一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法

摘要

本发明公开了一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，包括同步系统的构造；误差系统同步控制律的设计；同步系统反演滑模跟踪器的设计；简化弹体模型的连续仿真验证；气动参数摄动下的鲁棒性检验与参数调整。本发明采用攻角与角速度的测量，配合同步系统的控制技术，提高了系统的抗干扰能力，而且减少了控制器对飞行器气动参数标称信息的依赖。本发明由于同步系统的巧妙构造，使得控制器完全不需要依赖飞行器气动参数的标称信息，而且对未知干扰有很强的鲁棒性。

主权项

一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，其特征在于，步骤包括：S1：采用攻角传感器测量飞行器攻角α，采用速率陀螺仪测量导弹的俯仰角速率ω_z，控制器根据测量信号构成攻角同步跟踪控制器，给出输出控制信号u_c，输送给舵机，通过舵机控制飞行器攻角信号α跟踪期望值α^d；S2：得到飞行器在某一特征点附近的线性化模型，该模型为二阶系统，如下所示：$\begin{array}{c}\stackrel{·}{\alpha }={\omega }_z-a_{34}\alpha -a_{35}{\delta }_z\\ {\stackrel{·}{\omega }}_z=a_{24}\alpha +a_{22}{\omega }_z+a_{25}{\delta }_z\end{array};$S3：根据S2中所述二阶系统，进行同步系统的构造与参数选取,构造二阶同步系统如下：$\begin{array}{c}\stackrel{·}{\hat{\alpha }}={\hat{\omega }}_z-\hat{\alpha }+v_1\\ {\stackrel{·}{\hat{\omega }}}_z=-\hat{\alpha }-{\hat{\omega }}_z-{\delta }_z+v_2\end{array};$S4：根据所述步骤S2及S3中飞行器简化二阶线性系统模型与同步系统，定义误差变量如下：$\begin{array}{c}{e}_{\alpha }=\alpha -\hat{\alpha }\\ e_{\omega }=\omega -\hat{\omega }\end{array};$得到误差系统的模型如下：$\begin{array}{c}{\stackrel{·}{e}}_{\alpha }=e_{\omega }-a_{34}\alpha +\hat{\alpha }-a_{35}{\delta }_z-v_1\\ {\stackrel{·}{e}}_{\omega }=a_{24}\alpha +a_{22}{\omega }_z+a_{25}{\delta }_z+\hat{\alpha }+{\hat{\omega }}_z+{\delta }_z-v_2\end{array};$设计同步控制律如下：v₁=e_ω+k_α1e_α+k_α2∫e_αdtv₂=k_ω1e_ω+k_ω2∫e_ωdt；通过设计合适参数k_α1,k_α2,k_ω1,k_ω2使得同步控制器实现同步功能；S5：针对所述二阶同步系统，设计同步系统跟踪控制器：设定攻角期望信号为α^d，定义误差信号为首先设计滑模面$s=k_{s1}e+k_{s2}\int edt+\stackrel{·}{e};$对所述滑模面求导得：$\stackrel{·}{s}=(k_{s1}-1)({\hat{\omega }}_z-\hat{\alpha }+v_1)+k_{s2}e+(-\hat{\alpha }-{\hat{\omega }}_z-{\delta }_Z+v_2)+{\stackrel{·}{v}}_1;$设计同步系统的跟踪控制器为：${\delta }_z=(k_{s1}-1)({\hat{\omega }}_z-\hat{\alpha }+v_1)+k_{s2}e+(-\hat{\alpha }-{\hat{\omega }}_z+v_2)+{\stackrel{·}{v}}_1+k_{s3}s+k_{s4}\frac{s}{\left|s\right|+ϵ};$通过调节参数k_s1,k_s2,k_s3,k_s4，实现同步系统的攻角跟踪功能；S6：完成所述同步系统跟踪控制器参数设定后，对所述控制器进行气动参数鲁棒性检验及参数调整。