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申请/专利权人：中国科学院数学与系统科学研究院

摘要：本发明提出一种飞行器的安全变体自抗扰控制方法，具体步骤是：步骤一、根据旋转尾翼式变体飞行器三通道控制系统，设计扩张状态观测器对系统的“总扰动”进行实时在线估计；步骤二、利用步骤一中扩张状态观测器对“总扰动”的估计值zp2t，zq2t以及zr2t，得到安全控制的变体角度；步骤三、利用步骤一中扩张状态观测器对“总扰动”的估计值zp2t，zq2t以及zr2t，设计带有“总扰动”补偿的虚拟控制输入。本发明在外扰和模型不确定存在的情况下，针对变体飞行器角速率控制问题，能够及时处理变体机动过程中产生的剧烈变化的强耦合不确定性，确保控制能力能够补偿外扰及气动参数变化引起的影响，使飞行器姿态动态响应尽可能快而平稳，实现飞行器安全稳定的控制。

主权项：1.一种飞行器的安全变体自抗扰控制方法，考虑旋转尾翼式变体飞行器三通道角速率控制系统： 其中，代表变量pt的导数，滚转角速率pt、俯仰角速率qt和偏航角速率rt为飞行器三通道角速率控制系统1的量测输出，fpt为滚转角速率通道的模型未知部分及外部扰动，fqθt,t为俯仰角速率通道的模型未知部分及外部扰动，frθt,t为偏航角速率通道的模型未知部分及外部扰动，θt为旋转尾翼式变体飞行器的尾翼变体角度，指的是平尾向垂尾过程过渡的角度，θt＝0时不发生变体，舵偏[δaδeδr]T为飞行器三通道角速率控制系统1的控制输入，uθ为变体角度的变体速率输入，I∈R3×3为转动惯量，B∈R3×3为舵偏增益矩阵，其中， b11t，b12t，b13θt,t，b21θt,t，b31θt,t，b32t和b33t均为三通道线性化求得的舵偏增益系数；t0为飞行器三通道角速率控制系统的运行时间初始值；t为飞行器三通道角速率控制系统的运行时间，t∈[t0,∞；其特征在于，包括步骤如下：步骤一：根据旋转尾翼式变体飞行器三通道角速率控制系统1，设计扩张状态观测器对系统的“总扰动”进行实时在线估计；具体步骤如下：设计滚转角速率pt通道“总扰动”的扩张状态观测器如下： 其中u1t为滚转角速率通道的虚拟舵偏输入，其计算公式如下： zp1t为pt的估计值，zp2t为“总扰动”fpt的估计值，βp1,βp2为公式3的需要调节的参数；δet为飞行器在t时刻的控制输入俯仰舵偏，δet∈R；δat为飞行器在t时刻的控制输入副翼舵偏，δat∈R；δrt为飞行器在t时刻的控制输入偏航舵偏，δrt∈R；R表示全体实数集；设计俯仰角速率qt通道“总扰动”的扩张状态观测器如下： 其中u2t为俯仰角速率通道的虚拟舵偏输入，其计算公式如下： zq1t为qt的估计值，zq2t为“总扰动”fqt的估计值，βq1,βq2为公式5的需要调节的参数；设计偏航角速率rt通道“总扰动”的扩张状态观测器如下： 其中u3t为偏航角速率通道的虚拟舵偏输入，其计算公式如下： zr1t为rt的估计值，zr2t为“总扰动”frt的估计值，βr1,βr2为公式7的需要调节的参数；步骤二：利用步骤一中公式3-8对“总扰动”fpt，fqθt,t以及frθt,t的估计值zp2t，zq2t以及zr2t，得到安全控制的变体角度；步骤三：利用步骤一中公式3-8对“总扰动”fpt，fqθt,t以及frθt,t的估计值zp2t，zq2t以及zr2t，设计带有“总扰动”补偿的虚拟控制输入；通过上述步骤，能够应对变体机动过程中产生的强耦合不确定性，能在线辨识安全可控的最大尾翼变体角度，当变体角达到尾翼安全变体角度的上界时，停止变体过程。

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