[發明專利]一種采用自適應觀測的無人飛行器攻角跟蹤方法

在審

• 申請號: 202310275193.0
• 申請日: 2023-03-17
• 公開（公告）號: CN116048128A
• 公開（公告）日: 2023-05-02
• 發明（設計）人: 雷軍委;王宏;于晶;張建秀;王玲玲;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: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 北京達友眾邦知識產權代理事務所(普通合伙) 11904
• 代理人: 宋佳偉

1.一種采用自適應觀測的無人飛行器攻角跟蹤方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟S10，設置攻角觀測器的攻角觀測信號初始值為0，將飛行器舵系統的舵偏角信號引入攻角觀測器系統，并設置攻角觀測控制器信號初始值為0，根據攻角觀測信號，建立攻角與力觀測并級非線性網絡，并設置攻角與力觀測網絡的權值初始值為常值，得到攻角與力觀測并級非線性網絡輸出信號，并疊加俯仰角速率觀測信號以及攻角觀測控制器信號與舵偏角信號得到攻角速率觀測信號；然后進行積分得到攻角觀測信號；設置俯仰角速率觀測器的俯仰觀測信號初始值為0，將飛行器舵系統的舵偏角信號引入俯仰角速率觀測器系統，并設置俯仰角速率觀測控制器信號初始值為0，根據攻角觀測信號，建立攻角與角速率觀測并級非線性網絡，并設置攻角與角速率觀測網絡的權值初始值為常值，得到攻角與角速率觀測并級非線性網絡輸出信號，然后疊加俯仰角速率觀測信號、攻角觀測信號以及俯仰角速率觀測控制器信號與舵偏角信號得到俯仰角加速度觀測信號；然后進行積分得到俯仰角速率觀測信號如下：

其中α₁為攻角觀測信號，δ_z為舵偏角信號，其初始值選取為0；u₁為攻角觀測控制器信號，ε₁為觀測器的常值參數；a_34g、a_34h、a_34i、a_34j、a_34k分別為攻角與力觀測網絡的第一個權值信號、第二個權值信號、第三個權值信號、第四個權值信號與第五個權值信號；f₁為攻角與力觀測并級非線性網絡輸出信號，ω_z1為俯仰角速率觀測信號，為攻角速率觀測信號；u₂為俯仰角速率觀測控制器信號；根據攻角觀測信號，a_24g、a_24h、a_24i、a_24j、a_24k分別為攻角與角速率觀測網絡的第一個權值信號、第二個權值信號、第三個權值信號、第四個權值信號與第五個權值信號；f₂為攻角與角速率觀測并級非線性網絡輸出信號；為俯仰角加速度觀測信號；dt表示對時間信號進行積分；a_35g為攻角觀測器的常值參數；a_22g、a_25g為俯仰角速率觀測器的常值參數；

步驟S20，安裝攻角傳感器，測量飛行器攻角信號，并與所述的攻角觀測信號進行比較，得到攻角觀測誤差信號；然后進行積分，得到攻角觀測誤差積分信號；再建立超前校正網絡，得到攻角觀測誤差超前校正信號；然后根據所述的攻角觀測誤差信號與攻角觀測信號，分別解算攻角與力觀測網絡的第一個權值更新速率信號、第二個權值更新速率信號、第三個權值更新速率信號、第四個權值更新速率信號、第五個權值更新速率信號，再進行積分，依次得到攻角與力觀測網絡的第一個權值信號、第二個權值信號、第三個權值信號、第四個權值信號與第五個權值信號如下：

z₁＝α-α₁；

z_1s＝∫z₁dt；

a_34g(n+1)＝a_34g(n)+r₁a_34gd；

a_34h(n+1)＝a_34h(n)+r₂a_34hd；

a_34i(n+1)＝a_34i(n)+r₃a_34id；

a_34j(n+1)＝a_34j(n)+r₄a_34jd；

a_34k(n+1)＝a_34k(n)+r₅a_34kd；

其中α為飛行器攻角信號，z₁為攻角觀測誤差信號；z_1s為攻角觀測誤差積分信號；s為超前校正網絡的傳遞函數的微分算子，T₂、T₁為超前校正網絡的常值時間參數；z_1d為攻角觀測誤差超前校正信號；a_34gd、a_34hd、a_34id?a_34jd、a_34kd分別解算攻角與力觀測網絡的第一個權值更新速率信號、第二個權值更新速率信號、第三個權值更新速率信號、第四個權值更新速率信號、第五個權值更新速率信號；r₁、r₂、r₃、r₄、r₅為常值參數，分別用于調節攻角與力觀測網絡的第一個權值信號、第二個權值信號、第三個權值信號、第四個權值信號與第五個權值信號的收斂速度快慢；

步驟S30，安裝俯仰角速率陀螺儀，測量飛行器的俯仰角速率信號，并與所述的俯仰角速率觀測信號進行比較，得到俯仰角速率觀測誤差信號；然后進行積分，得到俯仰角速率觀測誤差積分信號；再建立超前校正網絡，得到俯仰角速率觀測誤差超前校正信號；然后根據所述的俯仰角速率觀測誤差信號與攻角觀測信號，分別解算攻角與角速率觀測網絡的第一個權值更新速率信號、第二個權值更新速率信號、第三個權值更新速率信號、第四個權值更新速率信號、第五個權值更新速率信號，再進行積分，依次得到攻角與角速率觀測網絡的第一個權值信號、第二個權值信號、第三個權值信號、第四個權值信號與第五個權值信號如下：

z₂＝ω_z-ω_z1；

z_2s＝∫z₂dt；

a_24g(n+1)＝a_24g(n)+r₆a_24gd；

a_24h(n+1)＝a_24h(n)+r₇a_24hd；

a_24i(n+1)＝a_24i(n)+r₈a_24id；

a_24j(n+1)＝a_24j(n)+r₉a_24jd；

a_24k(n+1)＝a_34k(n)+r₅a_34kd；

其中ω_z為飛行器的俯仰角速率信號，z₂為俯仰角速率觀測誤差信號；z_2s為俯仰角速率觀測誤差積分信號；z_2d為俯仰角速率觀測誤差超前校正信號；a_24gd、a_24hd、a_24id?a_24jd、a_24kd為攻角與角速率觀測網絡的第一個權值更新速率信號、第二個權值更新速率信號、第三個權值更新速率信號、第四個權值更新速率信號、第五個權值更新速率信號；r₆、r₇、r₈、r₉、r₁₀為常值參數，分別用于調節攻角與角速率觀測網絡的第一個權值信號、第二個權值信號、第三個權值信號、第四個權值信號與第五個權值信號的收斂速度快慢，ε₂為常值參數；

步驟S40，根據所述的攻角觀測誤差信號、攻角觀測誤差積分信號、攻角觀測誤差超前校正信號以及對攻角觀測誤差信號進行非線性變換，形成攻角觀測誤差滑模信號；疊加攻角觀測誤差滑模信號的非線性變換，得到攻角觀測控制器信號；根據所述的俯仰角速率觀測誤差信號、俯仰角速率觀測誤差積分信號、俯仰角速率觀測誤差超前校正信號以及對俯仰角速率觀測誤差信號進行非線性變換，形成俯仰角速率觀測誤差滑模信號；疊加俯仰角速率觀測誤差滑模信號的非線性變換，得到俯仰角速率觀測控制器信號如下：

其中s₁為攻角觀測誤差滑模信號；u₁為攻角觀測控制器信號；s₂為俯仰角速率觀測誤差滑模信號；u₂為俯仰角速率觀測控制器信號；c₁、c₂、c₃、c₄、c₅、c₆、d₁、d₂、d₃、d₄、d₅、d₆、k₁₁、k₁₂、k₁₃、k₂₁、k₂₂、k₂₃為常值控制參數；

步驟S50，根據飛行器的飛行控制任務，設置攻角期望值，然后根據所述的攻角觀測信號與攻角期望值進行比較，得到攻角誤差信號；然后進行積分得到攻角誤差積分信號；再建立超前校正網絡，得到攻角誤差超前校正信號；再疊加所述的攻角與力觀測并級非線性網絡輸出信號、舵偏角信號、攻角觀測控制器信號得到俯仰角速率期望信號；再與所述的俯仰角速率觀測信號進行比較，得到俯仰角速率誤差信號；然后進行積分得到俯仰角速率誤差積分信號；再建立超前校正網絡，得到俯仰角速率誤差超前校正信號；再疊加所述的攻角與角速率觀測并級非線性網絡輸出信號、舵偏角信號、俯仰角速率觀測控制器信號得到最終的舵偏角信號，從而實現飛行器俯仰通道的攻角對攻角期望值進行跟蹤，完成飛行器的飛行控制任務如下：

e_1s＝∫e₁dt；

ω_z1d＝-(f₁-a_35gδ_z+u₁)-k₃₁e₁-k₃₂e_1d-k₃₃e_1s；

e₂＝ω_z1-ω_z1d；

e_2s＝∫e₂dt；

δ_z＝-(f₂+a_22gω_z1+u₂-k₄₁e₂-k₄₂e_2d-k₄₃e_2s)/a_25g；

其中為攻角期望值，e₁為攻角誤差信號；e_1s為攻角誤差積分信號；e_1d為攻角誤差超前校正信號；ω_z1d為俯仰角速率期望信號；e₂為俯仰角速率誤差信號；e_2s為俯仰角速率誤差積分信號；e_2d為俯仰角速率誤差超前校正信號；k₃₁、k₃₂、k₃₃、k₄₁、k₄₂、k₄₃為常值控制參數。