CN110989338A - 考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法 - Google Patents

考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法，该系统中考虑气动非线性的二阶滑模控制和双层自适应控制，使得该系统能够在飞行器在做大攻角机动，出现气动非线性的情况下控制飞行器，通过在状态方程中引入考虑气动非线性扰动来给出更为合理的控制指令，进而通过控制指令抵消气动非线性引起的扰动对飞行器的不良影响，通过在控制律中引入滑模面，来保证旋转角误差及旋转角速度误差收敛至0，从而完成本发明。

Description

考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法
技术领域
本发明涉及旋转稳定控制技术领域，具体涉及一种考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法。
背景技术
在飞行器旋转稳定控制领域，气动非线性是影响飞行器旋转稳定的诸多因素之中较为常见且严重的一种，飞行器在做大攻角机动时，气动力呈现明显的非线性特性，一旦出现旋转失效，轻则会影响机体稳定，重则会引起机体失控，造成无法预料的严重后果。因此，考虑气动非线性是当前旋转稳定控制系统设计过程中无法回避的问题。
由于上述原因，本发明人对现有的飞行器旋转稳定控制系统做了深入的研究，设计出一种能够解决上述问题的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法。
发明内容
为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一种考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法，该系统中考虑气动非线性的二阶滑模控制和双层自适应控制，使得该系统能够在飞行器在做大攻角机动，出现气动非线性的情况下控制飞行器，通过在状态方程中引入考虑气动非线性扰动来给出更为合理的控制指令，进而通过控制指令抵消气动非线性引起的扰动对飞行器的不良影响，通过在控制律中引入滑模面，来保证旋转角误差及旋转角速度误差收敛至0，从而完成本发明。
具体来说，本发明的目的在于提一种供考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，该系统能够在飞行器做大攻角机动，出现气动非线性的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定；其中，所述控制系统通过下式(一)解算舵机控制律，
Figure BDA0002311362470000021
本发明所具有的有益效果包括：
(1)在根据本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法中，在考虑气动非线性的基础上进行旋转控制，并保证飞行器旋转通道的稳定；
(2)在根据本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法中，引入二阶滑模面，该滑模面可以保证旋转角误差收敛至0，旋转角速度误差收敛至0，即实现飞行器旋转稳定控制；
(3)在根据本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统及方法中，能够在有限时间实现对飞行器旋转稳定控制，达到快速控制的目的，具有极高的工程实践价值。
附图说明
图1示出本发明实验例1中，利用考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角变化曲线；
图2示出本发明实验例1中，利用考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角速度变化曲线；
图3示出本发明实验例1中，利用考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法在不同攻角的气动系数下获得的舵偏角变化曲线；
图4示出本发明实验例2中，利用考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角变化曲线；
图5示出本发明实验例2中，利用考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角速度变化曲线；
图6示出本发明实验例2中，利用考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法在不同攻角的气动系数下获得的舵偏角变化曲线；
图7示出本发明实验例3中，飞行器分别在考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法、SMC和TMC控制下的旋转角速度变化曲线；
图8示出本发明实验例3中，飞行器分别在本申请中提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法、SMC和TMC控制下的旋转角变化曲线；
图9示出本发明实验例3中，考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法的双层自适应系数变化曲线。
具体实施方式
下面通过附图和实施例对本发明进一步详细说明。通过这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。
在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
气动非线性是飞行器在做大攻角机动时气动系数存在明显的非线性特性，极易引起旋转通道失稳，进而影响飞行器性能；
根据本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，该系统能够在飞行器做大攻角机动，出现气动非线性的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定。该舵机控制律是在考虑了气动非线性的情况下解算出来的，自然能够抵消气动非线性扰动，从而实现旋转通道稳定。
本申请中所述大攻角是指攻角值在10度以上；
本申请中所述气动非线性是指在大攻角状态下，气动系数的变化趋势呈现非线性特性。
在一个优选的实施方式中，所述舵机控制律通过下式(一)获得：
Figure BDA0002311362470000041
其中，δ表示舵机控制律，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，y为微分算子，表示其中的高阶量，
Figure BDA0002311362470000042
表示微分算子的导数，二者之间通过龙格库塔算法求解，为本领域中已知的常识性计算方法，而高阶微分算子为求解控制律的控制参数，无实际意义，Φ(s,L)、α(t)和β(t)都表示自适应控制参数，
Figure BDA0002311362470000043
表示系统补偿；φ表示旋转角，
Figure BDA0002311362470000044
表示旋转角速度。
所述控制系统通过下式(二)的状态方程实时解算旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数，
Figure BDA0002311362470000051
其中，x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，
Figure BDA0002311362470000052
是旋转角误差的导数，即为旋转角速度误差，
Figure BDA0002311362470000053
表示旋转角速度误差的导数，即为旋转角加速度误差，ωRR表示舵机带宽，Kδ表示舵机传动比，δ表示舵机控制律，△表示考虑气动非线性系数引起的扰动；x1＝φ-φd，
Figure BDA0002311362470000054
φd表示期望旋转角，
Figure BDA0002311362470000055
表示期望旋转角速度。
进一步地，ωRR和Kδ都是飞行器上的已知系数，其具体取值预先存储在飞行器中；
φd为预存在飞行器中的期望旋转角信息，
Figure BDA0002311362470000056
为预存在飞行器中的期望旋转角速度信息。
在通过式(二)解算得到旋转角误差的导数
Figure BDA0002311362470000059
和旋转角速度误差的导数
Figure BDA0002311362470000057
以后，再利用四阶龙格库塔解法解算出下一个时刻的飞行器的旋转角φ和旋转角速度
Figure BDA0002311362470000058
并将之代入到式(一)中用以解算出下一个时刻的舵机控制律δ；从而实现循环解算，实时输出舵机控制律δ；其中，优选地，每隔0.001s解算出一次舵机控制律δ；另外，在解算第一个舵机控制律δ时，由于系统尚未完全启动工作，未能通过四阶隆德库塔解算获得旋转角和旋转角速度，将系统赋予的初始旋转角和旋转角速度代入到式(一)中解算舵机控制律δ。所述初始旋转角和旋转角速度可以依据实际需求进行选择设置。
在一个优选的实施方式中，考虑气动非线性系数引起的扰动△通过下式(三)获得，
△＝Cla sin(4x1) (三)
其中，Cla表示气动系数，其取值预先存储在飞行器中，其与弹体本身特性、马赫数及大气密度相关，x1表示旋转角误差。
本申请中通过在解算旋转过载的状态方程中引入△，使得状态方程的输出量成为在考虑气动非线性扰动的基础上的输出量，能够通过计算抵消掉该扰动，输出更为合理的舵机控制律。
在一个优选的实施方式中，所述多变量滑模面s通过下式(四)获得，
Figure BDA0002311362470000061
其中，x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，b1，b2和b3都为设计参数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。
该滑模面可以保证旋转角及旋转角速度收敛至期望数值。滑模变结构控制的原理，是根据系统所期望的动态特性来设计系统的切换超平面，通过滑动模态控制器使系统状态从超平面之外向切换超平面收束。系统一旦到达切换超平面，控制作用将保证系统沿切换超平面到达系统原点，这一沿切换超平面向原点滑动的过程称为滑模控制。由于系统的特性和参数只取决于设计的切换超平面而与外界干扰没有关系，所以滑模变结构控制具有很强的鲁棒性。而该超平面即为滑模面，选择旋转角误差为控制量，则可以保证旋转角误差延滑模面达到系统原点，收敛至0，此时旋转角收敛至期望旋转角。另外该滑模控制选择二阶滑模控制，可以保证控制量及其一阶导数收敛至0，而当旋转角误差收敛至0，其导数亦收敛至0，由于旋转角误差中的期望旋转角为常值，旋转角误差变化率即为旋转角速度，当旋转角误差速率收敛至0时，旋转角速度亦收敛至0。
Figure BDA0002311362470000062
为多变量滑模面s对时间的导数，可通过下式(五)获得：
Figure BDA0002311362470000071
所述系统补偿
Figure BDA0002311362470000072
通过下式(六)获得，
Figure BDA0002311362470000073
在一个优选的实施方式中，所述自适应控制参数α(t)和β(t)通过下式(七)获得，
Figure BDA0002311362470000074
其中，L(t)表示自适应参数，α0和β0都表示自适应系数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。
优选的，自适应参数L(t)满足L(t)>max(L0,△)，max(L0,△)为初始扰动对应的自适应律，自适应律设计过程中需要保证在控制过程中自适应律恒大于初值。L0为正实数，△表示考虑气动非线性系数引起的扰动。
在一个优选的实施方式中，所述自适应控制参数Φ(s,L)通过下式(八)获得，
Figure BDA0002311362470000075
其中，
Figure BDA0002311362470000076
表示自适应参数的导数，s表示多变量滑模面。
在一个优选的实施方式中，所述自适应参数L(t)通过下式(九)获得，
L(t)＝l0+l(t) (九)
其中，l0表示自适应参数初值，该初值取值依据具体控制系统设计，l(t)表示自适应参数时变参数；
所述自适应参数时变参数l(t)通过下式(十)获得，
l(t)＝-ρ(t)sgn(σ(t)) (十)
其中，ρ(t)表示自适应时变参数，σ(t)表示自适应变量；
在一个优选的实施方式中，所述自适应时变参数ρ(t)通过下式(十一)获得，所述自适应变量σ(t)通过下式(十二)获得，
ρ(t)＝q0+q(t) (十一)
Figure BDA0002311362470000081
q0表示定常数，q(t)表示自适应时变参数变量，
Figure BDA0002311362470000082
Figure BDA0002311362470000083
是q(t)的导数，L(t)表示自适应参数，a、ε和β0都表示自适应系数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。γ为设计参数，且γ>0，γ是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中是已知量；
Figure BDA0002311362470000084
表示控制变量估计值。
优选地，所述控制变量估计值
Figure BDA0002311362470000085
可由低通滤波器测量获得；
自适应变量σ(t)对时间的导数如下式(十三)所示，
Figure BDA0002311362470000086
其中，
Figure BDA0002311362470000087
表示自适应时变系数。所述自适应时变系数的设置需要基于控制系统的具体情况，其设置方法为本领域中已有的方法，本申请中对此不作特别限定，优选地，本申请中在设置该自适应时变系数时考虑系统的鲁棒性及快速性。
通过将上述式(二)到式(十三)都代入到式(一)中，即可实时获得舵机控制律，进而能够通过该舵机控制律控制飞行器的滚转，由于该舵机控制律在解算过程中考虑到了大攻角机动出现气动非线性情的情况，从而能够实现旋转通道的稳定。
在一个优选的实施方式中，在解算旋转舵机控制律的过程中，可以对式(五)进行调整得到下式(十四)：
Figure BDA0002311362470000091
其中，设定
Figure BDA0002311362470000092
并将之代入到式(十四)中，进而得到下式(十五)
Figure BDA0002311362470000093
令
Figure BDA0002311362470000094
其中，P为半正定矩阵，且满足p1>0，p2>0和
Figure BDA0002311362470000095
ξ(t)表示双层自适应参数L(t)在有限时间收敛至扰动△对时间的导数，
Figure BDA0002311362470000096
表示扰动的估计值，α0表示自适应系数，α0是系统灌装的固定值，在计算过程中都是已知量，z1、z2、
Figure BDA0002311362470000097
分别表示控制算法转换状态值，
通过上式(十五)对误差进行估计，进而能够用于舵偏角的解算。
进一步优选地，调整式(十五)得到下式(十六)，
Figure BDA0002311362470000098
其中，
Figure BDA0002311362470000099
取李雅普诺夫函数
Figure BDA00023113624700000910
所述自适应系数α0和β0满足下式(十七)
Figure BDA0002311362470000101
T表示矩阵转置；μ表示正系数，μ是系统灌装的固定值，在计算过程中都是已知量。
优选地，双层自适应参数L(t)可使得控制律在存在气动非线性的情形下，控制飞行器在有限时间内将旋转角及旋转角速度收敛到期望数值，拦截时间满足：
Figure BDA0002311362470000102
Treach表示旋转角收敛时间，V1/2(0)表示李雅普诺夫函数初值，γ表示旋转角收敛时间计算参数，
Figure BDA0002311362470000103
λmin(P)表示设计自适应参数的P半正定矩阵的最小值。
本发明中，通过在状态方程中添加考虑气动非线性扰动，在舵偏角控制律中引入滑模面，使得该考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统能够在飞行器大攻角机动出现气动非线性情况下控制飞行器，并且实现旋转通道的稳定。
本发明还提供一种考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法，该方法能够在飞行器做大攻角机动，出现气动非线性的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定；
优选地，所述该方法中包括如下步骤：
步骤1：通过下式(一)解算舵机控制律
Figure BDA0002311362470000111
在获得所述舵机控制律以后，将所述舵机控制律δ传递给舵机系统，由舵机系统根据所述舵机控制率获得舵机控制指令，舵机根据舵机控制指令打舵，从而调整控制飞行器旋转；
所述舵机系统为飞行器中的通用系统，用于作为执行机构打舵工作，调整飞行器的姿态。
步骤2，将步骤1中得到的舵机控制律代入到式(二)中解算旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；
Figure BDA0002311362470000112
其中，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，y为微分算子，表示其中的高阶量，Φ(s,L)、α(t)和β(t)都表示自适应控制参数，
Figure BDA0002311362470000113
表示系统补偿；φ表示旋转角，
Figure BDA0002311362470000114
表示旋转角速度；x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，
Figure BDA0002311362470000115
是旋转角误差的导数，即为旋转角速度误差，
Figure BDA0002311362470000116
表示旋转角速度误差的导数，即为旋转角加速度误差，ωRR表示舵机带宽，Kδ表示舵机传动比，δ表示舵机控制律，△表示考虑气动非线性系数引起的扰动；x1＝φ-φd，
Figure BDA0002311362470000117
φd表示期望旋转角，
Figure BDA0002311362470000118
表示期望旋转角速度。
优选地，该方法还包括步骤3，通过四阶龙格库塔法根据转角误差的导数
Figure BDA0002311362470000119
和旋转角速度误差的导数
Figure BDA00023113624700001110
解算出下一时刻的旋转角φ和旋转角速度
Figure BDA00023113624700001111
再把所述下一时刻的旋转角φ和旋转角速度
Figure BDA00023113624700001112
作为初始值重复步骤2、步骤1，解算下一时刻的旋转角误差的导数和旋转角速度误差的导数，同时获得下一时刻的舵机控制律δ。
优选地，考虑气动非线性系数引起的扰动△通过下式(三)获得，
△＝Cla sin(4x1) (三)
其中，Cla表示气动系数，其取值预先存储在飞行器中，x1表示旋转角误差。
优选地，所述多变量滑模面s通过下式(四)获得，
Figure BDA0002311362470000121
其中，x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，b1，b2和b3都为设计参数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。
优选地，所述自适应控制参数α(t)和β(t)通过下式(七)获得，
Figure BDA0002311362470000122
其中，L(t)表示自适应参数，α0和β0都表示自适应系数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。
优选地，所述自适应控制参数Φ(s,L)通过下式(八)获得，
Figure BDA0002311362470000123
其中，
Figure BDA0002311362470000124
表示自适应参数的导数，s表示多变量滑模面。
优选地，所述自适应参数L(t)通过下式(九)获得，
L(t)＝l0+l(t) (九)
其中，l0表示自适应参数初值，该初值取值依据具体控制系统设计，l(t)表示自适应参数时变参数；
所述自适应参数时变参数l(t)通过下式(十)获得，
l(t)＝-ρ(t)sgn(σ(t)) (十)
其中，ρ(t)表示自适应时变参数，σ(t)表示自适应变量。
优选地，所述自适应时变参数ρ(t)通过下式(十一)获得，所述自适应变量σ(t)通过下式(十二)获得，
ρ(t)＝q0+q(t) (十一)
Figure BDA0002311362470000131
q0表示定常数，q(t)表示自适应时变参数，
Figure BDA0002311362470000132
是q(t)的导数，L(t)表示自适应参数，a、ε和β0都表示自适应系数，是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中都是已知量。γ为设计参数，且γ>0，γ是灌装在飞行器中的固定值，在计算过程中是已知量；
Figure BDA0002311362470000133
表示控制变量估计值。
自适应变量σ(t)对时间的导数如下式(十三)所示，
Figure BDA0002311362470000134
其中，
Figure BDA0002311362470000135
表示自适应时变系数。
实验例
通过计算机进行飞行器的模拟仿真实验，分别选择本申请中提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法和现有技术中已有的考虑气动非线性的有限时间收敛律(SMC)及(TMC)对飞行器进行控制；
本申请中提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法通过下式(一)解算舵机控制律，再通过舵机控制律控制飞行器的旋转通道；
Figure BDA0002311362470000141
其中，考虑气动非线性系数引起的扰动△通过下式获得：
△＝Cla sin(4x1)，
通过下式获得旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；
Figure BDA0002311362470000142
在SMC中，通过下式解算旋转过载，再通过旋转过载控制飞行器的旋转通道；
s2＝x2+λ1x1
δ＝(-k1sgn(s2)+ωRRx2)/Kδ
其中，s2表示该对照组控制器的滑模面，x2表示旋转角速度误差，λ1表示控制系数，x1表示旋转角误差，δ表示舵偏角，k1表示控制系数，ωRR表示舵机带宽，Kδ表示舵机传动比；
在TMC中，通过下式解算旋转过载，再通过旋转过载控制飞行器的旋转通道；
Figure BDA0002311362470000143
δ＝(-k2 sgn(s3)+ωRRx2)/Kδ
其中，s3表示该对照组控制器的滑模面，x2表示旋转角速度误差，λ2表示该控制器的控制系数，
Figure BDA0002311362470000144
为滑模面变量，δ表示舵偏角，k2表示控制系数，ωRR表示舵机带宽，Kδ表示舵机传动比。
在仿真实验中自适应系数、设计参数及部分初值取值如下：
Figure BDA0002311362470000151
实验例1
该实验例1的仿真过程中设定的飞行器的模拟条件为：飞行器转速为0，存在旋转角偏差：
φ(t)＝0(rad)，
Figure BDA0002311362470000152
φd＝-0.67(rad)，
Figure BDA0002311362470000153
图1、图2和图3给出了本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法针对非旋转飞行器在不同攻角的气动系数下旋转角变化曲线、旋转角速度变化曲线及舵偏角变化曲线。图中α表示攻角。
从图1、图2和图3可看出，本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法可以在气动非线性存在的情况下控制飞行器使其实现旋转稳定控制。
实验例2
该实验例2的仿真过程中设定的飞行器的模拟条件为：飞行器匀速旋转，存在旋转角速度偏差：
φ(t)＝6.5(rad)，
Figure BDA0002311362470000154
φd＝5πt(rad)，
Figure BDA0002311362470000155
图4、图5和图6给出了本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法针对匀速旋转飞行器不同攻角的气动系数下旋转角变化曲线、旋转角速度变化曲线及舵偏角变化曲线。图中α表示攻角。
从图4、图5和图6可看出，本发明提供的旋转稳定控制系统可以在气动非线性存在的情况下控制飞行器使其实现旋转稳定控制。
实验例3
该实验例3的仿真过程中设定的飞行器的模拟条件为，大攻角下机动下存在明显气动非线性特性，飞行器的攻角为16°，飞行器转速为0，存在旋转角度偏差：
φ(t)＝0(rad)，
Figure BDA0002311362470000161
φd＝-0.67(rad)，
Figure BDA0002311362470000162
图7给出了飞行器分别在本申请中提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法、SMC和TMC控制下的旋转角速度变化曲线，
图8给出了飞行器分别在本申请中提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法、SMC和TMC控制下的旋转角变化曲线，
图9给出了本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法的自适应系数变化曲线，所述自适应系数变化显示的控制系统稳定性，如果该系数有界且收敛，则证明该自适应控制系统稳定，设计的舵偏角控制系统稳定。
从图7、图8和图9中可以看出，本申请中提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法、SMC和TMC均可以控制飞行器旋转角角速度，而本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法可以用更短的时间收敛到期望值；
而针对旋转角，只有本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法能够实现控制飞行器旋转角，SMC和TMC都不能控制飞行器旋转角；
而本发明提供的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法的双层自适应系数变化曲线显示，本发明设计旋转稳定控制系统在有限时间内收敛稳定，即在0.5s-1.0s内飞行器旋转角与旋转角速度均在可接受范围内收敛至期望值。
以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上，可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护范围内。

Claims (10)

1.一种考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，该系统能够在飞行器做大攻角机动，出现气动非线性的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定，
所述舵机控制律通过下式(一)获得
Figure FDA0002311362460000011
其中，δ表示舵机控制律，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，y为微分算子，表示其中的高阶量，Φ(s，L)、α(t)和β(t)都表示自适应控制参数，
Figure FDA0002311362460000015
表示系统补偿；φ表示旋转角，
Figure FDA0002311362460000016
表示旋转角速度。
2.根据权利要求1所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，
所述控制系统通过下式(二)的状态方程解算旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；
Figure FDA0002311362460000012
其中，x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，
Figure FDA0002311362460000017
是旋转角误差的导数，即为旋转角速度误差，
Figure FDA0002311362460000018
表示旋转角速度误差的导数，即为旋转角加速度误差，ωRR表示舵机带宽，Kδ表示舵机传动比，δ表示舵机控制律，Δ表示考虑气动非线性系数引起的扰动；x1＝φ-φd，
Figure FDA0002311362460000013
φd表示期望旋转角，
Figure FDA0002311362460000014
表示期望旋转角速度。
3.根据权利要求2所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，
考虑气动非线性系数引起的扰动Δ通过下式(三)获得，
Δ＝Cla sin(4x1) (三)
其中，Cla表示气动系数。
4.根据权利要求3所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，
所述多变量滑模面s通过下式(四)获得，
Figure FDA0002311362460000021
其中，b1，b2和b3都为设计参数。
5.根据权利要求3所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，
所述自适应控制参数α(t)和β(t)通过下式(七)获得，
Figure FDA0002311362460000022
其中，L(t)表示自适应参数，α0和β0都表示自适应系数。
6.根据权利要求3所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，
所述自适应控制参数Φ(s，L)通过下式(八)获得
Figure FDA0002311362460000023
其中，
Figure FDA0002311362460000024
表示自适应参数的导数。
7.根据权利要求5或6所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，
所述自适应参数L(t)通过下式(九)获得，
L(t)＝l0+l(t) (九)
其中，l0表示自适应参数初值，l(t)表示自适应参数时变参数，所述自适应参数时变参数l(t)通过下式(十)获得，
l(t)＝-ρ(t)sgn(σ(t))
其中，ρ(t)表示自适应时变参数，σ(t)表示自适应变量。
8.根据权利要求7所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制系统，其特征在于，
所述自适应时变参数ρ(t)通过下式(十一)获得，
所述自适应变量σ(t)通过下式(十二)获得，
ρ(t)＝q0+q(t) (十一)
Figure FDA0002311362460000031
其中，q0表示定常数，q(t)表示自适应时变参数变量，
Figure FDA0002311362460000032
Figure FDA0002311362460000033
是q(t)的导数，γ为设计参数，a、ε和β0都表示自适应系数，
Figure FDA0002311362460000034
表示控制变量估计值。
9.一种考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法，其特征在于，
该方法在飞行器做大攻角机动，出现气动非线性的情况下，提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定。
10.如权利要求9所述的考虑气动非线性的飞行器旋转稳定控制方法，包括：
通过下式(一)解算舵机控制律，
Figure FDA0002311362460000035
将所述舵机控制律δ传递给作为执行机构的舵机系统，由舵机系统根据所述舵机控制率获得舵机控制指令，舵机根据舵机控制指令打舵，从而调整控制飞行器旋转；
和/或，通过上述舵机控制律，获得旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；
Figure FDA0002311362460000041
其中，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，y为微分算子，表示其中的高阶量，Φ(s，L)、α(t)和β(t)都表示自适应控制参数，
Figure FDA0002311362460000042
表示系统补偿；φ表示旋转角，
Figure FDA0002311362460000043
表示旋转角速度；x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，
Figure FDA00023113624600000411
是旋转角误差的导数，即为旋转角速度误差，
Figure FDA0002311362460000044
表示旋转角速度误差的导数，即为旋转角加速度误差，ωRR表示舵机带宽，Kδ表示舵机传动比，δ表示舵机控制律，Δ表示考虑气动非线性系数引起的扰动；x1＝φ-φd，
Figure FDA0002311362460000045
φd表示期望旋转角，
Figure FDA0002311362460000046
表示期望旋转角速度；
并通过四阶龙格库塔法根据转角误差的导数
Figure FDA0002311362460000047
和旋转角速度误差的导数
Figure FDA0002311362460000049
解算出下一时刻的旋转角φ和旋转角速度
Figure FDA0002311362460000048
再把所述下一时刻的旋转角φ和旋转角速度
Figure FDA00023113624600000410
作为初始值再次解算式(二)，获得下一时刻的旋转角误差的导数和旋转角速度误差的导数，同时解算式(一)，从而获得下一时刻的舵机控制律δ。
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