一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法技术

本发明专利技术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。本发明专利技术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。本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞行器俯仰通道攻角跟踪与控制
，具体涉及一种飞行器俯仰 通道攻角同步跟踪控制方法。
技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术的主要目的之一在于提供，本 专利技术计算过程简单，容易实现。 本专利技术提供，步骤包括： S1 :采用攻角传感器测量飞行器攻角a，采用速率陀螺仪测量导弹的俯仰角速率 ?z，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u。，输送给舵机，通 过舵机控制飞行器攻角信号a跟踪期望值ad; 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kal，ka2,kul，ku2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ad，定义误差信号为e= 首先设计滑模面 对所述滑模面求导得：、二(々、丨-1)〇￡?__ -ci +1'丨）+ 々、' + (--<5 -d -4 + ^)+1:'丨； 设计同步系统的跟踪控制器为： 通过调节参数ksl，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。 本专利技术的有益效果在于，本专利技术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所示为本专利技术所提供的方法系统的总体控制框图。 图2所示为本专利技术所提供的方法实施例1的跟踪控制器Sz仿真曲线图。 图3所示为本专利技术所提供的方法实施例1的飞行器攻角a仿真曲线图。 图4所示为本专利技术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所示为本专利技术所提供的方法实施例1的导弹的俯仰角速率coz仿真曲线图。 图6所示为本专利技术所提供的方法实施例1的导弹的俯仰角速率估计值長仿真曲线 图。 图7所示为本专利技术所提供的方法实施例2的跟踪控制器Sz仿真曲线图。 图8所示为本专利技术所提供的方法实施例2的飞行器攻角a仿真曲线图。 图9所示为本专利技术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所示为本专利技术所提供的方法实施例2导弹的俯仰角速率coz仿真曲线图。 图11所示为本专利技术所提供的方法实施例2的导弹的俯仰角速率估计值氣仿真曲 线图。 图12所示为本专利技术所提供的方法实施例3的跟踪控制器Sz仿真曲线图。图13所示为本专利技术所提供的方法实施例3的飞行器攻角a仿真曲线图。图14所示为本专利技术所提供的方法实施例3的飞行器攻角估计值在仿真曲线图。图15所示为本专利技术所提供的方法实施例3的导弹的俯仰角速率coz仿真曲线图。 图16所示为本专利技术所提供的方法实施例3的导弹的俯仰角速率估计值成仿真曲 线图。【具体实施方式】 下文将结合具体附图详细描述本专利技术具体实施例。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，本专利技术提供，步骤包括： S1 :采用攻角传感器测量飞行器攻角a，采用速率陀螺仪测量导弹的俯仰角速率 ?z，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u。，输送给舵机，通 过舵机控制飞行器攻角信号a跟踪期望值ad; 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： %. = a - a[0当前第1页1 2 本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，其特征在于，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：α·=ωz-a34α-a35δzω·z=a24α+a22ωz+a25δz;]]>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：α^·=ω^z-α^+v1ω^·z=-α^-ω^z-δz+v2;]]>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：eα=α-α^eω=ω-&omega;^;]]>得到误差系统的模型如下：e·α=eω-a34α+α^-a35δz-v1e·ω=a24α+a22ωz+a25δz+α^+ω^z+δz-v2;]]>设计同步控制律如下：v1=eω+kα1eα+kα2∫eαdtv2=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s=ks1e+ks2∫edt+e·;]]>对所述滑模面求导得：s·=(ks1-1)(ω^z-α^+v1)+ks2e+(-α^-ω^z-δZ+v2)+v·1;]]>设计同步系统的跟踪控制器为：δz=(ks1-1)(ω^z-α^+v1)+ks2e+(-α^-ω^z+v2)+v·1+ks3s+ks4s|s|+ϵ;]]>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。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：雷军委，梁国强，刘迪，王玲玲，吴华丽，施建洪，于进勇，梁勇，李泽雪，
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