【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞行器控制的，具体涉及一种基于飞控状态观测的惯性参数解算方法。
技术介绍
1、惯性导航设备是保证飞行器导航系统正常运行的重要条件，在飞行过程中发挥着重要作用。但是由于惯性导航设备其核心部件(陀螺仪)与载体固连，当惯性导航系统出现故障时，飞行器导航系统无法正常运行。
2、现有技术《基于气动模型辅助的四旋翼飞行器室内自主导航方法》(吕品，赖际舟，杨天雨，航空学报，2015，第4期)一文提出了，惯性/磁传感器/声纳传感器/气动模型组合导航方案，当卫星导航系统不可用时，可依靠其他自主导航设备对惯导系统进行辅助，从而进行导航定位。但是，当作为主参考系统的惯性导航系统故障时，仍无法保证飞行器导航系统的正常飞行。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于针对现有技术中的上述不足，提供一种基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，以解决当惯性导航系统故障时，无法保证飞行器导航系统正常飞行的问题。
2、为达到上述目的，本专利技术采取的技术方案是：
3、一种基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，其包括以下步骤：
4、s1、构建飞行器纵向通道动力学模型；
5、s2、设计滑模观测器估计飞行器系统故障时不可测的姿态信息；
6、s3、基于动态滑模面设计反步法控制律，构建飞行器惯性参数解析模型，实现对飞行器速度和高度的跟踪，以提供备份的惯性导航参数数据。
7、进一步地，步骤s1中飞行器纵向通道动力学模型的状态量x＝[v h
8、
9、
10、
11、
12、
13、其中，v为速度，h为高度，γ为航迹角，α为攻角，q为俯仰角速率，δe为升降舵偏转，φ为燃料当量比；为速度的导数，为高度的导数，为航迹角速率，为攻角角速率，为俯仰角速率的导数；t为发动机推力，d为阻力，l为升力，myy为俯仰力矩；m为飞行器质量，g为重力加速度，iyy为俯仰转动惯量。
14、进一步地，发动机推力t、阻力d、升力l、俯仰力矩myy的表达式为：
15、
16、
17、
18、
19、其中，为动压，ρ是空气密度；s为气动参考面积，为燃油当量比对迎角导数，为零燃油当量比，为推力系数对迎角导数，为零推力系数，为阻力系数对迎角的导数，为零阻力系数；为零升力系数，为升力系数对迎角的导数，mt为推力所产生的俯仰力矩，m0(α)为迎角产生的俯仰力矩，为升降舵产生的俯仰力矩，zt为推力力矩耦合系数，是平均气动弦，为俯仰力矩系数对迎角的导数，为零俯仰力矩系数，为俯仰力矩系数对升降舵的导数。
20、进一步地，步骤s2中滑模观测器的参数方程表达为：
21、
22、
23、
24、
25、其中，分别为高度估计值的导数、攻角估计值的导数、航迹角估计值的导数、俯仰角速率估计值的导数；分别是高度估计误差、攻角估计误差、俯仰角速率估计误差、航迹角估计误差，分别是高度估计值、攻角估计值、俯仰角速率估计值、航迹角估计值；a1、a2、a3、a4、均为待设计的观测增益；为升力的估计值，为推力的估计值，为俯仰转动力矩的估计值；
26、滑模观测器的估计误差为：
27、
28、进一步地，步骤s3中基于动态滑模面设计反步法控制律，构建飞行器惯性参数解析模型，包括：
29、定义x1＝γ，x2＝α+γ，x3＝q，飞行器惯性参数解析模型的控制输入u＝δe，将飞行器纵向通道动力学模型的状态方程改写成下面的形式：
30、
31、
32、
33、其中，分别为状态x1、x2、x3的导数；且
34、
35、
36、
37、
38、其中，为气动参数组成的向量，为中间变量，为气动参数组成的向量，为中间变量，为中间变量，为的转置，为中间变量，为的转置，为未知状态函数组成的向量，为的转置，为未知状态函数组成的向量，为的转置，为未知非线性光滑函数，g1为已知光滑函数，为未知非线性光滑函数，g3为已知光滑函数；
39、定义航迹角γ的跟踪误差设计虚拟控制器为：
40、
41、其中，k1为待设计的正常数，为期望的航迹角指令，为的导数；
42、将虚拟控制器通过一阶滤波器，取滤波后信号作为实际控制量进行传递，即：
43、
44、其中，μ2>0为待设计常数，为的导数，为初值，为的初值；
45、定义设计虚拟控制器为：
46、
47、其中，k2为待设计的正常数；e2为定义的误差；
48、将虚拟控制器通过一阶滤波器，取滤波后信号作为实际控制量进行传递，即：
49、
50、其中，μ3>0为待设计常数，为的导数，为的初值，为的初值；
51、定义设计控制输入为：
52、
53、其中，k3为待设计的正常数，e3为定义的误差。
54、本专利技术提供的基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，具有以下有益效果：
55、本专利技术通过设计滑模观测器，并以反步法为基础设计控制律建立飞行器惯性参数解析模型，可对飞机姿态信息进行估计，并提供备份的惯性导航参数数据，提高了飞行的可靠性和安全性。
56、本专利技术通过设计滑模观测器和建立飞行器纵向通道动力学模型，实现了对飞行姿态信息的估计，避免了其他传感器的辅助和校正，为惯性导航系统故障时提供了备份姿态信息。
57、本专利技术基于动态滑模面设计反步法控制律，实现对飞机速度和高度的精确跟踪以及对飞机航迹角及俯仰角速率的精确估计，为惯性导航参数获取提供了备份方案数据，提高了飞机飞行的可靠性和安全性。
58、本专利技术首先将未知惯性参数高度和攻角视为未知状态，设计滑模观测器，通过控制飞行器纵向通道动力学跟踪飞行速度及高度实现未知惯性参数估计，提供冗余惯性参数。
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1.一种基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，其特征在于，所述步骤S1中飞行器纵向通道动力学模型的状态量X＝[V h γ α q]T，其控制输入U＝[δe Φ]T，状态方程为：
3.根据权利要求2所述的基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，其特征在于，所述发动机推力T、阻力D、升力L、俯仰力矩Myy的表达式为：
4.根据权利要求3所述的基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，其特征在于，所述步骤S2中滑模观测器的参数方程表达为：
5.根据权利要求4所述的基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，其特征在于，所述步骤S3中基于动态滑模面设计反步法控制律，构建飞行器惯性参数解析模型，包括：
【技术特征摘要】
1.一种基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，其特征在于，所述步骤s1中飞行器纵向通道动力学模型的状态量x＝[v h γ α q]t，其控制输入u＝[δe φ]t，状态方程为：
3.根据权利要求2所述的基于飞控状态观测的惯性参数解算方法，其特征在于...
【专利技术属性】
技术研发人员：熊亮，许斌，张睿，谭向军，周忠良，郭南辛，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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