一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及飞行器俯仰通道攻角跟踪与控制技术领域，具体涉及一种飞行器俯仰 通道攻角同步跟踪控制方法。
【背景技术】
[0002] 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。
[0003] 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。
【发明内容】
[0004] 本发明的主要目的之一在于提供一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，本 发明计算过程简单，容易实现。
[0005] 本发明提供一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，步骤包括：
[0006] 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;
[0007] 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：
[0008]
[0009] 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：
[0010]
[0011] 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：
[0012]
[0013] 得到误差系统的模型如下：
[0014]
[0015] 设计同步控制律如下：
[0016]
[0017] 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；
[0018] S5 :针对所述二阶同步系统，设计同步系统跟踪控制器：
[0019] 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
[0020] 对所述滑模面求导得：、二(々、丨-1)〇￡?__ -ci +1'丨）+ 々、' + (--<5 -d -4 + ^)+1:'丨；
[0021] 设计同步系统的跟踪控制器为：
[0022]
[0023] 通过调节参数ksl，ks2,ks3,ks4，实现同步系统的攻角跟踪功能；
[0024] 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。
[0025] 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% ;
[0026] 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；
[0027] 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。
[0028] 本发明的有益效果在于，本发明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】
[0029] 图1所示为本发明所提供的方法系统的总体控制框图。
[0030] 图2所示为本发明所提供的方法实施例1的跟踪控制器Sz仿真曲线图。
[0031] 图3所示为本发明所提供的方法实施例1的飞行器攻角a仿真曲线图。
[0032] 图4所示为本发明所提供的方法实施例1的飞行器攻角估计值《仿真曲线图。
[0033] 图5所示为本发明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。
[0034] 图6所示为本发明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。
[0035] 图7所示为本发明所提供的方法实施例2的跟踪控制器Sz仿真曲线图。
[0036] 图8所示为本发明所提供的方法实施例2的飞行器攻角a仿真曲线图。
[0037] 图9所示为本发明所提供的方法实施例2的飞行器攻角估计值|仿真曲线图。
[0038] 图10所示为本发明所提供的方法实施例2导弹的俯仰角速率coz仿真曲线图。
[0039] 图11所示为本发明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。
[0040] 图12所示为本发明所提供的方法实施例3的跟踪控制器Sz仿真曲线图。
[0041]图13所示为本发明所提供的方法实施例3的飞行器攻角a仿真曲线图。
[0042]图14所示为本发明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。
[0043]图15所示为本发明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。
[0044] 图16所示为本发明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】
[0045] 下文将结合具体附图详细描述本发明具体实施例。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。
[0046] 如图1所示，本发明提供一种飞行器俯仰通道攻角同步跟踪控制方法，步骤包括：
[0047] 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;
[0048] 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：
[0049]
[0050]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：
[0051]
[0052]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
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