CN112068444B - 一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法 - Google Patents

一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112068444B
CN112068444B CN202011003314.9A CN202011003314A CN112068444B CN 112068444 B CN112068444 B CN 112068444B CN 202011003314 A CN202011003314 A CN 202011003314A CN 112068444 B CN112068444 B CN 112068444B
Authority
CN
China
Prior art keywords
sliding mode
aircraft
nonlinear
signal
angle
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
Application number
CN202011003314.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112068444A (zh
Inventor
雷军委
李恒
晋玉强
王瑞奇
李辉
于进勇
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Naval Aeronautical University
Original Assignee
Naval Aeronautical University
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Naval Aeronautical University filed Critical Naval Aeronautical University
Priority to CN202011003314.9A priority Critical patent/CN112068444B/zh
Publication of CN112068444A publication Critical patent/CN112068444A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112068444B publication Critical patent/CN112068444B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
    • G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
    • G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
    • G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Artificial Intelligence (AREA)
  • Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Medical Informatics (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)

Abstract

本发明是关于一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，属于飞行器控制领域。其首先测量飞行器的攻角与俯仰角速率以及俯仰舵偏，然后通过攻角与攻角指令的比较形成误差信号，再进行非线性积分，以及通过攻角误差与俯仰角速率信号组成非线性滑模面。其次，通过滑模面信息与飞行器受力与力矩相关分析，形成自适应补偿项与鲁棒不确定项，对系统的不确定性进行补偿与鲁棒控制，最后通过滑模控制的等效控制项与反馈控制项，组成最终的非线性滑模控制律，实现了对给定攻角的跟踪。该方法的优点在于采用了非线性滑模，使得系统在动态与稳态响应中都具有良好的非线性特性，从而使得整个方法具有很好的自适应能力，能自动适应外部环境的变化。

Description

一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法
技术领域
本发明涉及飞行器飞行器控制领域，具体而言，涉及一种采用非线性自适应滑模来实现飞行器攻角跟踪控制的方法。
背景技术
飞行器控制问题不仅具有很高的军事价值，而且近年来随着民用无人机技术的发展，其在民用上也具有越来越高的经济价值。而飞行器控制中最为关心的是控制算法的适应性问题与抵御系统不确定性的能力。其主要原因在于实际飞行中，气流、温度、风干扰等不确定性因素的影响，使得飞行器系统面临不确定性的扰动而使得整个系统不稳定，甚至发生机毁人亡的惨剧。而且随着飞行环境，尤其是飞行高度的变化，飞行器模型参数不可避免地发生缓慢的迁移。传统PID控制是基于线性系统理论来设计的，因此其很少从自适应的角度来进行设计。而滑模控制自诞生以来就以良好的抗干扰能力与强鲁棒性而获得工程应用者的好评。基于上述背景原因，本发明提供了一种滑模、自适应与鲁棒相结合的方法，实现飞行器俯仰通道的攻角跟踪控制，尤其是新颖独特的非线性滑模设计，使得其具有优良独特的动态与稳定效果，从而也使得本发明具有很高的工程实用价值。
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非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，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动态性能与稳态性能难以兼顾与控制鲁棒性不足的问题。
根据本发明的一个方面，提供一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，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，对飞行器俯仰舵偏角进行测量；
步骤S20，对所述的攻角误差指令，分别依次进行积分与非线性积分，得到误差的积分信号与非线性积分信号，然后对所述的舵偏角与俯仰角速度信号与误差信号进行组合，得到非线性滑模信号；
步骤S30，根据所述的非线性滑模面与攻角误差信号以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计参数自适应规律，并组成滑模自适应补偿项；
步骤S40，根据所述的非线性滑模面与攻角误差值以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计系统不确定性的鲁棒自适应项与等效控制项；
步骤S50，根据所述的非线性滑模面信号，设计滑模反馈控制项，并与所述的等效控制项、滑模自适应补偿项与系统不确定性的鲁棒自适应控制项进行组合，得到最终的非线性滑模控制律，输送给飞行器俯仰舵系统，控制俯仰舵机，实现俯仰通道的给定攻角跟踪。
在本发明的一种示例实施例中，根据攻角误差指令，分别依次进行积分与非线性积分，得到误差的积分信号与非线性积分信号，然后对所述的舵偏角与俯仰角速度信号与误差信号进行组合，得到非线性滑模信号包括：
e＝α-αd；
s1＝∫edt；
Figure BDA0002695059500000031
s3＝(1+δ2+ω2)e；
w＝s1+c1s2+c2s3；
其中α为飞行器攻角信号，αd为飞行器的攻角指令信号，e为攻角误差信号，s1为误差积分信号，dt表示对时间信号积分，s2为误差的非线性积分信号，c1、c2、ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施，δ为俯仰舵偏角信号，ω为飞行器俯仰角速度，s3为误差非线性项，w为非线性滑模信号。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的非线性滑模面与攻角误差信号以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计参数自适应规律，并组成滑模自适应补偿项包括：
f4＝a11α3+a12α|α|+a13α+a14；
f5＝a21α3+a22α|α|+a23α+a24
其中a11、a12、a13、a14为飞行器受力分析时通过实验得到的相关气动参数数据；a21、a22、a23、a24为飞行器力矩分析时通过实验得到的相关气动参数数据。f4为根据飞行器的气动参数数据的构造飞行器受力相关的函数，f5为构造飞行器受力矩相关的函数。
Figure BDA0002695059500000032
f1＝1+α2+δ2f1＝1+α2+δ2，f2＝2α，f3＝2δ；
其中w1为滑模自适应补偿项，
Figure BDA0002695059500000033
为自适应系数，其初始值取0，计算方式如下：
Figure BDA0002695059500000034
Figure BDA0002695059500000041
Figure BDA0002695059500000042
Figure BDA0002695059500000043
其中k1、k2、k3、k4、T1、ε2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，根据所述的非线性滑模面与攻角误差值以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计系统不确定性的鲁棒自适应项与等效控制项包括：
Figure BDA0002695059500000044
其中w2为飞行器系统不确定性的鲁棒自适应控制项，
Figure BDA0002695059500000045
为自适应系数，其初始值取0，计算方式如下：
Figure BDA0002695059500000046
Figure BDA0002695059500000047
其中k5、k6为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
Figure BDA0002695059500000048
其中w3为滑模控制中的等效控制项，a为飞行器俯仰舵机的时间常数，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，根据所述的非线性滑模面信号，设计滑模反馈控制项，并与所述的等效控制项、滑模自适应补偿项与系统不确定性的鲁棒自适应控制项进行组合，得到最终的非线性滑模控制律包括：
Figure BDA0002695059500000049
u＝w1+w2+w3+w4；
其中w4为滑模反馈控制项，k7、k8、k8与ε3为常值参数，其详细设置见后文案例实施。w3为等效控制项、w1为滑模自适应补偿项、w2为系统不确定性的鲁棒自适应控制项，u为最终的非线性滑模控制律。
最终，将所述的非线性滑模控制律输送给飞行器俯仰舵系统，即可实现对给定攻角跟踪的控制任务。
有益效果
本发明提供的一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，其优点之一在于滑模面的非线性构成，使得其在动态时，随着攻角与舵偏角以及俯仰角速度增大时，其误差系数反而增大，能够形成正反馈，使得响应速度增加；同时在稳态时，随着攻角的减小，而积分效应增强，从而使得稳态的误差较小，稳态效果较好。从而使得本方法在动态性能与稳态性能上能够相互兼顾。其优点之二在于非线性滑模本身提供了良好的鲁棒性，使得控制算法具有很好的容错性，从而对模型参数的精度要求较低。其优点之三在于采用了自适应与滑模相结合的方法，使得其具有自适应能力，能够自动适应气动参数与飞行环境的缓慢迁移变化。
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非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法的流程图；
图2是本发明实施例所提供方法的攻角曲线(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攻角与指令信号对比曲线(单位：度)；
图5是本发明实施例所提供方法的飞行器的攻角误差信号曲线(单位：度)；
图6是本发明实施例所提供方法的飞行器的非线性滑模信号曲线(无单位)；
图7是本发明实施例所提供方法的飞行器滑模自适应补偿项曲线(无单位)；
图8是本发明实施例所提供方法的飞行器等效控制项曲线(无单位)；
图9是本发明实施例所提供方法的飞行器非线性滑模控制律曲线(无单位)；
图10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)。
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非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，通过测量攻角与攻角指令形成的攻角误差信号，同时匹配俯仰角速率、舵偏角信号，然后通过新颖独特的非线性滑模设计，使得其稳态与动态的特性能够被兼顾。其次，通过飞行器模型气动参数的分析，设计了自适应补偿项与鲁棒控制项，使得控制方法能够自动适应飞行器飞行中的参数缓慢变迁，以及抵御飞行器中的气动参数不确定性。最后通过滑模面的负反馈与等效控制量设计，形成最终的自适应滑模控制律，实现对给定攻角信号的跟踪。
下面，将结合附图对本发明的一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法包括以下步骤：
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，对飞行器俯仰舵偏角进行测量；
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。其次，根据飞行器的任务需求，设置飞行器的攻角指令信号，记作αd。对两者进行比较，得到攻角误差信号，记作e，其计算方式为：e＝α-αd。然后，采用陀螺仪对飞行器的俯仰角速度进行测量，记作ω。最后，对飞行器的俯仰舵偏角信号进行测量，记作δ。值得说明的是，俯仰舵偏角的测量在一般舵系统中具有测量反馈的电位计，无需重新安装测量设备。
步骤S20，对所述的攻角误差指令，分别依次进行积分与非线性积分，得到误差的积分信号与非线性积分信号，然后对所述的舵偏角与俯仰角速度信号与误差信号进行组合，得到非线性滑模信号；
具体的，首先针对所述的攻角误差信号e，进行积分得到误差积分信号，记作s1，其积分运算如下：
s1＝∫edt；
其中dt表示对时间信号积分。
其次，针对所述的攻角误差信号进行非线性积分，得到误差的非线性积分信号，记作s2，其计算方式为：
Figure BDA0002695059500000081
其中ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施，α为飞行器攻角，其作用在于当攻角较小时，非线性积分作用较大，而攻角较大时，积分作用较小，也就是动态过程中，积分作用较小，稳态时积分作用大，有利于消除攻角静差。
然后，针对所述的攻角误差信号，与舵偏角与俯仰角速率信号进行组合，得到误差非线性项，记作s3，其计算方式如下：
s3＝(1+δ2+ω2)e；
最后，对所述的误差非线性、误差积分项与误差非线性积分项进行组合，得到最终的非线性滑模信号，记作w，其计算方式如下：
w＝s1+c1s2+c2s3；
其中c1、c2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。该非线性滑模面的其物理意义在于当舵偏角与俯仰角速率较大时，误差的比例系数增大，此时将增大系统的响应速度，起到正反馈作用。而当系统处于稳态时，舵偏角与俯仰角较小，此时误差的比例系数减小，可以减轻系统的振荡。
步骤S30，根据所述的非线性滑模面与攻角误差信号以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计参数自适应规律，并组成滑模自适应补偿项；
具体的，首先根据飞行器的气动参数数据，构造飞行器受力相关的函数，记作f4，构造飞行器受力矩相关的函数，记作f5，其计算方式如下：
f4＝a11α3+a12α|α|+a13α+a14；
f5＝a21α3+a22α|α|+a23α+a24
其中a11、a12、a13、a14为飞行器受力分析时通过实验得到的相关气动参数数据；a21、a22、a23、a24为飞行器力矩分析时通过实验得到的相关气动参数数据。
其次，根据所述的滑模面信号，构造滑模自适应补偿项，记作w1，其计算方式如下：
Figure BDA0002695059500000091
f1＝1+α2+δ2f1＝1+α2+δ2，f2＝2α，f3＝2δ；
其中
Figure BDA0002695059500000092
为自适应系数，其初始值取0，计算方式如下：
Figure BDA0002695059500000093
Figure BDA0002695059500000094
Figure BDA0002695059500000095
Figure BDA0002695059500000096
其中k1、k2、k3、k4、T1、ε2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
步骤S40，根据所述的非线性滑模面与攻角误差值以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计系统不确定性的鲁棒自适应项与等效控制项；
具体的，首先，根据攻角受力与力矩分析，构造飞行器系统不确定性的鲁棒自适应控制项，记作w2，其具体的计算方式如下：
Figure BDA0002695059500000097
其中
Figure BDA0002695059500000098
为自适应系数，其初始值取0，计算方式如下：
Figure BDA0002695059500000099
Figure BDA0002695059500000101
其中k5、k6为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
然后，根据攻角误差与非线性滑模面信息，设计滑模控制中的等效控制项，记作w3，其具体的计算方式如下：
Figure BDA0002695059500000102
其中a为飞行器俯仰舵机的时间常数，其详细设计见后文案例实施。
步骤S50，根据所述的非线性滑模面信号，设计滑模反馈控制项，并与所述的等效控制项、滑模自适应补偿项与系统不确定性的鲁棒自适应控制项进行组合，得到最终的非线性滑模控制律，输送给飞行器俯仰舵系统，控制俯仰舵机，实现俯仰通道的给定攻角跟踪。
具体的，首先根据所述的非线性滑模面信号w，设计如下的滑模反馈控制项，记作w4，其计算方式如下：
Figure BDA0002695059500000103
其中k7、k8、k8与ε3为常值参数，其详细设置见后文案例实施。
其次，将所述的有所述的滑模反馈控制项w4、等效控制项w3、滑模自适应补偿项w1与系统不确定性的鲁棒自适应控制项w2进行组合，得到最终的非线性滑模控制律，记作u，其计算方式如下：
u＝w1+w2+w3+w4；
最后，将上述非线性滑模控制律u输送给俯仰通道舵系统，控制俯仰舵机输出舵偏角δ，然后控制飞行器俯仰通道的机动，实现飞行器攻角跟踪给定攻角变化，从而完成俯仰通道的控制任务。
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S10中，对攻角进行测量，得到攻角曲线如图2所示，对俯仰角速率进行测量，得到俯仰角速率曲线如图3所示，设定攻角指令信号αd＝3+sin(t)，得到的攻角与指令信号对比曲线如图4所示，同时攻角误差信号如图5所示。
在步骤S20中，选取ε1＝0.003，得到非线性滑模信号如图6所示。
在步骤S30中，选取k1＝0.2、k2＝0.1、k3＝0.2、k4＝0.1、T1＝0.001、ε2＝0.008，a11＝-252、a12＝48、a13＝-32、a14＝-43、a21＝367、a22＝-254、a23＝-56、a24＝-22，得到滑模自适应补偿项如图7所示。
在步骤S40中，选取k5＝0.3、k6＝0.4，a＝80，得到等效控制项如图8所示。
在步骤S50中，k7＝5、k8＝4、k8＝3与ε3＝0.01，得到的非线性滑模控制律如图9所示，而飞行器俯仰舵偏角信号如图10所示。
由图2、图4可以看出，飞行器的攻角能够跟踪正弦变换的攻角指令变换，尽管有些滞后，但其能够满足飞行器控制的任务需求。而且当攻角指令信号为常值时，其静差将随着时间增加而减小。由图3可以看出飞行器俯仰角速率也是正弦变化，其主要是由于攻角指令的正弦变化引起的。图5攻角误差信号几乎收敛于0，由图6可以看出非线性滑模面信号也是近似正弦变化，其提供最终控制信号的主要成分，驱动飞行器攻角作正弦变化。图7为自适应项，图8为等效控制项，图9为最终的非线性滑模控制律曲线，图10为俯仰舵偏角曲线。可以看出图9与图10形状趋于一致，主要是两者之间的单位不同，数值差别57.3倍，而且在初始段由部分不同，而后期几乎趋于一致，说明飞行器俯仰舵能够响应其输入的信号，即俯仰舵能跟踪非线性滑模控制律曲线。由以上案例可以看出，本发明所提供方法是有效的，而且整个控制方法的鲁棒性与自适应能力比较强。尤其是其随着攻角与俯仰角速度的大小变换而产生正反馈效果，使得其动态与稳定都具有很好的效果，从而使得整个方法具有很好的工程应用价值与应用效果，具有很好的推广应用价值。
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 (5)

1.一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，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，对飞行器俯仰舵偏角进行测量；
步骤S20，对所述的攻角误差指令，分别依次进行积分与非线性积分，得到误差的积分信号与非线性积分信号，然后对所述的舵偏角与俯仰角速度信号与攻角误差信号进行组合，得到非线性滑模面信号；
步骤S30，根据所述的非线性滑模面信号与攻角误差信号以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计参数自适应规律，并组成滑模自适应补偿项；
步骤S40，根据所述的非线性滑模面信号与攻角误差值以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计系统不确定性的鲁棒自适应项与等效控制项；
步骤S50，根据所述的非线性滑模面信号，设计滑模反馈控制项，并与所述的等效控制项、滑模自适应补偿项与系统不确定性的鲁棒自适应控制项进行组合，得到最终的非线性滑模控制律，输送给飞行器俯仰舵系统，控制俯仰舵机，实现俯仰通道的给定攻角跟踪。
2.根据权利要求1所述的一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据攻角误差指令，分别依次进行积分与非线性积分，得到误差的积分信号与非线性积分信号，然后对所述的舵偏角与俯仰角速度信号与误差信号进行组合，得到非线性滑模面信号包括：
e＝α-αd；
s1＝∫edt；
Figure FDA0003460194850000021
s3＝(1+δ2+ω2)e；
w＝s1+c1s2+c2s3；
其中α为飞行器攻角信号，αd为飞行器的攻角指令信号，e为攻角误差信号，s1为误差积分信号，dt表示对时间信号积分，s2为误差的非线性积分信号，c1、c2、ε1为常值参数，δ为俯仰舵偏角信号，ω为飞行器俯仰角速度，s3为误差非线性项，w为非线性滑模面信号。
3.根据权利要求2所述的一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据所述的非线性滑模面与攻角误差信号以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计参数自适应规律，并组成滑模自适应补偿项包括：
f4＝a11α3+a12α|α|+a13α+a14；
f5＝a21α3+a22α|α|+a23α+a24；
Figure FDA0003460194850000022
f1＝1+α2+δ2f1＝1+α2+δ2，f2＝2α，f3＝2δ；
Figure FDA0003460194850000023
Figure FDA0003460194850000024
Figure FDA0003460194850000025
Figure FDA0003460194850000026
其中a11、a12、a13、a14为飞行器受力分析时通过实验得到的相关气动参数数据；a21、a22、a23、a24为飞行器力矩分析时通过实验得到的相关气动参数数据；f4为根据飞行器的气动参数数据的构造飞行器受力相关的函数，f5为构造飞行器受力矩相关的函数；其中w1为滑模自适应补偿项，
Figure FDA0003460194850000031
Figure FDA0003460194850000032
为自适应系数，其初始值取0；k1、k2、k3、k4、T1、ε2为常值参数。
4.根据权利要求3所述的一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据所述的非线性滑模面与攻角误差值以及飞行器的受力与力矩分析的相关函数，设计系统不确定性的鲁棒自适应项与等效控制项包括：
Figure FDA0003460194850000033
Figure FDA0003460194850000034
Figure FDA0003460194850000035
Figure FDA0003460194850000036
其中w2为飞行器系统不确定性的鲁棒自适应控制项，
Figure FDA0003460194850000037
为自适应系数，其初始值取0，其中k5、k6为常值参数；w3为滑模控制中的等效控制项，a为飞行器俯仰舵机的时间常数。
5.根据权利要求4所述的一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据所述的非线性滑模面信号，设计滑模反馈控制项，并与所述的等效控制项、滑模自适应补偿项与系统不确定性的鲁棒自适应控制项进行组合，得到最终的非线性滑模控制律包括：
Figure FDA0003460194850000038
u＝w1+w2+w3+w4；
其中w4为滑模反馈控制项，k7、k8、k8与ε3为常值参数；w3为等效控制项、w1为滑模自适应补偿项、w2为系统不确定性的鲁棒自适应控制项，u为最终的非线性滑模控制律。
CN202011003314.9A 2020-09-22 2020-09-22 一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法 Expired - Fee Related CN112068444B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011003314.9A CN112068444B (zh) 2020-09-22 2020-09-22 一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011003314.9A CN112068444B (zh) 2020-09-22 2020-09-22 一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112068444A CN112068444A (zh) 2020-12-11
CN112068444B true CN112068444B (zh) 2022-02-15

Family

ID=73682246

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011003314.9A Expired - Fee Related CN112068444B (zh) 2020-09-22 2020-09-22 一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112068444B (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112130578B (zh) * 2020-09-22 2022-06-28 中国人民解放军海军航空大学 一种采用滑模与切换控制实现飞行器攻角跟踪的方法
CN117289598B (zh) * 2023-08-01 2024-06-11 北京理工大学重庆创新中心 一种飞行器的反步滑模控制方法及系统
CN117826617B (zh) * 2024-03-04 2024-05-10 西北工业大学 基于智能网络模型的飞行器预设性能滑模控制方法及装置

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102880060A (zh) * 2012-10-25 2013-01-16 北京理工大学 再入飞行器自适应指数时变滑模姿态控制方法
CN104793625A (zh) * 2015-04-17 2015-07-22 西北工业大学 一种自主水下航行器动态抗饱和俯仰角控制方法
CN105607472A (zh) * 2015-11-10 2016-05-25 江苏科技大学 非线性二元机翼的自适应反演滑模控制方法及装置
CN106330038A (zh) * 2016-10-31 2017-01-11 中国矿业大学 一种基于自适应增益滑模观测器的pmlsm无传感器控制方法
CN110597068A (zh) * 2019-10-16 2019-12-20 西北工业大学 考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法
CN111399530A (zh) * 2020-04-15 2020-07-10 烟台南山学院 一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法
CN111427267A (zh) * 2020-04-01 2020-07-17 山东创惠电子科技有限责任公司 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

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8606375B2 (en) * 2010-06-04 2013-12-10 The Mathworks, Inc. Interactive control of multiple input multiple output control structures

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102880060A (zh) * 2012-10-25 2013-01-16 北京理工大学 再入飞行器自适应指数时变滑模姿态控制方法
CN104793625A (zh) * 2015-04-17 2015-07-22 西北工业大学 一种自主水下航行器动态抗饱和俯仰角控制方法
CN105607472A (zh) * 2015-11-10 2016-05-25 江苏科技大学 非线性二元机翼的自适应反演滑模控制方法及装置
CN106330038A (zh) * 2016-10-31 2017-01-11 中国矿业大学 一种基于自适应增益滑模观测器的pmlsm无传感器控制方法
CN110597068A (zh) * 2019-10-16 2019-12-20 西北工业大学 考虑攻角非对称约束的高超声速飞行器鲁棒控制方法
CN111427267A (zh) * 2020-04-01 2020-07-17 山东创惠电子科技有限责任公司 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
CN111399530A (zh) * 2020-04-15 2020-07-10 烟台南山学院 一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"基于终端滑模面的导弹滑模控制器设计";华思雨 等;《弹道学报》;20170930;第29卷(第03期);第20-26页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112068444A (zh) 2020-12-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112068444B (zh) 一种采用非线性自适应滑模的飞行器攻角控制方法
Yan et al. Extended state observer‐based sliding mode fault‐tolerant control for unmanned autonomous helicopter with wind gusts
Lu et al. Flight control design for small-scale helicopter using disturbance-observer-based backstepping
Yu et al. Continuous higher order sliding mode control with adaptation of air breathing hypersonic missile
CN111324142B (zh) 一种导弹驾驶仪扰动补偿控制方法
CN110794864B (zh) 基于姿态角速率与攻角测量的飞行器稳定控制方法
CN111367182A (zh) 考虑输入受限的高超声速飞行器抗干扰反步控制方法
CN110287505B (zh) 飞行器稳定性分析方法
CN111399530A (zh) 一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法
CN111007720A (zh) 高超声速飞行器多传感器故障的非线性自愈合控制方法
CN113670314A (zh) 基于pi自适应两级卡尔曼滤波的无人机姿态估计方法
CN111427267B (zh) 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
CN107831653B (zh) 一种抑制参数摄动的高超声速飞行器指令跟踪控制方法
CN111309040A (zh) 一种采用简化分数阶微分的飞行器纵向俯仰角控制方法
Zhu et al. Adaptive tracking and command shaped vibration control of flexible spacecraft
CN115079574A (zh) 一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿方法
CN113759718B (zh) 一种飞机机翼损伤自适应控制方法
Luo et al. Adaptive neural control of hypersonic vehicles with actuator constraints
Wu et al. Elman Neural Network‐Based Direct Lift Automatic Carrier Landing Nonsingular Terminal Sliding Mode Fault‐Tolerant Control System Design
Ming et al. Velocity Control Based on Active Disturbance Rejection for Air‐Breathing Supersonic Vehicles
Meng et al. Adaptive non‐singular fault‐tolerant control for hypersonic vehicle with unexpected centroid shift
CN107943097B (zh) 飞行器的控制方法、装置和飞行器
Zhou et al. Dynamic surface control based on neural network for an air‐breathing hypersonic vehicle
Chen et al. Sensor cascading fault estimation and control for hypersonic flight vehicles based on a multidimensional generalized observer
CN113189866B (zh) 一种倾转旋翼无人机状态空间模型辨识方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for 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: 20220215