CN105005311B - 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 - Google Patents
一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105005311B CN105005311B CN201510456184.7A CN201510456184A CN105005311B CN 105005311 B CN105005311 B CN 105005311B CN 201510456184 A CN201510456184 A CN 201510456184A CN 105005311 B CN105005311 B CN 105005311B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- msub
- mover
- mrow
- alpha
- omega
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Abstract
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。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器俯仰通道攻角跟踪与控制技术领域，具体涉及一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法。
背景技术
飞行器控制一般可以分为内回路与外回路设计。外回路是在内回路稳定设计的基础上，对飞行器的质心加以控制。因此内回路是飞行器稳定至关重要的核心回路。
内回路比较成熟的设计方法有姿态稳定回路、过载稳定回路。但近年来，由于飞行器速度的增大，以及控制精度要求的提高，尤其是攻角测量与传感技术的发展，基于攻角可测的攻角稳定回路设计，也具有越来越大的工程应用价值。
发明内容
本发明的主要目的之一在于提供一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，本发明计算过程简单，容易实现。
本发明提供一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，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ωz，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uc，输送给舵机，通过舵机控制飞行器攻角信号α跟踪期望值αd；
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：
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：
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：
得到误差系统的模型如下：
设计同步控制律如下：
通过设计合适参数kα1,kα2,kω1,kω2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αd，定义误差信号为首先设计滑模面
对所述滑模面求导得：
设计同步系统的跟踪控制器为：
通过调节参数ks1,ks2,ks3,ks4，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。
进一步的，所述步骤S5具体包括：完成所述控制器参数设计后，将气动参数按照标称值整体增大a％或者缩小a％；
控制器参数大小不变，分析气动参数摄动对该组参数控制效果的影响情况；
如果气动参数摄动后，系统不稳定，则需要进行参数调整，并重新进行控制参数鲁棒性检验，直至参数调整至鲁棒性检验满足要求为止。
本发明的有益效果在于，本发明提供的基于攻角与角速度测量的飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，采用攻角的传感测量，配合速率陀螺仪测量飞行器俯仰角速度技术，与同类控制方法相比具有更好的鲁棒性，更高的攻角控制精度，而且完全不依赖于气动参数的精确信息，尤其适用于对攻角控制精确要求较高的高超声速飞行器控制。
附图说明
图1所示为本发明所提供的方法系统的总体控制框图。
图2所示为本发明所提供的方法实施例1的跟踪控制器δz仿真曲线图。
图3所示为本发明所提供的方法实施例1的飞行器攻角α仿真曲线图。
图4所示为本发明所提供的方法实施例1的飞行器攻角估计值仿真曲线图。
图5所示为本发明所提供的方法实施例1的导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图。
图6所示为本发明所提供的方法实施例1的导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图。
图7所示为本发明所提供的方法实施例2的跟踪控制器δz仿真曲线图。
图8所示为本发明所提供的方法实施例2的飞行器攻角α仿真曲线图。
图9所示为本发明所提供的方法实施例2的飞行器攻角估计值仿真曲线图。
图10所示为本发明所提供的方法实施例2导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图。
图11所示为本发明所提供的方法实施例2的导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图。
图12所示为本发明所提供的方法实施例3的跟踪控制器δz仿真曲线图。
图13所示为本发明所提供的方法实施例3的飞行器攻角α仿真曲线图。
图14所示为本发明所提供的方法实施例3的飞行器攻角估计值仿真曲线图。
图15所示为本发明所提供的方法实施例3的导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图。
图16所示为本发明所提供的方法实施例3的导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图。
具体实施方式
下文将结合具体附图详细描述本发明具体实施例。应当注意的是，下述实施例中描述的技术特征或者技术特征的组合不应当被认为是孤立的，它们可以被相互组合从而达到更好的技术效果。
如图1所示，本发明提供一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，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ωz，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uc，输送给舵机，通过舵机控制飞行器攻角信号α跟踪期望值αd；
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：
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：
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：
得到误差系统的模型如下：
设计同步控制律如下：
通过设计合适参数kα1,kα2,kω1,kω2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αd，定义误差信号为首先设计滑模面
对所述滑模面求导得：
设计同步系统的跟踪控制器为：
通过调节参数ks1,ks2,ks3,ks4，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。
进一步的，所述步骤S5具体包括：完成所述控制器参数设计后，将气动参数按照标称值整体增大a％或者缩小a％；
控制器参数大小不变，分析气动参数摄动对该组参数控制效果的影响情况；
如果气动参数摄动后，系统不稳定，则需要进行参数调整，并重新进行控制参数鲁棒性检验，直至参数调整至鲁棒性检验满足要求为止。
实施例：
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
按照上述步骤，选取某特征点参数如下：α25＝-167.87；α35＝0.243；α24＝-193.65；α34＝1.584；选取控制器参数如下：ka1＝30,ka2＝0.1,kw1＝30,kw2＝0.1，ks1＝7，ks2＝12，ks3＝2，ks4＝5/57.3，ξ＝0.2；
实施例1：首先在无参数摄动情况下进行仿真，得到：跟踪控制器δz仿真曲线图如图2所示；飞行器攻角α仿真曲线图如图3所示；飞行器攻角估计值仿真曲线图如图4所示；导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图如图5所示；导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图如图6所示。
实施例2：然后考虑在有参数摄动情况下进行仿真，取变动参数aijb＝aijd，其中aij为上文标称值，d为摄动参数。当摄动参数d＝2时，得到：跟踪控制器δz仿真曲线图如图7所示；飞行器攻角α仿真曲线图如图8所示；飞行器攻角估计值仿真曲线图如图9所示；导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图如图10所示；导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图如图11所示。
实施例3：当摄动参数d＝0.05时，得到：跟踪控制器δz仿真曲线图如图12所示；飞行器攻角α仿真曲线图如图13所示；飞行器攻角估计值仿真曲线图如图14所示；导弹的俯仰角速率ωz仿真曲线图如图15所示；导弹的俯仰角速率估计值仿真曲线图如图16所示。
本发明提供的基于攻角与角速度测量的飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，采用攻角的传感测量，配合速率陀螺仪测量飞行器俯仰角速度技术，与同类控制方法相比具有更好的鲁棒性，更高的攻角控制精度，而且完全不依赖于气动参数的精确信息，尤其适用于对攻角控制精确要求较高的高超声速飞行器控制。
本文虽然已经给出了本发明的一些实施例，但是本领域的技术人员应当理解，在不脱离本发明精神的情况下，可以对本文的实施例进行改变。上述实施例只是示例性的，不应以本文的实施例作为本发明权利范围的限定。
Claims (1)
1.一种基于攻角与角速度测量的飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，其特征在于按照以下步骤进行：
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ωz，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uc，输送给舵机，通过舵机控制飞行器攻角α来跟踪期望值αd；
S2得到飞行器在某一特征点附近的线性化模型：
<mrow>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>&omega;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>34</mn>
</msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>35</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
</mrow>
<mrow>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>24</mn>
</msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>22</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&omega;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>25</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
</mrow>
其中a34、a35、a24、a22、a25为空气动力学参数；
S3构造二阶同步系统如下：
<mrow>
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mover>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mo>=</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<msub>
<mover>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mo>-</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>-</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
<mo>;</mo>
</mrow>
S4定义误差变量如下：
<mrow>
<msub>
<mi>e</mi>
<mi>&alpha;</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>-</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
</mrow>
<mrow>
<msub>
<mi>e</mi>
<mi>&omega;</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mi>&omega;</mi>
<mo>-</mo>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
</mrow>
得到误差系统的模型如下：
<mrow>
<msub>
<mover>
<mi>e</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mi>&alpha;</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>e</mi>
<mi>&omega;</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>34</mn>
</msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>35</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
</mrow>
<mrow>
<msub>
<mover>
<mi>e</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mi>&omega;</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>24</mn>
</msub>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>22</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&omega;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>a</mi>
<mn>25</mn>
</msub>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>+</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
</mrow>
设计同步控制律如下：
v1＝eω+kα1eα+kα2∫eαdt
v2＝kω1eω+kω2∫eωdt
通过设计合适参数kα1,kα2,kω1,kω2使得同步控制器实现同步功能；
S5针对同步系统，设计同步系统跟踪控制器；
假设期望值为αd，定义误差信号为则首先设计滑模面
<mrow>
<mi>s</mi>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mi>e</mi>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>2</mn>
</mrow>
</msub>
<mrow>
<mo>&Integral;</mo>
<mrow>
<mi>e</mi>
<mi>d</mi>
<mi>t</mi>
</mrow>
</mrow>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>e</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
</mrow>
对滑模求导得：
<mfenced open = "" close = "">
<mtable>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mover>
<mi>s</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mover>
<mi>e</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>2</mn>
</mrow>
</msub>
<mi>e</mi>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>e</mi>
<mo>&CenterDot;&CenterDot;</mo>
</mover>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>2</mn>
</mrow>
</msub>
<mi>e</mi>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>e</mi>
<mo>&CenterDot;&CenterDot;</mo>
</mover>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mo>=</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>2</mn>
</mrow>
</msub>
<mi>e</mi>
<mo>+</mo>
<msub>
<mover>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<mover>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mo>+</mo>
<msub>
<mover>
<mi>v</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
<mtr>
<mtd>
<mrow>
<mo>=</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>2</mn>
</mrow>
</msub>
<mi>e</mi>
<mo>+</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mo>-</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>-</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msub>
<mover>
<mi>v</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
</mrow>
</mtd>
</mtr>
</mtable>
</mfenced>
设计同步系统的跟踪控制器为
<mrow>
<msub>
<mi>&delta;</mi>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>=</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>1</mn>
</mrow>
</msub>
<mo>-</mo>
<mn>1</mn>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mrow>
<mo>(</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>-</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>2</mn>
</mrow>
</msub>
<mi>e</mi>
<mo>+</mo>
<mrow>
<mo>(</mo>
<mo>-</mo>
<mover>
<mi>&alpha;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mo>-</mo>
<msub>
<mover>
<mi>&omega;</mi>
<mo>^</mo>
</mover>
<mi>z</mi>
</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>v</mi>
<mn>2</mn>
</msub>
<mo>)</mo>
</mrow>
<mo>+</mo>
<msub>
<mover>
<mi>v</mi>
<mo>&CenterDot;</mo>
</mover>
<mn>1</mn>
</msub>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>3</mn>
</mrow>
</msub>
<mi>s</mi>
<mo>+</mo>
<msub>
<mi>k</mi>
<mrow>
<mi>s</mi>
<mn>4</mn>
</mrow>
</msub>
<mfrac>
<mi>s</mi>
<mrow>
<mo>|</mo>
<mi>s</mi>
<mo>|</mo>
<mo>+</mo>
<mi>&epsiv;</mi>
</mrow>
</mfrac>
</mrow>
通过调节参数ks1,ks2,ks3,ks4，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。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510456184.7A CN105005311B (zh) | 2015-07-29 | 2015-07-29 | 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510456184.7A CN105005311B (zh) | 2015-07-29 | 2015-07-29 | 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105005311A CN105005311A (zh) | 2015-10-28 |
| CN105005311B true CN105005311B (zh) | 2018-01-30 |
Family
ID=54378018
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510456184.7A Expired - Fee Related CN105005311B (zh) | 2015-07-29 | 2015-07-29 | 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN105005311B (zh) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105353761B (zh) * | 2015-12-02 | 2018-06-12 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种飞机的速度控制方法及装置 |
| CN105468008B (zh) * | 2015-12-12 | 2018-03-02 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种飞机迎角保护控制方法 |
| CN106347636B (zh) * | 2016-08-30 | 2019-03-01 | 中国航空工业集团公司西安飞行自动控制研究所 | 一种推杆失速保护控制方法 |
| CN107132765B (zh) * | 2017-06-01 | 2020-04-28 | 烟台南山学院 | 一种基于轨迹规划的攻击角度与攻击时间控制方法 |
| CN109709978B (zh) * | 2018-11-26 | 2021-12-10 | 北京空天技术研究所 | 一种高超声速飞行器制导控制一体化设计方法 |
| CN110345137B (zh) * | 2019-07-24 | 2020-06-12 | 南京埃斯顿自动化股份有限公司 | 一种复合式液压双缸同步控制方法 |
| CN110794864B (zh) * | 2019-11-29 | 2022-09-30 | 中国人民解放军海军工程大学 | 基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法 |
| CN113448339B (zh) * | 2020-03-25 | 2022-07-01 | 中国人民解放军海军工程大学 | 一种基于虚拟反演的飞行器攻角跟踪控制方法 |
| CN111897223B (zh) * | 2020-08-11 | 2021-04-20 | 哈尔滨工业大学 | 一种考虑自动驾驶仪动态特性的速度追踪制导方法 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3596855A (en) * | 1968-04-11 | 1971-08-03 | Elliott Brothers London Ltd | Aircraft control system |
| CN102645933A (zh) * | 2012-05-02 | 2012-08-22 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | 飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法 |
-
2015
- 2015-07-29 CN CN201510456184.7A patent/CN105005311B/zh not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3596855A (en) * | 1968-04-11 | 1971-08-03 | Elliott Brothers London Ltd | Aircraft control system |
| CN102645933A (zh) * | 2012-05-02 | 2012-08-22 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | 飞行器实现大空域机动的组合过载控制方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| Sliding Mode Based Integrated Guidance and Autopilot for Chasing UAV with the Concept of Time-Scaled Dynamic Inversion;Takeshi Yamasaki等;《2011 American Control Conference》;20110701;第1958-1603页 * |
| 基于滑模自适应控制的不确定混沌系统修正函数投影同步;余名哲，张友安，吴华丽;《海军航空工程学院学报》;20141231;第29卷(第2期);第101-104页 * |
| 基于自适应滑模控制的高超声速巡航飞行器攻角控制律设计;熊柯，夏智勋，郭振云;《弹箭与制导学报》;20101231;第30卷(第6期);第35-38页 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105005311A (zh) | 2015-10-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105005311B (zh) | 一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法 | |
| CN108490788B (zh) | 一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法 | |
| CN105159305B (zh) | 一种基于滑模变结构的四旋翼飞行控制方法 | |
| WO2014028519A1 (en) | Estimating a wind vector | |
| CN111399531B (zh) | 高超声速飞行器滑翔段制导与姿态控制一体化设计方法 | |
| CN105242676A (zh) | 一种有限时间收敛时变滑模姿态控制方法 | |
| CN104656450B (zh) | 一种高超声速飞行器平稳滑翔再入弹道设计方法 | |
| CN105652880B (zh) | 用于飞行器大空域飞行的非线性抗饱和高度指令生成方法 | |
| CN110162071A (zh) | 一种高超声速飞行器再入末段姿态控制方法及系统 | |
| CN105865455A (zh) | 一种利用gps与加速度计计算飞行器姿态角的方法 | |
| CN105550402B (zh) | 一种基于攻角或倾侧角变频的高超平稳机动滑翔弹道设计方法 | |
| CN105259750A (zh) | 一种四旋翼飞行器保持机体平衡的方法 | |
| CN105022403B (zh) | 滑翔飞行器的纵向轨迹控制增益的确定方法 | |
| CN104865970A (zh) | 一种无人机飞行轨迹跟踪控制系统 | |
| CN105573340A (zh) | 一种固定翼无人机抗侧风的飞行控制方法 | |
| CN105843232B (zh) | 一种飞行器滑翔减速控制方法 | |
| JP4617990B2 (ja) | 自動飛行制御装置、自動飛行制御方法及び自動飛行制御プログラム | |
| Yongliang et al. | Attitude estimation for small helicopter using extended kalman filter | |
| CN106681337B (zh) | 基于奇次滑模的平流层飞艇定高飞行控制方法 | |
| CN109992003A (zh) | 鲁棒性滚转角速率控制方法及系统 | |
| Smit | Autonomous landing of a fixed-wing unmanned aerial vehicle using differential GPS | |
| CN103984353A (zh) | 一种基于运动平台的侧向跑道运动预估及补偿方法 | |
| CN106372307B (zh) | 一种基于气动模型的民机气流角估计方法 | |
| US9889926B2 (en) | Air vehicles and systems for preemptive turbulence mitigation | |
| RU2650307C1 (ru) | Способ формирования адаптивного сигнала управления боковым движением летательного аппарата |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20180130 Termination date: 20180729 |