[发明专利]一种高机动飞机气动参数摄动的自适应补偿控制方法

权利要求书

1.一种高机动飞机气动参数摄动的自适应补偿控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

获取高机动飞机的实际姿态角和滤波后的期望姿态角，得到姿态角误差；

基于所述滤波后的期望姿态角的导数和姿态角误差，进行反步动态逆控制处理，获得参考角速度；

获取高机动飞机的实际角速度，与滤波后的参考角速度做差，得到角速度误差；

基于所述角速度误差，对气动参数摄动进行自适应摄动估计，获得气动参数摄动估计值；

基于所述气动参数摄动估计值、角速度误差和滤波后的参考角速度的导数，对高机动飞机进行自适应反步摄动补偿控制，对气动参数摄动进行修复。

2.根据权利要求1所述的高机动飞机气动参数摄动的自适应补偿控制方法，其特征在于，获取高机动飞机的实际姿态角和滤波后的期望姿态角，包括：

构建高机动飞机内外双回路控制模型；其中，所述高机动飞机内外双回路控制模型用于对气动参数摄动进行自适应摄动估计，并对高机动飞机进行自适应反步摄动补偿，修复气动参数摄动；

基于所述高机动飞机内外双回路控制模型，获取所述高机动飞机的实际姿态角；

基于所述高机动飞机内外双回路控制模型对滤波前的期望姿态角进行外回路指令滤波，得到滤波后的期望姿态角。

3.根据权利要求2所述的高机动飞机气动参数摄动的自适应补偿控制方法，其特征在于，所述高机动飞机内外双回路控制模型，包括：

高机动飞机模型，表示为：

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。