一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法技术

本发明专利技术是关于一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法，属于康复机器人领域。其首先测量飞行器攻角并与指令信号形成攻角误差信号，然后进行柔化与指数变换，得到柔化与指数误差信号。再进行积分得到相应的积分信号。然后进行滤波微分，得到攻角微分信号，并测量俯仰角速率信号进行线性组合得到滑模面信号。然后根据标称模型信息组成等效标称控制项，与滑模面的非线性变换以及攻角误差信号组成组合控制量。再通过非线性反解传函的方法，减弱滑模控制带来的颤振，生成俯仰通道控制律，实现飞行器的攻角跟踪控制。该方法的优点是攻角跟踪精度高，抗干扰能力强，颤振较小，攻角跟踪动态效果好。

【技术实现步骤摘要】
一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法
本专利技术涉及小型飞行器飞行控制与制导领域，具体而言，涉及一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法。
技术介绍
小型飞行器的飞行控制在民用领域以及无人领域有着越来越多的应用。控制简单，测量元器件经济成本低，控制精度高，动态响应快，抗干扰能力强，稳定裕度充足，这些方面的高性能指标一直是小型飞行器系统设计所追求的精益求精。而由于小型飞行器所投入的测量元器件受经济陈本约束，因此往往无法采用价格高昂的精密惯性导航元器件，从而在控制精度与控制效果上往往无法和有人飞行器或军用飞行器相媲美。基于以上背景原因，本专利技术在有限的经济预算约束下，采用简单的测量元器件实现飞行器的攻角稳定跟踪控制。滑模控制由于具有良好的抗干扰能力，一直广受工程设计者的喜爱。但滑模控制由于切换特性，可能会引起控制的颤振问题。为了解决该问题，本专利技术引入了一类非线性反解传递函数与滑模控制相结合的方法，既保留了滑模控制抗干扰强的优点，又有效避免了滑模控制的颤振问题，提高了攻角跟踪的动态效果，从而使得本专利技术具有很高的工程应用价值。需要说明的是，在上述
技术介绍
部分专利技术的信息仅用于加强对本专利技术的背景的理解，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。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法，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抗干扰能力不足与攻角跟踪精度不高的问题。根据本专利技术的一个方面，提供一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法，包括以下步骤：步骤S10，在飞行器上安装SMV-1型攻角传感器，测量飞行器攻角，解算攻角误差信号，并根据攻角误差信号进行非线性变换得到柔性误差信号与指数误差信号；步骤S20，在飞行器上安装MEAS11206AC型单轴速率陀螺仪，测量角速度；根据所述的攻角误差信号，解算攻角误差积分信号与非线性误差积分信号；步骤S30，根据所述的攻角误差信号与误差积分信号以及俯仰角速率信号，构建滑模面信号，然后根据攻角与俯仰角速率信号以及飞行器标称模型参数，构建等效标称控制项；步骤S40，根据所述的滑模面信息，构建比例型与非线性复合的滑模控制项，同时与等效标称控制项以及误差的积分项合并组成合成控制量；步骤S50，根据飞行器标称模型参数，解算非线性反解传函的时间参数，再根据所述的合成控制律，进行非线性传函反解，得到最终的俯仰通道控制规律，输送给飞行器俯仰舵系统，实现俯仰通道的攻角跟踪控制。在本专利技术的一种示例实施例中，测量飞行器攻角，解算攻角误差信号，并根据攻角误差信号进行非线性变换得到柔性误差信号与指数误差信号包括：e＝α-αd；其中αd为飞行器攻角指令信号，α为飞行器攻角信号，e1为柔性误差信号，e2为指数误差信号，ε为常值柔化系数，τ为常值衰减系数，其详细设计见后文案例实施。exp()为指数函数。在本专利技术的一种示例实施例中，根据所述的攻角误差信号，解算攻角误差积分信号与非线性误差积分信号包括：s＝∫edt；s1＝∫e1dt；s2＝∫e2dt；其中e为攻角误差信号，e1为柔性误差信号，e2为指数误差信号，s为攻角误差信号，dt表示对时间信号的积分，s1为柔性误差积分信号，s2为指数误差积分信号。在本专利技术的一种示例实施例中，根据所述的攻角误差信号与误差积分信号以及俯仰角速率信号，构建滑模面信号，然后根据攻角与俯仰角速率信号以及飞行器标称模型参数，构建等效标称控制项包括：sa＝c1e+c2e1+c3e2+c4s+c5s1+c6s2+c7ωz+c8αde；ua＝-(a24α+a22ωz)-(c1-a34)(ωz-a34α)；其中αde为飞行器攻角滤波微分信号，Ta1、Ta2、Ta3为常值时间参数，其详细设计见后文案例实施。sa为滑模面信号，c1、c2、c3、c4、c5、c6、c7、c8为常值滑模面参数，其详细设计见后文案例实施。a24、a22、a34为飞行器标称模型参数，来自于飞行器的标称模型的风洞实用数据。ua为等效标称控制项。在本专利技术的一种示例实施例中，根据所述的滑模面信息，构建比例型与非线性复合的滑模控制项，同时与等效标称控制项以及误差的积分项合并组成合成控制量包括：u1＝ua+ub+k4s+k5s1+k6s2；其中ub为滑模控制项，k1、k2、k3、k4、k5与k6为常值控制参数，其详细设计见后文案例实施。ua为等效标称控制项，s、s1、s2分别为误差积分项、柔化误差积分项与指数误差积分项，u1为合成控制量。在本专利技术的一种示例实施例中，根据飞行器标称模型参数，解算非线性反解传函的时间参数，再根据所述的合成控制律，进行非线性传函反解，得到最终的俯仰通道控制规律包括：T1＝-a35；T2＝a25-(c1-a34)a35；其中a35、a25、a34为飞行器标称模型参数，c1为滑模面参数，T1与T2为非线性反解传函的时间参数，其中T3为常值时间参数，为数据δz(n-1)与δz(n)之间的时间间隔。ε2为常值柔化系数，其详细设计见后文案例实施。δz(n)为最终俯仰通道控制规律δz的第n个数据，将其输送给飞行器俯仰通道舵系统，即可实现小型飞行器攻角对给定攻角指令信号的跟踪，从而完成俯仰通道的控制任务。有益效果本专利技术提供的一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法，其优点如下三个方法。首先，采用了一种柔化误差函数的非线性变换方法，较之常规的误差反馈，使得攻角跟踪的快速性得以提高；其次，引入了两类非线性误差积分与一类线性误差积分信号，而且分别在滑模面与复合控制量中都引入了三类积分信号，从而使得整个攻角控制的精度较高。最后，采用了滑模控制与非线性反解传函相结合的方式，能够有效提高攻角跟踪的抗干扰能力，同时非线性反解传函的采用，能减低滑模控制的颤振，使得本专利技术所提供方法的控制品质较高，从而使得本专利技术具有很高的工程应用价值。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，并不能限制本专利技术。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，示出了符合本专利技术的实施例，并与说明书一起用于解释本专利技术的原理。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基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法的流程图；图2是本专利技术实施例所提供方法的飞行器攻角信号曲线(单位：度)；图3是本专利技术实施例所提供方法的飞行器攻角误差信号曲线(单位：度)；图4是本专利技术实施例所提供方法的飞行器攻角柔化误差信号曲线(单位：度)；图5是本专利技术实施例所提供方法的飞行器攻角误差积分信号曲线(本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：/n步骤S10，在飞行器上安装SMV-1型攻角传感器，测量飞行器攻角，解算攻角误差信号，并根据攻角误差信号进行非线性变换得到柔性误差信号与指数误差信号；/n步骤S20，在飞行器上安装MEAS 11206AC型单轴速率陀螺仪，测量角速度；根据所述的攻角误差信号，解算攻角误差积分信号与非线性误差积分信号；/n步骤S30，根据所述的攻角误差信号与误差积分信号以及俯仰角速率信号，构建滑模面信号，然后根据攻角与俯仰角速率信号以及飞行器标称模型参数，构建等效标称控制项；/n步骤S40，根据所述的滑模面信息，构建比例型与非线性复合的滑模控制项，同时与等效标称控制项以及误差的积分项合并组成合成控制量；/n步骤S50，根据飞行器标称模型参数，解算非线性反解传函的时间参数，再根据所述的合成控制律，进行非线性传函反解，得到最终的俯仰通道控制规律，输送给飞行器俯仰舵系统，实现俯仰通道的攻角跟踪控制。/n

【技术特征摘要】
1.一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S10，在飞行器上安装SMV-1型攻角传感器，测量飞行器攻角，解算攻角误差信号，并根据攻角误差信号进行非线性变换得到柔性误差信号与指数误差信号；
步骤S20，在飞行器上安装MEAS11206AC型单轴速率陀螺仪，测量角速度；根据所述的攻角误差信号，解算攻角误差积分信号与非线性误差积分信号；
步骤S30，根据所述的攻角误差信号与误差积分信号以及俯仰角速率信号，构建滑模面信号，然后根据攻角与俯仰角速率信号以及飞行器标称模型参数，构建等效标称控制项；
步骤S40，根据所述的滑模面信息，构建比例型与非线性复合的滑模控制项，同时与等效标称控制项以及误差的积分项合并组成合成控制量；
步骤S50，根据飞行器标称模型参数，解算非线性反解传函的时间参数，再根据所述的合成控制律，进行非线性传函反解，得到最终的俯仰通道控制规律，输送给飞行器俯仰舵系统，实现俯仰通道的攻角跟踪控制。


2.根据权利要求1所述的一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法，其特征在于，测量飞行器攻角，解算攻角误差信号，并根据攻角误差信号进行非线性变换得到柔性误差信号与指数误差信号包括：
e＝α-αd；






其中αd为飞行器攻角指令信号，α为飞行器攻角信号，e1为柔性误差信号，e2为指数误差信号，ε为常值柔化系数，τ为常值衰减系数。exp()为指数函数。


3.根据权利要求1所述的一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法，其特征在于，根据所述的攻角误差信号，解算攻角误差积分信号与非线性误差积分信号包括：
s＝∫edt；
s1＝∫e1dt；
s2＝∫e2dt；
其中e为攻角误差信号，e1为柔性误差信号，e2为指数误差信号，s为攻角误差信号，dt表示对时间信号的积分，s1为柔性误差积分信号，s2为指数误差积分信号。


4.根据权利要求1所述的一种基于反解传函的小型飞行器攻角滑模跟踪方法，其特征在于，根据所述的攻角误差信号与误差积分...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵红超，张友安，施建洪，曲东才，
申请(专利权)人：烟台南山学院，
类型：发明
国别省市：山东;37