[发明专利]采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法

摘要

本发明公开了一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，按照以下步骤进行：步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量；步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建；步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建；步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配。本发明保证了稳定裕度的充分性。

主权项

1.一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，按照以下步骤进行：首先，采用姿态陀螺仪测量蝶形飞行器的俯仰角，记为采用速率陀螺仪测量蝶形飞行器俯仰角速度，记为ω_z；其次，将所述俯仰角与俯仰角指令进行比较，得到俯仰角误差，记作e，并且有其中为俯仰角指令；再次，设定俯仰角速度期望值为0，将俯仰角速度ω_z与俯仰角速度期望值进行比较，得到俯仰角速度误差，记作e_ω，并且有进一步的，根据俯仰角速度误差e_ω以及得到俯仰角误差e创建超一型奇次滑模面σ，并且有：σ＝c₁e^13/11+c₂∫e^11/13dt+c₃e_ω+c₄∫edt；其中，c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；e为飞行器的俯仰角误差；更进一步的，创建蝶形飞行器的姿态角控制律u，并且有：其中，u_eq、u_s为控制量的两部分；其中，u_eq为等效控制量，u_s为滑模控制量；e为飞行器的俯仰角误差；σ为超一型奇次滑模面；τ₁、k₁、k₂、k₃、k₄为待设计的正参数；c₁、c₂、c₃与c₄为待设计的正参数；a₂₄为蝶形飞行器的气动参数标称值；为蝶形飞行器的俯仰角；θ为蝶形飞行器的俯仰通道弹道倾角；ω_z为蝶形飞行器的俯仰角速度；最后，分配蝶形飞行器的控制律，并且有：其中，ξ为喷气控制量，且|ξ|<60/57.3；x_b为质心控制量，且|x_b|<1；u为蝶形飞行器的姿态角控制律；c₃为待设计的正参数；k_a为控制分配的分配因子，用于保证两种控制同时到达饱和，且a₂₅、a′为蝶形飞行器的气动参数标称值。