CN111427267A - 一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法 - Google Patents

Abstract

本发明是关于一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，属于飞行器控制领域。其首先通过测量飞行器的攻角与攻角指令对比形成攻角误差，然后通过对飞行器的受力模型分析构成力的自适应补偿以及攻角误差反馈与不确定性鲁棒项组成飞行器俯仰角速度的期望值。然后通过对飞行器力矩分析构成力矩自适应补偿项与俯仰角速度误差反馈项以及鲁棒控制项，组成俯仰舵偏角的期望信号，然后考虑舵系统的动态特性，通过舵偏角误差信号形成反馈控制，实现最终的反演自适应攻角跟踪控制方法。该方法的优点在于层层倒推设计严谨，而且通过攻角、角速度、舵偏角三层的柔化非线性自适应设计，能够实现攻角的快速跟踪。

Description

一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法

技术领域

本发明涉及飞行器飞行器控制领域，具体而言，涉及一种采用反演与自适应方法实现高速飞行器攻角跟踪控制的方法。

背景技术

攻角是飞行器高速运动时所受机动力的主要来源，因此对飞行器的攻角进行指令跟踪控制，对飞行器系统的稳定性与飞行任务的实现，都具有重要的作用。同时，飞行器高速运动时带来的空气动力学复杂性导致其受力与力矩的分析难以得到准确的结果。因此要求飞行器攻角跟踪控制算法具有很好的自适应能力，能够补偿模型的不确定与干扰带来的不利影响。

传统的飞行器一般采用PID控制算法，比较成熟，但其是基于线性系统理论发展起来的一套控制方法，在很多工业控制领域取得了很好的应用。但高速飞行器具有十分复杂的非线性与时变特性，PID算法无法在理论上圆满解决其模型不确定以及强非线性特性。

基于上述背景原因，本发明提出了一种基于飞行器受力与力矩分析得到的特定模式的自适应方法，补偿控制器中的力与力矩不确定性，同时通过反演与反馈控制实现高速运动飞行器攻角的准确控制，具有很高的理论与工程应用价值。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本发明的目的在于提供一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的攻角跟踪对模型参数精度要求过高而导致的自适应能力不足的问题。

根据本发明的一个方面，提供一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，包括以下步骤：

步骤S10，在高速飞行器上安装攻角传感器，对飞行器攻角进行测量，并与攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号，然后安装陀螺仪测量飞行器的俯仰角速度；

步骤S20，对所述的攻角指令信号进行滤波微分求取攻角指令信号的微分信号，然后针对飞行器俯仰舵偏角与攻角误差信号，设计舵偏攻角自适应补偿项；

步骤S30，根据飞行器的受力分析，构造飞行器的受力自适应补偿项，并基于攻角误差信号，设计受力相关系数的自适应估计规律；

步骤S40，根据攻角误差，设计攻角误差反馈控制项与力的不确定性鲁棒控制项，并与攻角指令信号的微分信号、舵偏攻角自适应补偿项以及受力自适应补偿项相结合，构造俯仰角速度的期望信号；

步骤S50，根据所述的俯仰角速度期望信号，进行滤波微分求取俯仰角速率期望信号的滤波微分信号，并将俯仰角速度的测量信号与期望信号进行比较，得到俯仰角速度的误差信号；

步骤S60，根据飞行器的力矩分析，构造飞行器的力矩自适应补偿项，并基于俯仰角速度误差信号，设计力矩相关系数的自适应估计规律；

步骤S70,根据所述的俯仰角速度误差信号，设计角速度误差反馈控制项与力矩不确定性鲁棒控制项，并与俯仰角速度期望信号的微分信号、力矩自适应补偿项相结合，形成俯仰舵偏角的期望信号；

步骤S80,根据所述的俯仰舵偏角期望信号与俯仰舵偏角的反馈信号进行比较，得到舵偏角误差信号，然后设计基于舵偏角误差的反馈控制信号与自适应控制信号，形成最终的俯仰舵机输入信号，实现飞行器俯仰通道的攻角跟踪控制。

在本发明的一种示例实施例中，对所述的攻角指令信号进行滤波微分求取攻角指令信号的微分信号，然后针对飞行器俯仰舵偏角与攻角误差信号，设计舵偏攻角自适应补偿项包括：

z₁＝α-α^d；

其中α为在高速飞行器上安装攻角传感器测量所得的攻角信号，α^d为攻角指令信号，z₁为攻角误差信号。α^d1为攻角期望信号的滞后信号，其中T₁为时间常数，其详细设计见后文案例实施，而s为传递函数的微分算子，表示求导。α^dd为攻角指令微分信号。

其中

为舵偏攻角补偿系数，δ为飞行器舵偏角信号，T₀为时间常数，ε₁为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

即为舵偏攻角补偿系数，其初始值为0，即

f₁₁为舵偏攻角自适应补偿项。

在本发明的一种示例实施例中，构造飞行器的受力自适应补偿项，并基于攻角误差信号，设计受力相关系数的自适应估计规律包括：

其中a₁₁、a₁₂、a₁₃、a₁₄、a₁₅、a₁₆为飞行器受力分析时通过实验得到的相关气动参数数据，

与

为受力相关系数，其初始值设置为0，即

f₁₂为飞行器的受力自适应补偿项，其中k₁₁、ε₂、k₁₂为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，设计攻角误差反馈控制项与力的不确定性鲁棒控制项，并构造俯仰角速度的期望信号包括：

ω^d＝f₁₄+α^dd-f₁₁-f₁₂-f₁₃；

其中V为飞行器的速度估计值，无需准确测量。k₁₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

为攻角不确定性鲁棒控制项系数，其初始值设置为0，即

f₁₃为力的不确定性鲁棒控制项。其中f₁₄为攻角误差反馈控制项，k₁₄、k₁₅、k₁₆、ε₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。ω^d为俯仰角速度的期望信号。

在本发明的一种示例实施例中，根据所述的俯仰角速度期望信号，进行滤波微分求取俯仰角速率期望信号的滤波微分信号与俯仰角速度的误差信号包括：

ω^d1(n+1)＝ω^d1(n)+T₀(ω^d(n)-ω^d1(n))/T₂；

ω^dd＝T₀(ω^d(n)-ω^d1(n))/T₂；

z₂＝ω_z-ω^d；

其中ω^d为所述的俯仰角速度期望信号，ω^d1(n)为滤波输出信号，其初始值选取为0，即ω^d1(1)＝0，T₂为时间常数，详见后文案例实施。ω^dd为所求的俯仰角速率期望微分信号。ω_z为俯仰角速度的测量信号，z₂为俯仰角速度误差信号。

在本发明的一种示例实施例中，构造飞行器的力矩自适应补偿项，并基于俯仰角速度误差信号设计力矩相关系数的自适应估计规律包括：

其中f₂₂为飞行器的力矩自适应补偿项，a₂₁、a₂₂、a₂₃、a₂₄、a₂₅、a₂₆为飞行器力矩分析时通过实验得到的相关气动参数数据，

与

为力矩相关系数，其初始值设置为0，即

中k₂₁、ε₄、k₂₂为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

在本发明的一种示例实施例中，设计角速度误差反馈控制项与力矩不确定性鲁棒控制项，形成俯仰舵偏角的期望信号包括：

δ^d＝f₂₄+ω^dd-z₁-f₂₂-f₂₃；

其中f₂₃为力矩不确定性鲁棒控制项，V为飞行器的速度估计值，无需准确测量。k₂₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

为力矩不确定性鲁棒控制项系数，其初始值设置为0，即

f₂₄为俯仰角速度误差反馈控制项，k₂₄、k₂₅、k₂₆为常值参数，其详细设计见后文案例实施。δ^d为俯仰舵偏角的期望信号。

在本发明的一种示例实施例中，设计基于舵偏角误差的反馈控制信号与自适应控制信号，形成最终的俯仰舵机输入信号包括：

z₃＝δ-δ^d；

其中δ^d为所述的俯仰舵偏角期望信号，δ为俯仰舵偏角信号，z₃为舵偏角误差信号，f₃₄为舵偏角误差反馈控制项，k₃₄、k₃₅、k₃₆为常值参数，其详细设计见后文案例实施。u为俯仰舵系统的输入信号，a为舵系统的时间常数，其详细设计参见舵机的物理响应速度。

根据上述的舵系统输入信号，实现反演控制层层倒推的逻辑，是的舵偏角、俯仰角速度、攻角依次收敛于其所设计的期望值，从而实现攻角的跟踪控制。

有益效果

本发明提供的一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，其优点在于首先通过反演与自适应相结合的方法，实现俯仰舵偏角、俯仰角速度、攻角三层的从内到外，又快到慢的环环相扣，层层相套的严密控制，设计严谨，效果良好，而且物理意义与逻辑清晰，特别便于参数的调试与故障排除。其次，通过引入了俯仰舵偏角、攻角、攻角误差、俯仰角速度四个物理量相关的不同柔化系数，实现了模型参数的非线性自适应调节，使得参数能够根据相应物理量进行分段非线性自适应调节。最后，采用飞行器受力与力矩分析的模式，构建了飞行器的力与力矩的自适应补偿项，更加贴近飞行器的真实受力与力矩的实际情况，从而使得补偿的物理意义明确，也使得整个控制的效果良好。由于其具有良好的自适应能力，从而使得整个方法对飞行器的模型精度要求较低。因此本发明具有很好的理论与工程实用价值。

应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。

附图说明

此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明提供的一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法的流程图；

图2是本发明实施例所提供方法的飞行器的攻角期望值与攻角对比曲线(单位：度)；

图3是本发明实施例所提供方法的飞行器的俯仰角速度曲线(单位：度每秒)；

图4是本发明实施例所提供方法的飞行器的俯仰角速度期望值曲线(单位：米每秒)；

图5是本发明实施例所提供方法的飞行器的俯仰角速度误差曲线(单位：米每秒)；

图6是本发明实施例所提供方法的飞行器的俯仰角速度与期望值比较曲线(单位：米每秒)；

图7是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰舵偏角期望值(单位：度)；

图8是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰舵偏角期误差曲线(单位：度)；

图9是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰舵偏角曲线(单位：度)；

图10是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰舵偏角与舵偏角期望值比较曲线(单位：度)。

具体实施方式

现在将参考附图基础上更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。

本发明提供了一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，其通过飞行器的受力与力矩分析，构建与飞行器实际模型接近的力与力矩自适应补偿项，而且采用攻角、攻角误差、俯仰角速度、舵偏角四个不同物理量进行非线性分段，实现系数的自适应调节。同时通过俯仰舵偏角驱动俯仰角速度、俯仰角速度驱动攻角的逻辑，设计了反演控制器，控制逻辑清晰明确。同时引入了基于飞行器力与力矩分析数据的鲁棒控制项，抵抗系统的不确定性，最后采用逐层误差的负反馈，实现了各层误差的逐步收敛，最终实现飞行器的攻角跟踪控制，具有很好的动态效果与抗干扰能力，也使得整个方法对模型的精度要求不高，从而整个方法具有很高的工程应用价值。

下面，将结合附图对本发明的一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法包括以下步骤：

步骤S10，在高速飞行器上安装攻角传感器，对飞行器攻角进行测量，并与攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号，然后安装陀螺仪测量飞行器的俯仰角速度；

具体的，首先在高速飞行器上安装攻角传感器测量攻角信号，记作α。然后，根据飞行器的任务需求，设置飞行器的攻角指令信号，记作α^d。对两者进行比较，得到攻角误差信号，记作z₁，其计算方式为：z₁＝α-α^d。最后，采用陀螺仪对飞行器的俯仰角速度进行测量，记作ω_z。

步骤S20，对所述的攻角指令信号进行滤波微分求取攻角指令信号的微分信号，然后针对飞行器俯仰舵偏角与攻角误差信号，设计舵偏攻角自适应补偿项；

具体的，首先设计如下的一阶惯性滤波微分器，对攻角期望信号求取滞后信号，记作α^d1，其计算方式如下：

其中T₁为时间常数，其详细设计见后文案例实施，而s为传递函数的微分信号，表示求导。

对所述的攻角指令信号求取攻角指令微分信号，记作α^dd，其计算方式为：

然后，根据所述的攻角误差信号与飞行器俯仰舵偏角信号，设计舵偏攻角补偿系数，记作

其计算方式如下：

其中δ为飞行器舵偏角信号，T₀为时间常数，ε₁为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

即为舵偏攻角补偿系数，其初始值为0，即

最后，根据所述的舵偏攻角补偿系数与俯仰舵偏角反馈信号，设计舵偏攻角自适应补偿项，记作f₁₁，其计算方式如下：

步骤S30，根据飞行器的受力分析，构造飞行器的受力自适应补偿项，并基于攻角误差信号，设计受力相关系数的自适应估计规律；

具体的，首先，根据攻角受力分析，构造飞行器的受力自适应补偿项，记作f₁₂，其具体的计算方式如下：

其中a₁₁、a₁₂、a₁₃、a₁₄、a₁₅、a₁₆为飞行器受力分析时通过实验得到的相关气动参数数据，

与

为受力相关系数，其初始值设置为0，即

然后，根据攻角误差，设计如下的自适应估计规律，对受力相关系数

与

进行自适应估计，其计算如下：

其中k₁₁、ε₂、k₁₂为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S40，根据攻角误差，设计攻角误差反馈控制项与力的不确定性鲁棒控制项，并与攻角指令信号的微分信号、舵偏攻角自适应补偿项以及受力自适应补偿项相结合，构造俯仰角速度的期望信号；

具体的，首先根据攻角误差信号，设计力的不确定性鲁棒控制项，记作f₁₃，其计算方式如下：

其中V为飞行器的速度估计值，无需准确测量。k₁₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

为攻角不确定性鲁棒控制项系数，其初始值设置为0，即

然后，根据攻角误差信号，设计攻角误差反馈控制项，记作f₁₄，其计算如下：

其中k₁₄、k₁₅、k₁₆、ε₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

最后，根据所述的攻角误差反馈控制项、攻角指令信号的微分信号、舵偏攻角自适应补偿项以及受力自适应补偿项相结合，构造俯仰角速度的期望信号，记作ω^d，其计算方式如下：

ω^d＝f₁₄+α^dd-f₁₁-f₁₂-f₁₃；

步骤S50，根据所述的俯仰角速度期望信号，进行滤波微分求取俯仰角速率期望信号的滤波微分信号，并将俯仰角速度的测量信号与期望信号进行比较，得到俯仰角速度的误差信号；

具体的，首先根据所述的俯仰角速度期望信号ω^d，进行如下的滤波微分求取俯仰角速率期望微分信号，记作ω^dd，其计算方式如下：

ω^d1(n+1)＝ω^d1(n)+T₀(ω^d(n)-ω^d1(n))/T₂；

ω^dd＝T₀(ω^d(n)-ω^d1(n))/T₂；

其中ω^d1(n)为滤波输出信号，其初始值选取为0，即ω^d1(1)＝0，T₂为时间常数，详见后文案例实施。

其次，将所述的俯仰角速度的测量信号ω_z与俯仰角速度信号ω^d进行比较，得到俯仰角速度误差信号，记作z₂，其计算方式为：z₂＝ω_z-ω^d。

步骤S60，根据飞行器的力矩分析，构造飞行器的力矩自适应补偿项，并基于俯仰角速度误差信号，设计力矩相关系数的自适应估计规律；

首先，根据飞行器的力矩分析，构造飞行器的力矩自适应补偿项，记作f₂₂，其具体的计算方式如下：

其中a₂₁、a₂₂、a₂₃、a₂₄、a₂₅、a₂₆为飞行器力矩分析时通过实验得到的相关气动参数数据，

与

为力矩相关系数，其初始值设置为0，即

然后，根据俯仰角速度误差，设计如下的自适应估计规律，对力矩相关系数

与

进行自适应估计，其计算如下：

其中k₂₁、ε₄、k₂₂为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

步骤S70,根据所述的俯仰角速度误差信号，设计角速度误差反馈控制项与力矩不确定性鲁棒控制项，并与俯仰角速度期望信号的微分信号、力矩自适应补偿项相结合，形成俯仰舵偏角的期望信号。

具体的，首先根据俯仰角速度误差信号，设计力矩不确定性鲁棒控制项，记作f₂₃，其计算方式如下：

其中V为飞行器的速度估计值，无需准确测量。k₂₃为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

为力矩不确定性鲁棒控制项系数，其初始值设置为0，即

然后，根据俯仰角速度误差信号，设计俯仰角速度误差反馈控制项，记作f₂₄，其计算如下：

其中k₂₄、k₂₅、k₂₆为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

最后，根据所述的俯仰角速度期望信号的微分信号、力矩自适应补偿项相结合与俯仰角速度误差反馈控制项，形成俯仰舵偏角的期望信号，记作δ^d，其计算方式如下：

δ^d＝f₂₄+ω^dd-z₁-f₂₂-f₂₃；

步骤S80,根据所述的俯仰舵偏角期望信号与俯仰舵偏角的反馈信号进行比较，得到舵偏角误差信号，然后设计基于舵偏角误差的反馈控制信号与自适应控制信号，形成最终的俯仰舵机输入信号，实现飞行器俯仰通道的攻角跟踪控制。

具体的，首先对俯仰舵偏角期望信号δ^d与俯仰舵偏角信号δ进行比较，得到舵偏角误差信号，记作z₃，其计算方式为：z₃＝δ-δ^d。

然后，根据舵偏角误差信号，设计舵偏角误差反馈控制项，记作f₃₄，其计算如下：

其中k₃₄、k₃₅、k₃₆为常值参数，其详细设计见后文案例实施。

最后，根据所述的舵偏角误差信号与舵偏角误差反馈控制项，设计俯仰舵系统的输入信号，记作u，其计算方式为：

其中a为舵系统的时间常数，其详细设计参见舵机的物理响应速度。

在上述基础上，俯仰舵系统根据输入信号控制俯仰舵偏角，然后实现飞行器俯仰通道的飞行控制，首先使得飞行器的俯仰舵跟踪俯仰舵偏角期望信号，然后使得飞行器的俯仰角速度跟踪俯仰角速度的期望值，最后实现飞行器的攻角跟踪期望攻角，从而实现整个反演倒退一步一步的控制逻辑。

案例实施与计算机仿真模拟结果分析

为验证本发明所提供方法的正确性与有效性，特提供如下案例仿真进行模拟。

在步骤1中，设置攻角指令信号为α^d＝2+sin t，通过安装攻角传感器，测量攻角曲线如图2所示，同时图上给出了攻角指令曲线，与之形成对比。同时采用陀螺仪测量飞行器的俯仰角速度如图3所示。

在步骤2中，选取T₀＝0.001，T₁＝0.008，ε₁＝0.08。在步骤S30中，选取a₁₁＝-263、a₁₂＝52、a₁₃＝-23、a₁₄＝-1.5、a₁₅＝-13、a₁₆＝4，k₁₁＝0.5、ε₂＝0.04、k₁₂＝1.4。

在步骤S40中，选取k₁₄＝14、k₁₅＝4、k₁₆＝5、ε₃＝0.06，得到的俯仰角速度的期望值曲线如图4所示。

在步骤S50中，选取T₂＝0.006，得到的俯仰角速度误差曲线如图5所示。而将俯仰角速度与其期望值放在同一张图中进行对比得到的曲线如同6所示。

在步骤S60中，选取a₂₁＝312、a₂₂＝-214、a₂₃＝-37、a₂₄＝-4、a₂₅＝78、a₂₆＝13。选取k₂₁＝0.14、ε₄＝0.005、k₂₂＝0.3。在步骤S70中，选取k₂₄＝-15、k₂₅＝-4、k₂₆＝-3。得到俯仰舵偏角的期望信号如图7所示。

在步骤S80中，设置k₃₄＝80、k₃₅＝20、k₃₆＝20，a＝50，得到的舵偏角误差信号如图8所示，最终得到的俯仰舵偏角信号如图9所示，将两者放同一图中比较，如图10所示。

由图10可以看出，最终俯仰舵偏角与其期望信号，几乎完全重合，图8可也可以看出跟踪误差在初始20毫秒有误差，后续几乎快速收敛到0，说明舵系统的快速性比较好，同时由于舵系统的不确定性较小，所以控制误差能够完全快速收敛，效果比较好。而有图4、图5与图6可以看出，俯仰角速度的实际信号与期望信号只能保证大致的跟随特性，无法做到准确快速跟踪，主要是由于系统的物理惯性特性所致，同时还由于系统的不确定性问题，导致无法准确的跟踪。但由图5可以看出，误差具有明显的收敛趋势。而且值得说明的是，该俯仰角速度的跟踪误差，不影响攻角跟踪控制的效果。由图2可以看出，飞行器攻角能够对快速变化的攻角指令进行准确的跟踪，尽管在正弦信号的底部，有部分静差，但该控制效果完全能够满足飞行器控制任务的需要。综上所述，本发明例所提供的基于反演与自适应的攻角跟踪控制方法，具有很好的动态响应特性，也具有很高的工程应用价值。

本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未指明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (7)

1.一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S10，在高速飞行器上安装攻角传感器，对飞行器攻角进行测量，并与攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号，然后安装陀螺仪测量飞行器的俯仰角速度；

步骤S20，对所述的攻角指令信号进行滤波微分求取攻角指令信号的微分信号，然后针对飞行器俯仰舵偏角与攻角误差信号，设计舵偏攻角自适应补偿项；

步骤S30，根据飞行器的受力分析，构造飞行器的受力自适应补偿项，并基于攻角误差信号，设计受力相关系数的自适应估计规律；

步骤S40，根据攻角误差，设计攻角误差反馈控制项与力的不确定性鲁棒控制项，并与攻角指令信号的微分信号、舵偏攻角自适应补偿项以及受力自适应补偿项相结合，构造俯仰角速度的期望信号；

步骤S50，根据所述的俯仰角速度期望信号，进行滤波微分求取俯仰角速率期望信号的滤波微分信号，并将俯仰角速度的测量信号与期望信号进行比较，得到俯仰角速度的误差信号；

步骤S60，根据飞行器的力矩分析，构造飞行器的力矩自适应补偿项，并基于俯仰角速度误差信号，设计力矩相关系数的自适应估计规律；

步骤S70,根据所述的俯仰角速度误差信号，设计角速度误差反馈控制项与力矩不确定性鲁棒控制项，并与俯仰角速度期望信号的微分信号、力矩自适应补偿项相结合，形成俯仰舵偏角的期望信号；

步骤S80,根据所述的俯仰舵偏角期望信号与俯仰舵偏角的反馈信号进行比较，得到舵偏角误差信号，然后设计基于舵偏角误差的反馈控制信号与自适应控制信号，形成最终的俯仰舵机输入信号，实现飞行器俯仰通道的攻角跟踪控制。

2.根据权利要求1一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，其特征在于，对所述的攻角指令信号进行滤波微分求取攻角指令信号的微分信号，然后针对飞行器俯仰舵偏角与攻角误差信号，设计舵偏攻角自适应补偿项包括：

z₁＝α-α^d；

其中α为在高速飞行器上安装攻角传感器测量所得的攻角信号，α^d为攻角指令信号，z₁为攻角误差信号。α^d1为攻角期望信号的滞后信号，其中T₁、T₀为时间常数，ε₁为常值参数，而s为传递函数的微分算子，表示求导。α^dd为攻角指令微分信号。其中

为舵偏攻角补偿系数，δ为飞行器舵偏角信号。

即为舵偏攻角补偿系数，其初始值为0，即

f₁₁为舵偏攻角自适应补偿项。

3.根据权利要求1一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，其特征在于，构造飞行器的受力自适应补偿项，并基于攻角误差信号，设计受力相关系数的自适应估计规律包括：

其中a₁₁、a₁₂、a₁₃、a₁₄、a₁₅、a₁₆为飞行器受力分析时通过实验得到的相关气动参数数据，

与

为受力相关系数，其初始值设置为0，即

f₁₂为飞行器的受力自适应补偿项，k₁₁、ε₂、k₁₂为常值控制参数。

4.根据权利要求1一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，其特征在于，设计攻角误差反馈控制项与力的不确定性鲁棒控制项，并构造俯仰角速度的期望信号包括：

ω^d＝f₁₄+α^dd-f₁₁-f₁₂-f₁₃；

其中V为飞行器的速度估计值，无需准确测量。

为攻角不确定性鲁棒控制项系数，其初始值设置为0，即

f₁₃为力的不确定性鲁棒控制项。其中f₁₄为攻角误差反馈控制项，k₁₃、k₁₄、k₁₅、k₁₆、ε₃为常值参数。ω^d为俯仰角速度的期望信号。

5.根据权利要求1一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，其特征在于，构造飞行器的力矩自适应补偿项，并基于俯仰角速度误差信号设计力矩相关系数的自适应估计规律包括：

其中f₂₂为飞行器的力矩自适应补偿项，a₂₁、a₂₂、a₂₃、a₂₄、a₂₅、a₂₆为飞行器力矩分析时通过实验得到的相关气动参数数据，

与

为力矩相关系数，其初始值设置为0，即

中k₂₁、ε₄、k₂₂为常值参数。

6.根据权利要求1一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，其特征在于，设计角速度误差反馈控制项与力矩不确定性鲁棒控制项，形成俯仰舵偏角的期望信号包括：

ω^d1(n+1)＝ω^d1(n)+T₀(ω^d(n)-ω^d1(n))/T₂；

ω^dd＝T₀(ω^d(n)-ω^d1(n))/T₂；

z₂＝ω_z-ω^d；

δ^d＝f₂₄+ω^dd-z₁-f₂₂-f₂₃；

其中ω^d为所述的俯仰角速度期望信号，ω^d1(n)为滤波输出信号，其初始值选取为0，即ω^d1(1)＝0，T₂为时间常数。ω^dd为所求的俯仰角速率期望微分信号。ω_z为俯仰角速度的测量信号，z₂为俯仰角速度误差信号。其中f₂₃为力矩不确定性鲁棒控制项，V为飞行器的速度估计值，无需准确测量。

为力矩不确定性鲁棒控制项系数，其初始值设置为0，即

f₂₄为俯仰角速度误差反馈控制项，k₂₃、k₂₄、k₂₅、k₂₆为常值参数。δ^d为俯仰舵偏角的期望信号。

7.根据权利要求1一种采用力与力矩自适应估计的高速飞行器攻角跟踪方法，其特征在于，设计基于舵偏角误差的反馈控制信号与自适应控制信号，形成最终的俯仰舵机输入信号包括：

z₃＝δ-δ^d；

其中δ^d为所述的俯仰舵偏角期望信号，δ为俯仰舵偏角信号，z₃为舵偏角误差信号，f₃₄为舵偏角误差反馈控制项，k₃₄、k₃₅、k₃₆为常值参数。u为俯仰舵系统的输入信号，a为舵系统的时间常数。

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