[发明专利]一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统

权利要求书

1.一种飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，包括飞行器模型和内反馈回路、外反馈回路；其中，

所述飞行器模型，用于在非线性非定常气动载荷下，输出飞行器的实际姿态角和实际角速度；

所述外反馈回路，用于基于期望姿态角和所述实际姿态角进行处理，获得参考角速度；

所述内反馈回路，用于对所述实际角速度和参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值，并输出相应的补偿控制指令至飞行器，对非线性非定常气动载荷进行修正，所述内反馈回路包括内回路指令滤波器、自适应控制器和内回路反步控制器；

所述内回路指令滤波器，用于对所述参考角速度进行滤波；

所述自适应控制器，用于对所述实际角速度和滤波后的参考角速度进行处理，获得非线性非定常气动载荷的估计值；

所述内回路反步控制器，用于基于所述实际角速度、滤波后的参考角速度和所述非线性非定常气动载荷的估计值，将自身重构为自适应摄动补偿控制器，输出相应的补偿控制指令。

2.根据权利要求1所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述外反馈回路包括外回路指令滤波器和外回路反步控制器；

所述外回路指令滤波器，用于对期望姿态角进行滤波；

所述外回路反步控制器，用于对所述实际姿态角和滤波后的期望姿态角进行处理，获得参考角速度。

3.根据权利要求1所述的飞行器非线性非定常气动载荷修正系统，其特征在于，所述飞行器模型，描述为：

其中，输入变量u＝[δ_a,δ_e,δ_r,δ_y,δ_z]^T，δ_a表示副翼控制输入，δ_e表示升降舵控制输入，δ_r表示方向舵控制输入，δ_y表示横侧向推力矢量输入，δ_z表示纵向推理矢量输入；外回路状态变量x₁＝[α β φ]^T，α表示迎角，β表示偏航角，φ表示滚转角；内回路状态变量x₂＝[p q r]^T，p表示俯仰角速度，q表示偏航角速度，r表示滚转角速度；中的各元素均为气动参数，δC_lβ是横滚静稳定性导数，δC_m是纵向静稳定性导数，是纵向过失速导数，δC_nβ是航向静稳定性导数；

f₂的表达式如下所示：

其中，f_p(·)、f_q(·)和f_r(·)分别表示俯仰通道、偏航通道和滚转通道的非线性状态函数，记x₀,y₀,z₀分别为飞机质心在地轴系三个坐标轴的投影，则I₁₁,I₂₂,I₃₃分别表示机身绕x₀轴的转动惯量、机身绕y₀轴的转动惯量和机身绕z₀轴的转动惯量，I₁₃表示机身在x₀-z₀轴上的惯性积，分别为俯仰气动力矩、偏航气动力矩和滚转气动力矩；

G₁和G₂为控制效率分配矩阵；为气动和结构复合参数矩阵；

角速率通道气动参数摄动模型，表示为：

θ₂＝θ_2,0+Δθ₂

上式中各项均为参数向量，各参数向量中的各元素表达式如下所示：

其中，带下标r的气动系数为飞机的静态气动参数，方程组等号左侧为整体气动参数，κ_i,i＝1,2,3,4,5是气动参数摄动系数，当摄动为0时，气动参数摄动系数值为0；当摄动不为0时，满足1≤|κ_i|≤10，整体气动参数为静态气动参数与摄动系数的和。