域，具体而言，涉及一种采用非线性自适应滑模来实现飞行器攻角跟踪控制的方法。

背景技术

飞行器控制问题不仅具有很高的军事价值，而且近年来随着民用无人机技术的发展，其在民用上也具有越来越高的经济价值。而飞行器控制中最为关心的是控制算法的适应性问题与抵御系统不确定性的能力。其主要原因在于实际飞行中，气流、温度、风干扰等不确定性因素的影响，使得飞行器系统面临不确定性的扰动而使得整个系统不稳定，甚至发生机毁人亡的惨剧。而且随着飞行环境，尤其是飞行高度的变化，飞行器模型参数不可避免地发生缓慢的迁移。传统PID控制是基于线性系统理论来设计的，因此其很少从自适应的角度来进行设计。而滑模控制自诞生以来就以良好的抗干扰能力与强鲁棒性而获得工程应用者的好评。基于上述背景原因，本发明提供了一种滑模、自适应与鲁棒相结合的方法，实现飞行器俯仰通道的攻角跟踪控制，尤其是新颖独特的非线性滑模设计，使得其具有优良独特的动态与稳定效果，从而也使得本发明具有很高的工程实用价值。

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一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，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攻角跟踪动态性能与稳态性能难以兼顾与控制鲁棒性不足的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，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误差信号进行组合，得到非线性滑模信号；

步骤S30，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；

步骤S40，根据所述的非线性滑模面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。

在本发明的一种示例实施例中，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，得到非线性滑模信号包括：

e＝α-α^d；

s₁＝∫edt；

s₃＝(1+δ²+ω²)e；