[发明专利]一种绳系支撑飞行器模型强迫自由角运动模拟与抑制方法

权利要求书

1.一种绳系支撑飞行器模型强迫自由角运动模拟与抑制方法，其特征在于包括以下步骤：

1)采用一种5绳欠约束绳系支撑系统支撑飞行器模型的方式；所述5绳欠约束绳系支撑系统包括4根上方绳索和1根下方绳索；4根上方绳索对称布置在飞行器模型的两侧前后，1根下方绳索布置在通过飞行器模型质心的位置；基于刚度和固有频率分析，支撑系统在滚转、偏航方向的一阶固有频率尽可能低，通过质心的绳索使滚转偏航基频尽可能低；绳索均为张紧状态，不发生虚牵，即绳拉力T0；

2)建立含舵面的支撑系统动力学方程；所述含舵面的支撑系统动力学方程采用如下表达式：

其中，M(X)为飞行器模型的惯性矩阵，X为飞行器模型位姿矢量，为速度项，为加速度项；为非线性哥氏离心力矩阵，w_g为重力矢量，为与飞行器模型的位姿及其变化率有关的气动力/力矩向量，w_e2(δ_r,δ_a)为与飞行器模型的方向舵偏转角和副翼偏转角有关的气动力/力矩向量，δ_r为飞行器模型的方向舵偏转角，δ_a为飞行器模型的副翼偏转角，为方向舵偏航力矩系数，为副翼滚转力矩系数，T为绳拉力矢量，J为系统的雅可比矩阵；表示一阶导数，表示二阶导数，()^T表示矩阵的转置；

3)设计大迎角强迫俯仰运动控制律；所述大迎角强迫俯仰运动控制律是在设置舵面偏角为零的条件下设计，考虑补偿系统内部建模的不确定性和实际试验中存在的外界干扰，设计大迎角强迫俯仰运动控制律；具体包括：小波神经网络、扩张状态观测器和非奇异终端滑模控制器；其中，小波神经网络用于补偿系统内部建模的不确定性，扩张状态观测器用于补偿实际试验中存在的外界干扰，非奇异终端滑模控制器用于使被控对象的跟踪误差收敛；大迎角强迫俯仰运动的总控制律为：

其中，T为绳拉力，C为等效雅可比矩阵，A₀为等效惯性矩阵，B₀为等效阻尼矩阵，D₀为等效科氏力与重力矩阵，为干扰项估计值，为最大神经网络估计权值；为非奇异终端滑模面函数，β＞0，1＜γ＜2，e＝X-X_d为误差，X为实际位姿，X_d为理论位姿，||表示绝对值，sign()表示符号函数；W为小波基函数矩阵；D₁、D₂为半正定增益矩阵，仅在俯仰方向设置增益值；u₀是控制律中的鲁棒项；()⁺表示矩阵的伪逆；表示矩阵相乘，运算如下：其中，w_i是矩阵W的第i个列向量；

4)设计舵面控制律1，补偿滚转和偏航方向的绳拉力约束项和科氏力项，模拟强迫俯仰+自由滚转/偏航角运动；所述舵面控制律1的表达式如下：

其中，()_i代表列向量的第i个分量；该舵面控制律1用于补偿滚转和偏航方向的绳拉力约束项和科氏力项，模拟飞行器模型在滚转和偏航方向无约束情况下的强迫俯仰+自由滚转/偏航角运动；

5)设计舵面控制律2，抑制滚转/偏航方向的角运动；所述舵面控制律2的表达式如下：

其中，()_d为期望值，k为控制增益，ψ为偏航角，r为偏航角速度，φ为滚转角，p为滚转角速度；此时俯仰方向上仍采用大迎角强迫俯仰运动控制律，分析舵偏角对飞行器模型的气动力和气动力矩产生的影响和抑制，设计一种基于舵面控制的抑制滚转/偏航方向的角运动的控制方法；飞行器在大迎角的姿态下飞行，产生非对称的气流，从而产生横航向力矩时，用上述舵面控制律补偿，抑制滚转/偏航方向的角运动。