技術(shù)特征：

1.基于奇次滑模的平流層飛艇定高飛行控制方法，其特征在于，具體按照以下步驟進行：

步驟一：飛艇高度與垂向速度的測量以及高度誤差的生成；

步驟二：基于誤差與微分的奇次函數(shù)的非線性滑模構(gòu)建；

步驟三：基于線性與非線性增益組合的期望俯仰角指令生成；

步驟四：利用計算機，根據(jù)飛艇俯仰通道的微分方程所建立的數(shù)學模型，近似模擬飛艇俯仰通道的特性；

步驟五：將期望俯仰角指令輸入給俯仰角姿態(tài)穩(wěn)定跟蹤控制器，并由該控制器生成俯仰舵偏角信號，將該舵偏角代入步驟四所建立的數(shù)學模型，通過不斷調(diào)整控制參數(shù)，并觀察飛艇各狀態(tài)的數(shù)據(jù)并畫圖，觀測飛艇高度變化的數(shù)據(jù)曲線，分析定高飛行的動態(tài)響應，從而最終確定一組飛艇定高飛行的控制方案參數(shù)，使得飛艇定高飛行具有滿意的動態(tài)響應與穩(wěn)態(tài)響應性能。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于奇次滑模的平流層飛艇定高飛行控制方法，其特征在于，所述步驟一具體按照以下步驟進行：

有飛艇上高度表測量飛艇的實時高度，記為z，并通過A/D轉(zhuǎn)換傳遞給艇上計算機，通過和期望高度信號的比較，生成高度誤差信號，其中期望高度信號記為z^d，高度誤差信號記為e_z，其滿足e_z＝z-z^d，采用垂直速度傳感器測量飛艇的垂向速度，記為w，并通過A/D轉(zhuǎn)換傳遞給艇上計算機，為第二步做準備。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于奇次滑模的平流層飛艇定高飛行控制方法，其特征在于，所述步驟二具體按照以下步驟進行：

首先由高度誤差信號生成非線性其次誤差項Π，其定義如下：

$\mathrm{\Π}=\frac{13}{11}{e_z}^{11/13}$

由上述高度誤差信號，在艇上計算機中生成誤差積分信號Ω，其定義如下：

Ω＝∫e_zdt

而誤差微分信息其中定高飛行時期望高度為常值，故期望高度信號z^d的導數(shù)故有即可由測量的垂向速度信號w代替誤差微分信號；

最終構(gòu)成如下奇次非線性滑模信息S_z如下：

$s_z=c_z\mathrm{\Π}+c_{zs}\mathrm{\Ω}+\frac{11}{3}{w}^{3/11}$

C_z、C_zs的含義是滑模面中的控制參數(shù)，為正數(shù)。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于奇次滑模的平流層飛艇定高飛行控制方法，其特征在于，所述步驟三具體按照以下步驟進行：

基于奇次滑模信息，構(gòu)造俯仰角的期望值θ^d：

${\mathrm{\θ}}^d=k_{z1}{s}_z+k_{z2}{s}_z/\left(\right|s_z|+{\mathrm{\ξ}}_1)+k_{z3}\frac{s_z}{{\left|s_z\right|}^2+{\mathrm{\ξ}}_2}$

其中k_z1s_z為滑模的線性增益項，為滑模的非線性增益項；k_z1、k_z2、k_z3、ξ₁與ξ₂為控制參數(shù)，選取為正常數(shù)。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的基于奇次滑模的平流層飛艇定高飛行控制方法，其特征在于，所述步驟四具體按照以下步驟進行：

飛艇俯仰通道的數(shù)學模型如下：

$\left[\begin{array}{c}\stackrel{\·}{u}\\ \stackrel{\·}{w}\\ \stackrel{\·}{q}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\\ \stackrel{\·}{x}\\ \stackrel{\·}{z}\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}{a}_{11}{f}_1+a_{13}{f}_3\\ a_{22}{f}_2\\ a_{31}{f}_1+a_{33}{f}_3\\ f_4\\ f_5\\ f_6\end{array}\right]+\left[\begin{array}{c}{a}_{11}{u}_2+a_{13}{k}_{g2}{u}_1\\ a_{22}{k}_{g1}{u}_1\\ a_{31}{u}_2+a_{33}{k}_{g2}{u}_1\\ 0\\ 0\\ 0\end{array}\right]$

其中，u₁為飛艇俯仰舵偏角，用于穩(wěn)定與控制飛艇的俯仰姿態(tài)角；u₂為飛艇的發(fā)動機推力，用于提高飛艇向前的飛行速度；f₁-f₆僅為變量，無物理含義，表達數(shù)為：

$\left[\begin{array}{c}{f}_1\\ f_2\\ f_3\\ f_4\\ f_5\\ f_6\end{array}\right]=\left[\begin{array}{c}-(m+m_{33})wq+Q\[C_{X1}{\cos }^2\mathrm{\α}+C_{X2}\sin \left(2\mathrm{\α}\right)\sin (\mathrm{\α}/2)\]\\ (m+m_{11})qu+{\mathrm{ma}}_z{q}^2+Q\[C_{z1}\cos (\mathrm{\α}/2)\sin \left(2\mathrm{\α}\right)+C_{z2}\sin \left(2\mathrm{\α}\right)+C_{z3}\sin \left(\mathrm{\α}\right)\sin \left(\right|\mathrm{\α}\left|\right)\]\\ Q\[C_{M1}\cos (\mathrm{\α}/2)\sin \left(2\mathrm{\α}\right)+C_{M2}\sin \left(2\mathrm{\α}\right)+C_{M3}\sin \left(\mathrm{\α}\right)\sin \left(\right|\mathrm{\α}\left|\right)\]-a_{z}w\sin \mathrm{\θ}\\ q\\ u\cos \mathrm{\θ}+w\sin \mathrm{\θ}\\ -u\sin \mathrm{\θ}+w\cos \mathrm{\θ}\end{array}\right]$

而a₁₁,a₁₃,a₂₂,a₃₁,a₃₃為飛艇質(zhì)量分布與轉(zhuǎn)動慣量相關的參數(shù)，其計算方法通過下面M的逆陣獲得，即滿足

$\left[\begin{array}{cccccc}{a}_{11}& & a_{13}& & & \\ & a_{22}& & & & \\ a_{31}& & a_{33}& & & \\ & & & 1& & \\ & & & & 1& \\ & & & & & 1\end{array}\right]=M^{-1}$

而M矩陣有飛艇的質(zhì)量與轉(zhuǎn)動慣量所決定，其求取方法如下：

I₃為3階單位矩陣；

其中，M₃為M的子矩陣，用于計算M；m為飛艇的質(zhì)量，a_z為飛艇結(jié)構(gòu)參數(shù)，a_z＝16.8；m₁₁、m₃₃、m₅₅分別飛艇在不同方向的質(zhì)量分布系數(shù)決定的參數(shù)，由飛艇質(zhì)量分布與轉(zhuǎn)動慣量所決定：m₁₁＝k_m1M_r，m₃₃＝k_m2M_r，m₅₅＝k_m3I_y，其中

k_m1＝0.1053；k_m2＝0.8260；k_m3＝0.1256；km₁、k_m2、k_m3含義是飛艇的x，y，z三個方向的質(zhì)量分布系數(shù)；I_y為飛艇沿y軸方向的轉(zhuǎn)動慣量，M_r是飛艇所排開氣體的質(zhì)量，M_r＝ρV，其中ρ為大氣密度，V為飛艇的體積；

Q為動壓頭，其計算方法為Q＝0.5ρV_f²；V_f為飛艇的運動速度；

為飛艇的前向飛行加速度；u為艇體坐標系中飛艇的前向飛行速度；

為飛艇的垂向飛行加速度；w為艇體坐標系中飛艇的垂向飛行速度；

為飛艇的俯仰角加速度；q為飛艇的俯仰角速度；

為飛艇的俯仰角速度，θ為飛艇的俯仰角；

為發(fā)射坐標系中飛艇的前向飛行速度；x為飛艇的前向飛行距離；

為發(fā)射坐標系中飛艇的垂向飛行速度；z為飛艇的飛行高度；

α含義是為飛艇向前與向上速度所形成的夾角；

k_g1與k_g2為舵效常數(shù)，為空氣動力學系數(shù)，其數(shù)據(jù)來自于飛艇風洞試驗；

C_X1、C_X2、C_z1、C_z2與C_z3為飛艇受力相關的空氣動力系數(shù)，C_M1、C_M2、C_M1為飛艇受力矩相關的空氣動力系數(shù)；

針對上述復雜模型的分析，可以簡化為如下一階模型：

$\stackrel{\·}{z}=-u\sin \mathrm{\θ}+wcos\mathrm{\θ}$

其中飛艇俯仰通道姿態(tài)穩(wěn)定控制的設計是通過設計飛艇俯仰舵偏角u₁來控制飛艇的俯仰角θ跟蹤期望的姿態(tài)角指令θ^d。