[发明专利]一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法

说明书

本发明是关于一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，属于飞行器控制领域。其采用传感器测量攻角信号，并与攻角期望信号进行比较得到攻角误差信号。再与观测器状态信号进行比较得到观测误差信号，然后由观测与攻角误差生成铰链函数得到观测器增益信号，并对观测器状态信号进行自适应更新。然后根据观测器的观测值与误差非线性积分信号，形成观测器的控制量。然后以控制量为驱动，采用正弦函数与余弦函数生成自适应切换控制律，并与攻角误差的非线性比例积分控制律相复合，形成最终的俯仰通道舵偏角期望信号，并通过俯仰舵偏角的误差信号形成最终的俯仰通道控制律，实现攻角跟踪。该方法的优点在于对飞行器参数变化的自适应能力强。

技术领域

本发明涉及飞行器飞行器控制领域，具体而言，涉及观测器与自适应切换相复合控制来实现飞行器攻角跟踪的方法。

背景技术

飞行器传统设计主要采用PID控制方法，其是基于线性系统理论来进行的。而线性系统理论的主要假设在于飞行器飞行过程中的参数固化，从而在考虑飞行器飞行过程中的参数变迁，以及模型非线性带来的稳定性隐患方面，分析与处理能力较弱。而随着飞行器技术的发展，飞行器的速度越来越高，基于线性理论的设计，越来越难以满足现代飞行器面临的越来越多的强非线性与参数剧烈变化的影响。而观测器方法，不仅能够减少系统状态变量的测量，而且本身具有很好的自适应能力，也使得控制方法对飞行器模型的精度要求不高。

基于上述原因，本发明提出了一类采用观测器的方法，来处理飞行器系统的模型不确定性以及参数变化，同时为了处理飞行器飞行过程中参数快变情况，引入了自适应切换控制，最终观测器与自适应切换复合控制的方法，很好地实现了攻角跟踪，也使得该方法具有很好的工程应用价值。

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观测器与自适应切换复合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控制方法对模型参数变化自适应能力不足的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，包括以下步骤：

步骤S10，将舵系统的舵偏角信号引入控制系统，并在飞行器上安装攻角传感器测量得到飞行器攻角信号，并与飞行器攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号；

步骤S20，根据所述的攻角误差信号，构造观测误差信号。然后根据观测误差信号与攻角误差信号构造误差铰链函数，再设计自适应递推规律，并完成观测器增益的自适应更新，得到观测器增益信号；

步骤S30，根据所述的观测误差与攻角误差，设计观测器系统的非线性误差调节函数，然后对观测器状态进行递推更新，得到观测器状态信号；

步骤S40，根据所述的攻角误差与观测器误差信号进行非线性积分，分别得到攻角误差非线性积分信号与观测误差非线性积分信号，并对观测器状态信号进行综合，得到观测器状态综合信号，然后根据观测器增益信号，组成观测器的控制量信号；

步骤S50，根据所述观测器控制量信号与误差非线性积分信号进行复合得到非线性比例积分信号，并根据观测器控制量信号采用切换自适应方法得到自适应切换控制量，最终组合生成俯仰舵偏角期望信号；

步骤S60，根据所述的俯仰舵偏角期望信号与俯仰舵偏角信号进行比较，得到舵偏角误差信号，然后设计负反馈误差控制信号，然后根据俯仰舵偏角信号组成俯仰通道控制律信号，实现俯仰舵偏角期望信号的跟踪，同时实现俯仰通道的攻角跟踪控制。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的飞行器攻角信号与飞行器攻角指令信号得到攻角误差信号，构造观测误差信号，然后根据观测误差信号与攻角误差信号构造误差铰链函数，设计自适应递推规律得到观测器增益信号包括：