一種飛行器俯仰通道攻角同步跟蹤控制方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器俯仰通道攻角跟蹤與控制技術領域，具體涉及一種飛行器俯仰 通道攻角同步跟蹤控制方法。
【背景技術】
[0002] 飛行器控制一般可以分為內回路與外回路設計。外回路是在內回路穩(wěn)定設計的基 礎上，對飛行器的質心加以控制。因此內回路是飛行器穩(wěn)定至關重要的核心回路。
[0003] 內回路比較成熟的設計方法有姿態(tài)穩(wěn)定回路、過載穩(wěn)定回路。但近年來，由于飛行 器速度的增大，以及控制精度要求的提高，尤其是攻角測量與傳感技術的發(fā)展，基于攻角可 測的攻角穩(wěn)定回路設計，也具有越來越大的工程應用價值。

【發(fā)明內容】

[0004] 本發(fā)明的主要目的之一在于提供一種飛行器俯仰通道攻角同步跟蹤控制方法，本 發(fā)明計算過程簡單，容易實現。
[0005] 本發(fā)明提供一種飛行器俯仰通道攻角同步跟蹤控制方法，步驟包括：
[0006] S1 :采用攻角傳感器測量飛行器攻角a，采用速率陀螺儀測量導彈的俯仰角速率 ?z，控制器根據測量信號構成攻角同步跟蹤控制器，給出輸出控制信號u。，輸送給舵機，通 過舵機控制飛行器攻角信號a跟蹤期望值ad;
[0007] S2 :得到飛行器在某一特征點附近的線性化模型，該模型為二階系統，如下所示：
[0008]
[0009] S3 :根據S2中所述二階系統，進行同步系統的構造與參數選取，構造二階同步系 統如下：
[0010]
[0011] S4 :根據所述步驟S2及S3中飛行器簡化二階線性系統模型與同步系統，定義誤差 變量如下：
[0012]
[0013] 得到誤差系統的模型如下：
[0014]
[0015] 設計同步控制律如下：
[0016]
[0017] 通過設計合適參數kal，ka2,kul，ku2使得同步控制器實現同步功能；
[0018] S5 :針對所述二階同步系統，設計同步系統跟蹤控制器：
[0019] 設定攻角期望信號為ad，定義誤差信號為e= 首先設計滑模面
[0020] 對所述滑模面求導得：、二(々、丨-1)〇￡?__ -ci +1'丨）+ 々、' + (--<5 -d -4 + ^)+1:'丨；
[0021] 設計同步系統的跟蹤控制器為：
[0022]
[0023] 通過調節(jié)參數ksl，ks2,ks3,ks4，實現同步系統的攻角跟蹤功能；
[0024] S6:完成所述同步系統跟蹤控制器參數設定后，對所述控制器進行氣動參數魯棒 性檢驗及參數調整。
[0025] 進一步的，所述步驟S5具體包括：完成所述控制器參數設計后，將氣動參數按照 標稱值整體增大a%或者縮小a% ;
[0026] 控制器參數大小不變，分析氣動參數攝動對該組參數控制效果的影響情況；
[0027] 如果氣動參數攝動后，系統不穩(wěn)定，則需要進行參數調整，并重新進行控制參數魯 棒性檢驗，直至參數調整至魯棒性檢驗滿足要求為止。
[0028] 本發(fā)明的有益效果在于，本發(fā)明提供的基于攻角與角速度測量的飛行器俯仰通道 攻角同步跟蹤控制方法，采用攻角的傳感測量，配合速率陀螺儀測量飛行器俯仰角速度技 術，與同類控制方法相比具有更好的魯棒性，更高的攻角控制精度，而且完全不依賴于氣動 參數的精確信息，尤其適用于對攻角控制精確要求較高的高超聲速飛行器控制。
【附圖說明】
[0029] 圖1所示為本發(fā)明所提供的方法系統的總體控制框圖。
[0030] 圖2所示為本發(fā)明所提供的方法實施例1的跟蹤控制器Sz仿真曲線圖。
[0031] 圖3所示為本發(fā)明所提供的方法實施例1的飛行器攻角a仿真曲線圖。
[0032] 圖4所示為本發(fā)明所提供的方法實施例1的飛行器攻角估計值《仿真曲線圖。
[0033] 圖5所示為本發(fā)明所提供的方法實施例1的導彈的俯仰角速率coz仿真曲線圖。
[0034] 圖6所示為本發(fā)明所提供的方法實施例1的導彈的俯仰角速率估計值長仿真曲線 圖。
[0035] 圖7所示為本發(fā)明所提供的方法實施例2的跟蹤控制器Sz仿真曲線圖。
[0036] 圖8所示為本發(fā)明所提供的方法實施例2的飛行器攻角a仿真曲線圖。
[0037] 圖9所示為本發(fā)明所提供的方法實施例2的飛行器攻角估計值|仿真曲線圖。
[0038] 圖10所示為本發(fā)明所提供的方法實施例2導彈的俯仰角速率coz仿真曲線圖。
[0039] 圖11所示為本發(fā)明所提供的方法實施例2的導彈的俯仰角速率估計值氣仿真曲 線圖。
[0040] 圖12所示為本發(fā)明所提供的方法實施例3的跟蹤控制器Sz仿真曲線圖。
[0041]圖13所示為本發(fā)明所提供的方法實施例3的飛行器攻角a仿真曲線圖。
[0042]圖14所示為本發(fā)明所提供的方法實施例3的飛行器攻角估計值在仿真曲線圖。
[0043]圖15所示為本發(fā)明所提供的方法實施例3的導彈的俯仰角速率coz仿真曲線圖。
[0044] 圖16所示為本發(fā)明所提供的方法實施例3的導彈的俯仰角速率估計值成仿真曲 線圖。
【具體實施方式】
[0045] 下文將結合具體附圖詳細描述本發(fā)明具體實施例。應當注意的是，下述實施例中 描述的技術特征或者技術特征的組合不應當被認為是孤立的，它們可以被相互組合從而達 到更好的技術效果。
[0046] 如圖1所示，本發(fā)明提供一種飛行器俯仰通道攻角同步跟蹤控制方法，步驟包括：
[0047] S1 :采用攻角傳感器測量飛行器攻角a，采用速率陀螺儀測量導彈的俯仰角速率 ?z，控制器根據測量信號構成攻角同步跟蹤控制器，給出輸出控制信號u。，輸送給舵機，通 過舵機控制飛行器攻角信號a跟蹤期望值ad;
[0048] S2 :得到飛行器在某一特征點附近的線性化模型，該模型為二階系統，如下所示：
[0049]
[0050]S3:根據S2中所述二階系統，進行同步系統的構造與參數選取，構造二階同步系 統如下：
[0051]
[0052]S4:根據所述步驟S2及S3中飛行器簡化二階線性系統模型與同步系統，定義誤差 變量如下： %. = a - a
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