一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法与流程

1.本发明涉及飞行器飞行器控制领域，具体而言，涉及观测器与自适应切换相复合控制来实现飞行器攻角跟踪的方法。


背景技术：

2.飞行器传统设计主要采用pid控制方法，其是基于线性系统理论来进行的。而线性系统理论的主要假设在于飞行器飞行过程中的参数固化，从而在考虑飞行器飞行过程中的参数变迁，以及模型非线性带来的稳定性隐患方面，分析与处理能力较弱。而随着飞行器技术的发展，飞行器的速度越来越高，基于线性理论的设计，越来越难以满足现代飞行器面临的越来越多的强非线性与参数剧烈变化的影响。而观测器方法，不仅能够减少系统状态变量的测量，而且本身具有很好的自适应能力，也使得控制方法对飞行器模型的精度要求不高。
3.基于上述原因，本发明提出了一类采用观测器的方法，来处理飞行器系统的模型不确定性以及参数变化，同时为了处理飞行器飞行过程中参数快变情况，引入了自适应切换控制，最终观测器与自适应切换复合控制的方法，很好地实现了攻角跟踪，也使得该方法具有很好的工程应用价值。
4.需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的控制方法对模型参数变化自适应能力不足的问题。
6.根据本发明的一个方面，提供一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，包括以下步骤：
7.步骤s10，将舵系统的舵偏角信号引入控制系统，并在飞行器上安装攻角传感器测量得到飞行器攻角信号，并与飞行器攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号；
8.步骤s20，根据所述的攻角误差信号，构造观测误差信号。然后根据观测误差信号与攻角误差信号构造误差铰链函数，再设计自适应递推规律，并完成观测器增益的自适应更新，得到观测器增益信号；
9.步骤s30，根据所述的观测误差与攻角误差，设计观测器系统的非线性误差调节函数，然后对观测器状态进行递推更新，得到观测器状态信号；
10.步骤s40，根据所述的攻角误差与观测器误差信号进行非线性积分，分别得到攻角误差非线性积分信号与观测误差非线性积分信号，并对观测器状态信号进行综合，得到观测器状态综合信号，然后根据观测器增益信号，组成观测器的控制量信号；
11.步骤s50，根据所述观测器控制量信号与误差非线性积分信号进行复合得到非线
性比例积分信号，并根据观测器控制量信号采用切换自适应方法得到自适应切换控制量，最终组合生成俯仰舵偏角期望信号；
12.步骤s60，根据所述的俯仰舵偏角期望信号与俯仰舵偏角信号进行比较，得到舵偏角误差信号，然后设计负反馈误差控制信号，然后根据俯仰舵偏角信号组成俯仰通道控制律信号，实现俯仰舵偏角期望信号的跟踪，同时实现俯仰通道的攻角跟踪控制。
13.在本发明的一种示例实施例中，根据所述的飞行器攻角信号与飞行器攻角指令信号得到攻角误差信号，构造观测误差信号，然后根据观测误差信号与攻角误差信号构造误差铰链函数，设计自适应递推规律得到观测器增益信号包括：
14.x1＝α-αd；
[0015][0016][0017][0018][0019]
其中α为飞行器攻角信号，αd为飞行器的攻角指令信号，x1为攻角误差信号，为飞行器状态观测器的状态变量，其初始值为0。e为观测误差信号。f1、f2误差铰链函数，m、l为观测器的增益。k
a1
、k
a2
、t1与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0020]
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的观测误差信号与攻角误差信号，设计观测器系统的非线性误差调节函数，然后对观测器状态进行递推更新得观测器状态信号包括：
[0021]
f3＝lk2e/m+le/(|x1|+ε2)+lx1/(|e|+ε2)；
[0022]
f4＝l2k1e/m2+me/(|x1|+ε2)+mx1/(|e|+ε2)；
[0023][0024][0025]
其中u为观测器系统的控制量，其初始值为0，即u(1)＝0，其后续值采用观测器控制量u的设计值，参见下一步控制量的设计。f3、f4为观测器系统的非线性误差调节函数，为观测器的状态，k1、k2、ε2为常值参数，且都为正值。
[0026]
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的攻角误差信号与观测器误差信号构造攻角误差非线性积分信号与观测误差非线性积分信号，并对观测器状态信号进行综合，组成观测器控制量信号包括：
[0027][0028]
[0029][0030][0031]
其中s1为攻角误差非线性积分信号，dt表示对时间信号的积分，s2为观测误差非线性积分信号，s3为观测器状态综合信号，u为最终的观测器控制量，其中k3、k4、k5、ε3、ε4、c1、c2、c3、c4为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0032]
在本发明的一种示例实施例中，根据所述观测器控制量信号与误差非线性积分信号进行复合得到非线性比例积分信号，并根据观测器控制量信号采用切换自适应方法得到自适应切换控制量，最终组合生成俯仰舵偏角期望信号包括：
[0033][0034]
u2＝kwucosk
u sin2ku；
[0035][0036]
δd＝-u-u
1-u2；
[0037]
其中u1为非线性比例积分信号，u2为自适应切换控制量，ku初始值设置为ku(1)＝1，δd为俯仰舵偏角的期望信号，u为观测器控制量，d1、d2、d3、ε5、kw为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0038]
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的俯仰舵偏角期望信号与俯仰舵偏角信号进行比较，得到舵偏角误差信号，然后设计负反馈误差控制信号，然后根据俯仰舵偏角信号组成俯仰通道控制律信号包括：
[0039]
x3＝δ-δd；
[0040][0041][0042]
其中δ为舵系统的俯仰舵偏角信号，δd为俯仰舵偏角期望信号，x3为舵偏角误差信号，u4为负反馈误差控制信号，d4、d5为常值参数，其详细设计见后文案例实施。u5为最终的飞行器俯仰通道控制律信号，ta为舵机物理时间参数，参见舵系统的说明书中设计参数。
[0043]
最终将上述飞行器俯仰通道控制律输送给俯仰舵系统，即可实现俯仰舵偏角误差的消除，同时使得俯仰舵偏角跟踪俯仰舵偏角期望信号，从而实现飞行器的攻角跟踪期望信号，完成俯仰通道的控制任务。
[0044]
有益效果
[0045]
本发明提供的一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，其优点在于，通过观测器的方法，实现了飞行器俯仰角速率信号的观测，从而减少了传统方法采用陀螺仪测量飞行器的俯仰角速度，使得整个飞行器控制方案的测量成本下降，也省得整个控制系统的设计更为简洁方便，节省成本。其次，通过观测器与自适应切换相复合的方式，能综合观测器与自适应切换控制的优点，使得当飞行器出现一般参数的缓慢变化时，能够通
过观测器的自适应功能，适应并消除参数缓慢变化对系统带来的不利影响。同时当飞行器出现参数的快速变化，甚至参数极性的巨大变化时，能够借助自适应切换控制来快速适应该参数快速变化给系统带来的不利影响。从而使得该方法具有很好的理论创新价值与工程应用价值。
[0046]
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。
附图说明
[0047]
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0048]
图1是本发明提供的一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法的流程图；
[0049]
图2是本发明实施例所提供方法的攻角曲线与攻角期望值的对比曲线(单位：度)；
[0050]
图3是本发明实施例所提供方法的攻角误差曲线(单位：度)；
[0051]
图4是本发明实施例所提供方法的动态增益m曲线(无单位)；
[0052]
图5是本发明实施例所提供方法的动态增益l曲线(无单位)；
[0053]
图6是本发明实施例所提供方法的动态增益比值曲线(无单位)
[0054]
图7是本发明实施例所提供方法的飞行器系统状态观测器状态x1曲线(无单位)；
[0055]
图8是本发明实施例所提供方法的飞行器系统状态观测器状态x2曲线(无单位)；
[0056]
图9是本发明实施例所提供方法的飞行器系统观测误差曲线(无单位)；
[0057]
图10是本发明实施例所提供方法的观测器控制量曲线(无单位)；
[0058]
图11是本发明实施例所提供方法的自适应切换控制量曲线(无单位)；
[0059]
图12是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰舵偏角期望信号曲线(单位：度)；
[0060]
图13是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰舵偏角误差信号曲线(单位：度)；
[0061]
图14是本发明实施例所提供方法的飞行器俯仰舵偏角曲线(单位：度)。
具体实施方式
[0062]
现在将参考附图基础上更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。
[0063]
本发明提供了一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，其通过非线性误差反馈与增益自适应，构造了一类具有较大稳定裕度的观测器，从而使得进通过攻角
误差反馈，即可实现观测器的收敛。在大稳定裕度观测器的基础上，设计了自适应切换控制律，实现飞行器的抗干扰。器综合运用了观测器状态反馈与自适应切换控制、比例积分反馈控制方法。尤其时观测器控制与飞行器控制量分离设计的方法，使得观测器状态反馈能与自适应切换控制、比例积分反馈控制能够相辅相成，组成复合控制方法，使得控制算法能够综合利用自适应观测器的自适应能力、非线性比例积分反馈控制的反馈能力与自适应切换控制的快速切换适应能力，从而使得整个复合控制方法具有很好的工程应用价值。
[0064]
下面，将结合附图对本发明的一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法包括以下步骤：
[0065]
步骤s10，在飞行器上安装攻角传感器，测量攻角信号，并与攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号，并将舵系统的舵偏角信号引入控制系统。
[0066]
具体的，首先，采用攻角传感器测量飞行器攻角信号，记作α。
[0067]
然后，根据飞行器的任务需求，设置飞行器的攻角指令信号，记作αd。
[0068]
其次对攻角信号与攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号，记作x1，其计算方式为：x1＝α-αd。
[0069]
最后，将舵系统的俯仰舵偏角信号，引入控制系统，记作δ。由于舵系统本身具有电位计测量反馈，此处无需引入新的测量元器件。
[0070]
步骤s20，根据所述的攻角误差信号，构造观测误差信号。然后根据观测误差信号与攻角误差信号构造误差铰链函数，设计自适应递推规律，实现观测器增益的自适应更新；
[0071]
具体的，首先，设置观测器的两个状态变量为且设置其初始值为0，即且设置其初始值为0，即
[0072]
其次，对攻角误差信号x1与观测器的第一个状态变量进行比较，得到观测误差信号，记作e，其计算方式为：
[0073][0074]
然后，根据所述的攻角误差信号x1与观测误差信号e，误差铰链函数如下：
[0075][0076][0077]
最后，根据误差铰链函数，设计如下的自适应递推规律，对观测器增益进行自适应应更新如下：
[0078][0079][0080]
其中m、l为观测器的增益，其初始值选取m(1)＝3，l(1)＝5。而k
a1
、k
a2
、t1与ε1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0081]
步骤s30，根据所述的观测误差与攻角误差，设计观测器系统的非线性误差调节函数，然后对观测器状态进行递推更新；
[0082]
具体的，首先设置观测器系统的控制量为u，也是飞行器俯仰通道的控制量的组成部分，但其与俯仰通道的控制量有所区别，并设置其初始值为0，即u(1)＝0，其后续值采用观测器控制量u的设计值，参见下一步观测器控制量的设计。
[0083]
其次，根据所述的观测误差、攻角误差与观测器增益，设计观测器系统的非线性误差调节函数为f3、f4如下：
[0084]
f3＝lk2e/m+le/(|x1|+ε2)+lx1/(|e|+ε2)；
[0085]
f4＝l2k1e/m2+me/(|x1|+ε2)+mx1/(|e|+ε2)；
[0086]
最后，根据所述的非线性误差调节函数，构造非线性观测器系统的递推规律如下，并通过递推求取观测器的状态
[0087][0088][0089]
其中k1、k2、ε2为常值参数，且都为正值，u为观测器系统的控制量。
[0090]
步骤s40，根据所述的攻角误差与观测器误差信号进行非线性积分，分别得到攻角误差非线性积分信号与观测误差非线性积分信号，并对观测器状态进行综合，得到观测器状态综合信号，然后根据观测器增益信号，组成观测器的控制量。
[0091]
具体的，首先对攻角误差进行非线性积分，得到攻角误差非线性积分信号，记作s1，其计算方式如下：
[0092][0093]
其中dt表示对时间信号的积分，其中ε4为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0094]
其次对观测误差进行非线性积分，得到观测误差非线性积分信号，记作s2，其计算方式如下：
[0095][0096]
然后，对观测器状态进行综合，得到观测器状态综合信号，记作s3，其计算方式为：
[0097][0098]
其中c1、c2、c3、c4为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0099]
最后，根据所述的观测器状态信号、攻角误差非线性积分信号、观测器误差非线性积分信号，观测器状态综合信号与观测器增益信号，设计最终的观测器系统的控制量，记作u，其计算方式如下：
[0100][0101]
其中k3、k4、k5、ε3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0102]
步骤s50，根据所述观测器控制量，与攻角误差的比例积分进行复合得到非线性比例积分信号，并采用切换自适应方法，生成俯仰舵偏角的期望信号；
[0103]
具体的，首先根据攻角误差信号x1与攻角非线性误差积分信号s1，构造非线性比例积分信号，记作u1，其计算方式如下：
[0104][0105]
其中d1、d2、d3、ε5为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0106]
然后，针对所述的观测器控制量u，设计如下的自适应切换控制量，记作u2，其计算方法如下：
[0107]
u2＝kwucosk
u sin2ku；
[0108][0109]
其中ku初始值设置为ku(1)＝1，kw为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0110]
最后，将上述观测器控制量u、非线性比例积分信号u1、自适应切换项u2组合成最后的俯仰舵偏角的期望信号，记作δd，其计算方式如下：
[0111]
δd＝-u-u
1-u2；
[0112]
步骤s60，根据所述的俯仰舵偏角的期望信号与舵偏角信号进行比较，得到舵偏角误差信号，然后设计负反馈误差控制信号，然后根据舵偏角信号组成俯仰通道控制律，实现俯仰舵偏角期望信号的跟踪，同时实现俯仰通道的攻角跟踪控制。
[0113]
具体的，首先根据舵系统的俯仰舵信号δ与所述的俯仰舵偏角期望信号δd进行比较，得到舵偏角误差信号，记作x3，其计算方式为x3＝δ-δd。
[0114]
其次，根据所述的舵偏角误差信号，设计负反馈误差控制信号，记作u4，其计算方式如下：
[0115][0116]
其中d4、d5为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
[0117]
最后，根据所述的负反馈误差控制信号，设计最终的飞行器俯仰通道控制律，记作u5，其计算方式如下：
[0118][0119]
其中ta为舵机物理时间参数，参见舵系统的说明书中设计参数。
[0120]
最终，将上述飞行器俯仰通道控制律输送给俯仰通道舵系统，即可实现飞行器攻角对给定攻角指令信号的跟踪。
[0121]
案例实施与计算机仿真模拟结果分析
[0122]
为验证本发明所提供方法的正确性与有效性，特提供如下案例仿真进行模拟。
[0123]
在步骤s10中，设置攻角期望值为αd＝3+4sint，单位为度，对攻角信号进行测量，得到攻角曲线与攻角期望值的对比曲线如图2所示，得到的攻角误差曲线如图3所示。
[0124]
在步骤s20中，设置k
a1
＝0.8、k
a2
＝0.8、t1＝0.001与ε1＝0.04，得到的增益m的曲线如图4所示，n的曲线如图5所示。而两者的动态增益比值如图6所示。
[0125]
在步骤s30中，设置k1＝5、k2＝5、ε2＝0.006，得到状态观测器的状态如图7所示，
状态如图8所示，观测误差e如图9所示。
[0126]
在步骤s40中，设置k3＝0.5、k4＝0.2，c1＝4、c2＝3、c3＝5、c4＝5、得到的观测器控制量曲线如图10所示。
[0127]
在步骤s50中，设置d1＝5、d2＝2、d3＝3、ε5＝0.4，kw＝0.5，得到自适应切换控制量如图11所示，俯仰舵偏角期望信号如图12所示。
[0128]
在步骤s60中，设置d4＝300、d5＝50，得到舵偏角误差信号如图13所示，最终的俯仰通道控制律如图14所示。
[0129]
由图13可以看出，俯仰舵偏角的跟踪误差为0，从而可见舵系统的快速性与跟踪精度是比较好的，主要是由于舵系统的不确定性较小。图12给出了最终俯仰舵偏角的期望信号，可见其设计也是比较合理的，因为其与最终的舵信号都在0至20度之间，与正弦变化的指令信号具有很好的对应关系。
[0130]
图11给出了自适应切换控制量，图10给出了观测控制量曲线，可以其基本都随指令信号变化而波动。图7、图8与图9给出了观测器状态与观测误差曲线。图4、图5与图6给出了观测器增益曲线，可以看出观测器的观测增益比基本是常值。
[0131]
由图2与图3可以看出最终的飞行器攻角能够较好地跟踪期望指令信号，而且由于指令信号较大，最大攻角高达7度，因此由图14可以看出，舵偏角指令信号也较大，稳态舵偏角信号还高达15度，其中设定默认饱和阈值为20度，即俯仰舵偏角超过20度即进入饱和。
[0132]
从上述案例可以看出，本发明例所选的攻角期望信号较大，远超出了工程实际中的攻角期望信号，此时舵偏角信号仍然比较合理。因此，本发明所提供的攻角跟踪方法能够满足工程设计所需的快速性与准确性要求，从而具有很高的工程实用价值。
[0133]
本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本技术旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未指明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

技术特征：
1.一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤s10，将舵系统的舵偏角信号引入控制系统，并在飞行器上安装攻角传感器测量得到飞行器攻角信号，并与飞行器攻角指令信号进行比较，得到攻角误差信号；步骤s20，根据所述的攻角误差信号，构造观测误差信号。然后根据观测误差信号与攻角误差信号构造误差铰链函数，再设计自适应递推规律，并完成观测器增益的自适应更新，得到观测器增益信号；步骤s30，根据所述的观测误差与攻角误差，设计观测器系统的非线性误差调节函数，然后对观测器状态进行递推更新，得到观测器状态信号；步骤s40，根据所述的攻角误差与观测器误差信号进行非线性积分，分别得到攻角误差非线性积分信号与观测误差非线性积分信号，并对观测器状态信号进行综合，得到观测器状态综合信号，然后根据观测器增益信号，组成观测器的控制量信号；步骤s50，根据所述观测器控制量信号与误差非线性积分信号进行复合得到非线性比例积分信号，并根据观测器控制量信号采用切换自适应方法得到自适应切换控制量，最终组合生成俯仰舵偏角期望信号；步骤s60，根据所述的俯仰舵偏角期望信号与俯仰舵偏角信号进行比较，得到舵偏角误差信号，然后设计负反馈误差控制信号，然后根据俯仰舵偏角信号组成俯仰通道控制律信号，实现俯仰舵偏角期望信号的跟踪，同时实现俯仰通道的攻角跟踪控制。2.根据权利要求1一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据所述的飞行器攻角信号与飞行器攻角指令信号得到攻角误差信号，构造观测误差信号，然后根据观测误差信号与攻角误差信号构造误差铰链函数，设计自适应递推规律得到观测器增益信号包括：观测器增益信号包括：观测器增益信号包括：观测器增益信号包括：观测器增益信号包括：其中α为飞行器攻角信号，α
d
为飞行器的攻角指令信号，x1为攻角误差信号，为飞行器状态观测器的状态信号，其初始值为0；e为观测误差信号；f1、f2误差铰链函数，k
a1
、k
a2
、t1与ε1为常值参数，m、l为观测器增益信号，其中m(n)、l(n)分别为m、l的第n个数据，n＝1,2,3
…
，n为正整数。3.根据权利要求1一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据所述的观测误差信号与攻角误差信号，设计观测器系统的非线性误差调节函数，然后对观测器状态进行递推更新得观测器状态信号到包括：f3＝lk2e/m+le/(|x1|+ε2)+lx1/(|e|+ε2)；
f4＝l2k1e/m2+me/(|x1|+ε2)+mx1/(|e|+ε2)；)；其中u为观测器控制量信号，其初始值为0；f3、f4为观测器系统的非线性误差调节函数，k1、k2、ε2为常值参数，且都为正值，为观测器状态信号，其中分别为的第n个数据。4.根据权利要求1一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据所述的攻角误差信号与观测器误差信号构造攻角误差非线性积分信号与观测误差非线性积分信号，并对观测器状态信号进行综合，组成观测器控制量信号包括：线性积分信号，并对观测器状态信号进行综合，组成观测器控制量信号包括：线性积分信号，并对观测器状态信号进行综合，组成观测器控制量信号包括：线性积分信号，并对观测器状态信号进行综合，组成观测器控制量信号包括：其中s1为攻角误差非线性积分信号，dt表示对时间信号的积分，s2为观测误差非线性积分信号，s3为观测器状态综合信号，k3、k4、k5、ε3、ε4、c1、c2、c3、c4为常值参数，u为观测器控制量信号。5.根据权利要求1一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据所述攻角误差信号与误差非线性积分信号进行复合得到非线性比例积分信号，并根据观测器控制量信号采用切换自适应方法得到自适应切换控制量，最终组合生成俯仰舵偏角期望信号包括：u2＝k
w
u cosk
u
sin2k
u
；δ
d
＝-u-u
1-u2；其中u1为非线性比例积分信号，u2为自适应切换控制量，k
u
初始值设置为k
u
(1)＝1，u为观测器控制量，d1、d2、d3、ε5、k
w
为常值参数，δ
d
为俯仰舵偏角期望信号。6.根据权利要求1一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，其特征在于，根据所述的俯仰舵偏角期望信号与俯仰舵偏角信号进行比较，得到舵偏角误差信号，然后设计负反馈误差控制信号，然后根据俯仰舵偏角信号组成俯仰通道控制律信号包括：x3＝δ-δ
d
；
其中δ为俯仰舵偏角信号，δ
d
为俯仰舵偏角期望信号，x3为舵偏角误差信号，u4为负反馈误差控制信号，d4、d5为常值参数；u5为最终的飞行器俯仰通道控制律信号，t
a
为舵机物理时间常数。

技术总结
本发明是关于一种观测器与自适应切换复合的飞行器攻角控制方法，属于飞行器控制领域。其采用传感器测量攻角信号，并与攻角期望信号进行比较得到攻角误差信号。再与观测器状态信号进行比较得到观测误差信号，然后由观测与攻角误差生成铰链函数得到观测器增益信号，并对观测器状态信号进行自适应更新。然后根据观测器的观测值与误差非线性积分信号，形成观测器的控制量。然后以控制量为驱动，采用正弦函数与余弦函数生成自适应切换控制律，并与攻角误差的非线性比例积分控制律相复合，形成最终的俯仰通道舵偏角期望信号，并通过俯仰舵偏角的误差信号形成最终的俯仰通道控制律，实现攻角跟踪。该方法的优点在于对飞行器参数变化的自适应能力强。的自适应能力强。的自适应能力强。


技术研发人员：马宏伟 任琳娜 赵晶 高广顺
受保护的技术使用者：山东创惠电子科技有限责任公司
技术研发日：2021.11.27
技术公布日：2022/3/8