[發(fā)明專利]一種基于非線性滑模的飛行器姿態(tài)穩(wěn)定跟蹤控制方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 202010949612.0
• 申請日: 2020-09-10
• 公開（公告）號: CN112034874B
• 公開（公告）日: 2022-07-26
• 發(fā)明（設計）人: 雷軍委;王瑞奇;王玲玲;李輝;李恒
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍海軍航空大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京麥匯智云知識產權代理有限公司 11754
• 代理人: 曹治麗

本發(fā)明是關于一種基于非線性滑模的飛行器姿態(tài)穩(wěn)定跟蹤控制方法，屬于飛行器過載控制技術領域。其采用陀螺儀測量飛行器偏航角信號，并與偏航角指令信號進行比較得到偏航角誤差信號，同時構造非線性差分網絡得到兩路非線性差分信號，然后再進行非線性變換，得到兩路非線性信號。再此基礎之上，綜合幾類差分信號與非線性信號以及誤差信號形成非線性滑模信號。由滑模信號進行非線性變換得到最終的偏航通道綜合控制信號，輸送給飛行器偏航舵系統(tǒng)，實現飛行器偏航角對給定信號的跟蹤。該方法的優(yōu)點在于采用滑模控制提高了系統(tǒng)的魯棒性，同時也無需采用速率陀螺儀測量偏航角速率信號，因而降低了控制成本。

技術領域

本發(fā)明涉及飛行器控制技術領域，具體而言，涉及一種采用非線性滑模的飛行器姿態(tài)穩(wěn)定跟蹤控制方法。

背景技術

姿態(tài)穩(wěn)定與控制是飛行器控制的主要核心任務，其決定了整個系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度。同時，姿態(tài)穩(wěn)定為核心的姿態(tài)控制方法也是目前為止應用最為廣泛的控制方法。與之對應的過載控制與設計方法盡管有良好的機動性，但可靠性遠遠不如姿態(tài)控制方法，因而應用不如姿態(tài)控制廣泛。

但傳統(tǒng)的姿態(tài)控制需要測量飛行器的姿態(tài)角與姿態(tài)角速率，因此需要安裝姿態(tài)陀螺儀測量姿態(tài)角，同時還需要安裝速率陀螺儀，測量飛行器的姿態(tài)角速率。這樣盡管保證了系統(tǒng)的優(yōu)良穩(wěn)定性，但大大的增加了控制成本。

基于以上背景原因，本發(fā)明提出了一種僅測量飛行器的姿態(tài)角，然后采用非線性差分網絡構造兩路差分信號，并采用非線性變換組成滑模面形成滑模控制的方法。通過滑模控制的良好魯棒性來彌補角速率測量反饋不足帶來的穩(wěn)定裕度不足問題，從而降低了飛行器穩(wěn)定控制的成本。

需要說明的是，在上述背景技術部分發(fā)明的信息僅用于加強對本發(fā)明的背景的理解，因此可以包括不構成對本領域普通技術人員已知的現有技術的信息。

發(fā)明內容

本發(fā)明的目的在于提供一種基于非線性滑模的飛行器姿態(tài)穩(wěn)定跟蹤控制方法，進而至少在一定程度上克服由于相關技術的限制和缺陷而導致的控制測量成本過高與穩(wěn)定裕度不足的問題。

根據本發(fā)明的一個方面，提供一種基于非線性滑模的飛行器姿態(tài)穩(wěn)定跟蹤控制方法，包括以下步驟：

步驟S10，采用陀螺儀對飛行器的偏航角進行測量，再根據飛行器飛行任務設置偏航角期望值，進行比較得到偏航角誤差信號；

步驟S20，根據所述的偏航角誤差信息，構造差分網絡，得到兩路差分信號；

步驟S30，根據所述的兩路差分信號，分別設計非線性變換，得到兩路差分信號的非線性變化信號；

步驟S40，根據所述的飛行器的偏航角誤差信號，兩路差分網絡的差分信號，以及其非線性變換后的信號，經過線性疊加，構造非線性滑模面信號；

步驟S50，根據所述的非線性滑模面信號，進行非線性運算，得到最終的偏航通道綜合信號，輸送給飛行器偏航通道偏航舵系統(tǒng)，控制飛行器偏航角對給定信號的跟蹤。

在本發(fā)明的一種示例實施例中，根據所述的偏航角誤差信息，構造差分網絡，得到兩路差分信號包括：

θ₂(n+1)＝θ₂(n)+θ_d2T₀；