采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法技术

本发明专利技术公开了一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，按照以下步骤进行：步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量；步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建；步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建；步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配。本发明专利技术保证了稳定裕度的充分性。

【技术实现步骤摘要】
采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法
本专利技术属于飞行器控制
，涉及一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法。
技术介绍
蝶形飞行器由于其独特而绚丽的气动外形，一直深受人类的喜爱，其概念最早出现于科幻小说之中。驾驶与稳定操纵蝶形飞行器也是人类的美丽梦想之一。同时由于其外形的独特，设计与控制难度也特别大。但随着科学技术的发展，目前低速蝶形飞行器的设计与制造已并非不可能。而且随着风洞技术的发展，目前无人蝶形飞行器由于其潜在的军事应用价值而得到了迅猛的发展。在蝶形飞行器的研究中，除了气动外形的设计与风洞实验外，其稳定控制技术又是研究的难点之一。而蝶形飞行器控制的根本又在于俯仰通道的姿态稳定跟踪控制。传统的PID控制技术在某型气动外形的蝶形飞行器中，由于其非最小相位特性，而难以保证特征点稳定，或者即使稳定也存在稳定裕度不足的问题。
技术实现思路
为了达到上述目的，本专利技术提供一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，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一个或者多个问题。本专利技术所采用的技术方案是，一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，按照以下步骤进行：步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量；步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建；步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建；步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配。进一步的，所述步骤一具体按照以下步骤进行：首先，采用姿态陀螺仪测量蝶形飞行器的俯仰角，记为采用速率陀螺仪测量蝶形飞行器俯仰角速度，记为ωz；其次，将所述俯仰角与俯仰角指令进行比较，得到俯仰角误差，记作e，并且有其中为俯仰角指令；再次，设定俯仰角速度期望值为0，将俯仰角速度ωz与俯仰角速度期望值进行比较，得到俯仰角速度误差，记作eω，并且有进一步的，所述步骤二具体按照以下步骤进行：根据俯仰角速度误差eω以及得到俯仰角误差e创建超一型奇次滑模面σ，并且有：σ＝c1e13/11+c2∫e11/13dt+c3eω+c4∫edt；其中，c1、c2、c3与c4为待设计的正参数；e为飞行器的俯仰角误差。进一步的，所述步骤三具体按照以下步骤进行：创建蝶形飞行器的姿态角控制律u，并且有：其中，ueq、us为控制量的两部分；其中，ueq为等效控制量，us为滑模控制量；e为飞行器的俯仰角误差；σ为超一型奇次滑模面；τ1、k1、k2、k3、k4为待设计的正参数；c1、c2、c3与c4为待设计的正参数；a24为蝶形飞行器的气动参数标称值；为蝶形飞行器的俯仰角；θ为蝶形飞行器的俯仰通道弹道倾角；ωz为蝶形飞行器的俯仰角速度。进一步的，所述步骤四具体按照以下步骤进行：分配蝶形飞行器的控制律，并且有：其中，ξ为喷气控制量，且|ξ|＜60/57.3；xb为质心控制量，且|xb|＜1；u为蝶形飞行器的姿态角控制律；c3为待设计的正参数；ka为控制分配的分配因子，用于保证两种控制同时到达饱和，且a25、az′为蝶形飞行器的气动参数标称值。进一步的，所述喷气控制量ξ的取值为|ξ|＜60/57.3；质心控制量xb的取值为|xb|＜1。本专利技术一种一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，首先对蝶形飞行器的俯仰姿态角与角速度进行测量，与期望的俯仰角信号进行反馈与比较得到误差信号，其次通过误差信号与姿态角速度信号构造一类超一型奇次滑模面，然后针对误差信号与滑模面，设计超一型滑模控制规律，最后按照同时到达饱和方法进行喷气与质量矩控制的控制律分配，从而实现对给定姿态角信号的稳定快速精准跟踪，保证了稳定裕度的充分性问题；进一步的，与传统的PID控制方法比较，本专利技术的技术方案具有稳定性强、快速性好、跟踪精度高的优点；而且，本专利技术方法具有较好的理论创新性，同时具有高的工程实用用价值，能够为蝶形飞行器的发展提供方法与技术支撑，同时在工程上也具有很高的实用价值，也为蝶形飞行器的设计与制造技术发展打下了基础。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，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是本专利技术提供的一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法原理框图。图2是本专利技术实施例所提供方法的蝶形飞行器姿态角响应曲线图。图3是本专利技术实施例提供方法的蝶形飞行器喷气控制量曲线图。图4是本专利技术实施例提供方法的蝶形飞行器质量距控制量曲线图。图5是本专利技术实施例提供的蝶形飞行器喷气与质量矩比值曲线图。图6是本专利技术实施例提供的蝶形飞行器姿态角速度曲线图。图7是本专利技术实施例提供的蝶形飞行器俯仰速度倾角曲线图。具体实施方式下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。本专利技术一种一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，其思路是：首先对蝶形飞行器的俯仰姿态角与角速度进行测量，与期望的俯仰角信号进行反馈与比较得到误差信号，其次通过误差信号与姿态角速度信号构造一类超一型奇次滑模面，然后针对误差信号与滑模面，设计超一型滑模控制规律，最后按照同时到达饱和方法进行喷气与质量矩控制的控制律分配，从而实现对给定姿态角信号的稳定快速精准跟踪。具体来说，按照以下步骤进行：步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量将姿态陀螺仪与速率陀螺仪安装在蝶形飞行器载体上，其中采用姿态陀螺仪测量蝶形飞行器的俯仰角，记为采用速率陀螺仪测量蝶形飞行器俯仰角速度，记为ωz；将俯仰角测量值与俯仰角指令进行比较，得到俯仰角误差，记作e，其满足其中为俯仰角指令；设定俯仰角速度期望值为0，将俯仰角速度ωz与俯仰角速度期望值进行比较，得到俯仰角速度误差，记作eω，其满足步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建σ＝c1e13/11+c2∫e11/13dt+c3eω+c4∫edt；其中，c1、c2、c3与c4为待设计的正参数；c1、c2、c3与c4的取值可以是c1＝155，c2＝0.03，c3＝2，c4＝0.003；e为飞行器的俯仰角误差。步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建其中，ueq、us为控制量的两部分；其中，ueq为等效控制量，us为滑模控制量；e为飞行器的俯仰角误差；σ为超一型奇次滑模面；τ1、k1、k2、k3、k4为待设计的正参数，τ1、k1、k2、k3、k4的取值可以是τ1＝0.5、k1＝15、k2＝2、k3＝3、k4＝2；c1、c2、c3与c4为待设计的正参数；c1、c2、c3与c4的取值可以是c1＝155，c2＝0.03，c3＝2，c4＝0.003；a24为蝶形飞行器的气动参数标称值，a24的取值可以为：a24＝229.0773；为蝶形飞行器的俯仰角；θ为蝶形飞行器的俯仰通道弹道倾角；ωz为蝶形飞行器的俯仰角速度。步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配其中，ξ为喷气控制量，且|ξ|＜60/57.3；xb为质心控制量本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，按照以下步骤进行：步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量；步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建；步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建；步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配。

【技术特征摘要】
1.一种采用非线性超一型奇次滑模的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，按照以下步骤进行：步骤一：蝶形飞行器的俯仰姿态角与俯仰角速度的测量；步骤二：超一型奇次滑模面σ的创建；步骤三：蝶形飞行器的姿态角控制律u的创建；步骤四：蝶形飞行器的控制律的分配。2.根据权利要求1所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤一具体按照以下步骤进行：首先，采用姿态陀螺仪测量蝶形飞行器的俯仰角，记为采用速率陀螺仪测量蝶形飞行器俯仰角速度，记为ωz；其次，将所述俯仰角与俯仰角指令进行比较，得到俯仰角误差，记作e，并且有其中为俯仰角指令；再次，设定俯仰角速度期望值为0，将俯仰角速度ωz与俯仰角速度期望值进行比较，得到俯仰角速度误差，记作eω，并且有3.根据权利要求2所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤二具体按照以下步骤进行：根据俯仰角速度误差eω以及得到俯仰角误差e创建超一型奇次滑模面σ，并且有：σ＝c1e13/11+c2∫e11/13dt+c3eω+c4∫edt；其中，c1、c2、c3与c4为待设计的正参数；e为飞行器的俯仰角误差。4.根据权利要求3所述的蝶形飞行器姿态角控制方法，其特征在于，所述步骤三...

【专利技术属性】
技术研发人员：张友安，王宏，鲍虎，孙玉梅，张彦飞，董云云，吴华丽，
申请(专利权)人：中国人民解放军海军航空工程学院，
类型：发明
国别省市：山东,37