[发明专利]一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法

权利要求书

1.一种基于双干扰观测的飞行器俯仰通道反演控制方法，其特征在于按照以下步骤进行：

步骤一：测量飞行器攻角与俯仰角速率，并构造内回路的力干扰观测器：

首先采用攻角传感器，安装于飞行器纵轴上，测量飞行器的攻角，记为α；

其次采用速率陀螺仪，安装于飞行器纵轴上，测量飞行器俯仰角速率，记为ω_z；

最后按照如下微分方程构造内回路的力干扰观测器，

其中为飞行器内回路未知干扰力D的估计值，而为飞行器攻角α的估计值，为的导数，为的导数，sign为符号函数，k₀与k₁为力干扰观测器的增益，a₃₄为飞行器俯仰通道简化模型的实验参数，根据飞行器风洞实验数据确定；

步骤二：构造攻角误差，设计俯仰角速率期望值的反演控制律：

首先根据上述攻角传感器测量的攻角α，并与期望的攻角指令α^d进行比较，得到攻角误差信号e_α如下

e_α＝α-α^d；

其中α^d是控制系统为了实现飞行器给定飞行任务而设计的攻角指令，其次，根据上述攻角α、与攻角指令α^d、攻角误差信号e_α以及上述力干扰观测器的观测结果设计俯仰角速率期望值的反演控制律如下：

其中为α^d的导数，与为控制增益，用于控制系统响应速度，ε_b为柔化常数，用于减弱系统的震荡；

步骤三：定义俯仰角速率误差，构建外回路干扰观测器：

首先根据上述俯仰角速率期望值与飞行器俯仰角速率的测量值ω_z进行比较，得到如下的俯仰角速率误差信号如下：

其次，按照如下微分方程构建外回路干扰观测器

其中与为飞行器外回路未知干扰力矩与其它未知干扰W的估计值，而为飞行器俯仰角速率误差e_ω的估计值，为e_ω的导数，为的导数，sign为符号函数，k_w0与k_w1为力干扰观测器的增益，a₂₄、a₂₂、a₂₅为飞行器俯仰通道简化模型的实验参数，根据飞行器风洞实验数据确定；

步骤四：构建飞行器攻角反演跟踪控制律，

实现飞行器俯仰通道攻角跟踪攻角指令：

根据上述攻角α、行器俯仰角速率的测量值ω_z、俯仰角速率误差信号e_ω与上述外回路干扰观测器的输出信号构造攻角反演跟踪控制律如下：

与为控制增益，用于控制系统响应速度，ε_a为柔化常数，用于减弱系统的震荡。