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申请/专利权人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所;北京理工大学

摘要：本发明公开一种基于时变参数估计与裕度自配置的飞行器控制方法及设备，涉及飞行器控制技术领域，方法包括：根据参数估计器实时估计飞行器的非线性角动量方程中未知参数；所述未知参数包括未知力矩和操纵面效率系数；采用具有相位裕度补偿的自适应控制律计算操纵面偏角；当所述未知参数的估计值满足期望估计精度时将所述未知参数的估计值应用到所述具有相位裕度补偿的自适应控制律中；根据所述操纵面偏角控制所述飞行器。本发明提高了飞行控制的稳定性。

主权项：1.一种基于时变参数估计与裕度自配置的飞行器控制方法，其特征在于，包括：根据参数估计器实时估计飞行器的非线性角动量方程中未知参数；所述未知参数包括未知力矩和操纵面效率系数；采用具有相位裕度补偿的自适应控制律计算操纵面偏角；当所述未知参数的估计值满足期望估计精度时将所述未知参数的估计值应用到所述具有相位裕度补偿的自适应控制律中；根据所述操纵面偏角控制所述飞行器；所述非线性角动量方程表示为： 其中，p表示机体轴滚转角速度，q表示机体轴俯仰角速度，r表示机体轴偏航角速度，为p的导数，为q的导数，为r的导数，Fp表示第一未知力矩，Fq表示第二未知力矩，Fr表示第三未知，α表示攻角，β表示侧滑角，VT表示总速度，表示动压，I表示惯性矩阵，B表示操纵面效率矩阵，δa表示副翼偏角，δe表示升降舵偏角，δr表示方向舵偏角，所述未知力矩包括第一未知力矩、第二未知力矩和第三未知力矩；所述操纵面效率矩阵为由操纵面效率系数构成的矩阵； 其中，b11、b12、b13、b22、b31、b32和b33均为操纵面效率系数；所述参数估计器表示为： 其中，θp是的估计值，θq是的估计值，θr是的估计值，θi0为θi的第一项，θjk为θi中除了θi0之外的的其余项，为θi的导数，σi表示第一标量调谐增益，mi2为第二界限值，αi2为第二归一化参数，Δi和Yi为中间参数； 其中，为中间参数；θig为的估计值，Φi为估计误差的基本矩阵，为估计误差；θig0为θig的初值；Iiq为单位矩阵；θig通过公式积分得到；Φi通过公式积分得到；其中，φi为已知的基函数，mi1为第一界限值，αi1为第一归一化参数，gi为第二标量调谐增益，yi为线性回归方程； 其中，s表示拉普拉斯算子；其中，σi的计算公式为： 其中，χi、χi1和χi2均为正设计参数，为惩罚项，t表示参数更新律当前的运行时间，td表示参数更新律被重置的时间，ξid表示阈值；根据参数估计器实时估计飞行器的非线性角动量方程中未知参数，具体包括：根据所述数估计器得到参数θi的估计值；将参数θi的估计值代入公式和公式得到未知力矩估计值和操纵面效率系数估计值；其中，和为已知的基函数；所述基于时变参数估计与裕度自配置的飞行器控制方法，还包括：根据指示函数判断所述未知参数的估计值是否满足期望估计精度；所述指示函数表示为： 其中，为指示函数，值为1时所述未知参数的估计值满足期望估计精度，ζ1为期望收敛速度，ζ2为满足期望收敛速度的时间，tiτ表示估计误差收敛速度小于期望收敛速度的最大时刻；所述具有相位裕度补偿的自适应控制律表示为： 其中，对于 其中，Bc为中间参数，是bjk的标称值，表示第j个角速度环路的期望预设相位裕度，λj是由期望预设相位裕度所决定的相位裕度配置参数，kp、kq和kr均为比例增益，pr表示机体轴滚转角速度跟踪指令，qr表示机体轴俯仰角速度跟踪指令，rr表示机体轴偏航角速度跟踪指令；用参数zp2、zq2和zr2表示非线性角动量方程的总扰动，zp2、zq2和zr2由扩张状态观测器得到，所述扩张状态观测器得到表示为：对于Bc＝[Bpc,Bqc,Brc]T，U＝[δa,δe,δr]T；βi1和βi2均为观测器增益；当的瞬间时，当θq＝1的瞬间时，当的瞬间时，Bpc表示矩阵Bc的第一行；Bqc表示矩阵Bc的第二行；Brc表示矩阵Bc的第三行；zp1表示p的估计；zq1表示q的估计；zr1表示r的估计。

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