CN112445235A - 一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控制方法及*** - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控制方法及***，所述方法通过实时测量高动态飞行器的滚转角信息，实时解算得到指令舵偏角进而控制飞行器滚转角速率，并在飞行器控制***将指令舵偏角向执行机构传递之后、飞行器实际打舵之前，消除执行机构动力学滞后、获得补偿后指令舵偏角。本方法能够有效控制飞行器滚转稳定，并且消除执行机构动力学滞后带来的不良影响，显著提高飞行器的可靠性，达到精确控制的目标。本发明所述***通用性强，对滚转飞行器和非滚转飞行器均适用，且都能迅速收敛至期望值。

Description

一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控制方法及***

技术领域

本发明涉及飞行器的滚转稳定控制领域，具体涉及一种应 用于高动态飞行器的滚转稳定控制方法及***。

背景技术

精确制导飞行器大致可以分为旋转飞行器和非旋转飞行器 两类，为了实现对飞行器的稳定控制，要求旋转飞行器具有稳 定的旋转角速度，要求非旋转飞行器保持旋转角速度为零。随 着现代战争形式对制导弹药要求的提高，传统非旋转体制的飞 行器已经无法满足高动态、智能化的战场要求，使得旋转飞行 器得到广泛应用。

高速旋转飞行器虽然能够提高飞行器的控制效率，但也具 有许多问题，如：俯仰、偏航通道的耦合，高速自旋导致飞行 器控制失稳以及执行机构滞后导致控制精度降低等。现有的控 制器一般忽略执行机构动力学特性与气动扰动的非线性特性， 仅考虑小攻角条件下的应用情况，很容易造成控制失准的问题， 而且由于未考虑执行机构动力学特性，使得执行机构动力学滞 后时常存在，难以与控制***时钟匹配，进一步造成控制失准 的问题。

因此，有必要提供一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控 制方法及***，能够有效控制飞行器滚转稳定，并且消除执行 机构动力学滞后带来的不良影响，提供飞行器的可靠性，达到 精确控制的目标。

发明内容

为了克服上述问题，本发明人进行了锐意研究，设计出一 种应用于高动态飞行器的滚转稳定控制方法和***，该方法通 过实时测量高动态飞行器的滚转角信息，实时解算得到指令舵 偏角进而控制飞行器滚转角速率，并在飞行器控制***将指令 舵偏角向执行机构传递之后、飞行器实际打舵之前，消除执行 机构动力学滞后、获得补偿后指令舵偏角，能够有效控制飞行 器滚转稳定，并且消除执行机构动力学滞后带来的不良影响， 显著提高飞行器的可靠性，达到精确控制的目标，从而完成了 本发明。

具体来说，本发明的目的在于提供以下方面：

第一方面，提供了一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控 制方法，所述方法包括以下步骤：

步骤1，实时测量得到高动态飞行器的滚转角信息；

步骤2，飞行器控制***根据步骤1中得到的滚转角信息实 时解算得到指令舵偏角，并传递至飞行器执行机构，进而控制 飞行器滚转角速率，使其收敛至期望值；

其中，步骤2中，在飞行器控制***将指令舵偏角向执行机 构传递之后、飞行器实际打舵之前，还包括实时消除执行机构 动力学滞后、获得补偿后指令舵偏角的步骤。

第二方面，提供了一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控 制***，优选用于实施第一方面所述的方法，所述***包括滚 转角测量模块、指令舵偏角解算模块和指令舵偏角补偿模块， 其中，

所述滚转角测量模块用于实时测量飞行器的滚转角，

所述指令舵偏角解算模块用于根据滚转角信息实时解算得 到指令舵偏角；

所述指令舵偏角补偿模块用于消除飞行器执行机构动力学 滞后，以获得补偿后指令舵偏角。

本发明所具有的有益效果包括：

(1)本发明所提供的应用于高动态飞行器的滚转稳定控制 方法，不仅控制飞行器滚转角和滚转角速度在滚转通道内稳定， 还消除了执行机构动力学滞后带来的影响，提高了控制精度；

(2)本发明所提供的应用于高动态飞行器的滚转稳定控制 方法，与现有技术中的控制方法相比，能使飞行器滚转角速率 迅速收敛；

(3)本发明所提供的应用于高动态飞行器的滚转稳定控制 ***，对气动干扰不敏感，在不同攻角条件下均可以使飞行器 ***迅速稳定，并且在大攻角情况下收敛情况良好；

(4)本发明所提供的应用于高动态飞行器的滚转稳定控制 ***，通用性强，对滚转飞行器和非滚转飞行器均适用，且都 能迅速收敛至期望值。

附图说明

图1示出飞行器在滚转通道上扰动系数随攻角变化的变动 曲线；

图2示出本发明实验例1中方法A～C对高动态飞行器滚转角 的控制曲线；

图3示出本发明实验例1中方法A～C对高动态飞行器滚转角 速率的控制曲线；

图4-1示出本发明实验例2中飞行器匀速滚转状态下，方法 A控制的飞行器在不同攻角下滚转角的变化曲线；

图4-2示出了4-1的局部放大图；

图5-1示出本发明实验例2中飞行器匀速滚转状态下，方法 A控制的飞行器在不同攻角下滚转角速率的变化曲线；

图5-2示出了5-1的局部放大图；

图6-1示出本发明实验例2中飞行器不滚转状态下，方法A 控制的飞行器在不同攻角下滚转角的变化曲线；

图6-2示出了6-1的局部放大图。

具体实施方式

下面通过附图和实施方式对本发明进一步详细说明。通过 这些说明，本发明的特点和优点将变得更为清楚明确。其中， 尽管在附图中示出了实施方式的各种方面，但是除非特别指出， 不必按比例绘制附图。

本发明提供了一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控制方 法，所述方法包括以下步骤：

步骤1，实时测量得到高动态飞行器的滚转角信息；

步骤2，飞行器控制***根据步骤1中得到的滚转角信息实 时解算得到指令舵偏角，并传递至飞行器执行机构，进而控制 飞行器滚转角速度，使其收敛至期望值。

其中，在飞行器控制***将指令舵偏角向执行机构传递之 后、飞行器实际打舵之前，还包括实时消除执行机构动力学滞 后的步骤。

其中，经过消除执行机构动力学滞后的指令为补偿后指令 舵偏角，即为飞行器舵机的最终打舵指令。

在本发明中，所述高动态是指飞行器可进行大机动飞行， 具有较大的法向加速度(一般将法向加速度在10g以上的飞行情 况称之为大机动飞行，g表示重力加速度)；所述飞行器的执行 机构包括舵机。

在本发明中，所述高动态飞行器指的是转速在10r/s以上的 旋转飞行器。

以下进一步描述本发明所述应用于高动态飞行器的滚转稳 定控制方法。

步骤1，实时测量得到高动态飞行器的滚转角信息。

在本发明中，所述高动态飞行器的滚转角信息优选通过陀 螺仪实时测量得到，其中，所述陀螺仪能够直接测量得到飞行 器的滚转角，在本发明中对于陀螺仪的具体型号不作特别限定， 可以选择本领域中已有的陀螺仪，能够实现上述功能即可。

步骤2，根据步骤1中得到的滚转角信息实时解算得到指令 舵偏角，并传递至飞行器执行机构，进而控制飞行器滚转角速 度，使其收敛至期望值。

其中，飞行器飞行过程中，其滚转通道动力学可用下式(一) 的二阶微分方程表示：

其中，φ表示滚转角，

表示滚转角速率，

表示滚转角加 速率，δ_a表示舵偏角，Cl_a＝140表示扰动系数，K_R＝5表示滚转 角速率带宽，K_δ表示舵偏角系数，Cl_asin4φ表示扰动项。

本发明人研究发现，如图1所示，当飞行器以小攻角飞行时， Cl_a数值较小，非线性项(扰动项)可以忽略，式(一)所述的 控制器满足使用要求；当飞行器以大攻角飞行时，Cl_a数值较大， 且变化剧烈，此时即使滚转角很小，Cl_a也会对***引起较大的 扰动，式(一)中的非线性项不可忽略。因此，本发明在根据 测量的滚转角信息实时解算舵偏角指令的过程中，对非线性项 进行了考虑。

在本发明中，所述指令舵偏角的解算包括以下步骤：

步骤2-1，飞行器启控后，根据实时测得的滚转角信息，选 择适当的***切换面。

在飞行器***控制过程中，控制器根据***当时的状态， 以跃变方式有目的地不断变换，迫使***按预定的“滑动模态” 的状态轨迹运动。飞行器***进行轨迹运动状态的改变，需要 选择适当的切换面，使其确定的滑动模态渐近稳定且具有良好 的品质。

其中，所述切换面是指将状态空间分为两部分超曲面，通 过设计控制器对状态量的控制，使的状态量稳定在超曲面上。

根据本发明一种优选的实施方式，所述***切换面如下式 (二)所示：

s₁＝e₂+α₁e₁+α₂β(e₁) (二)

其中，S₁表示***切换面(第一切换面)，e₁和e₂均为状态 变量，

e₁＝φ-φ^*，φ表示滚转角，φ^*为期望滚转角，e₁为实际滚 转角和期望滚转角的误差，

表示滚转角速率，

为 期望滚转角速率，e₂为实际滚转角速度和期望滚转角速度的误 差；

α₁和α₂为设计参数，一般取值α₁为20～30，α₂为20～30，优 选地，α₁为25，α₂为25；

β(e₁)为切换函数，表示如下：

如果

或者

则：β(e₁)＝e₁ ^p/q；

如果

则：

其中，

表示切换面的数值，p，q为两个奇整数，一般满 足1/2＜p/q＜1，优选p为3，q为5，b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1， b₂＝(p/q-1)μ^p/q-2，

μ为一个较小的常数， 一般取值为0.003，sgn(·)表示符号函数。

本发明人研究发现，选取的上述***切换面，能够使高动 态飞行器平滑、快速的趋近。

步骤2-2实时解算得到指令舵偏角，使飞行器的滚转角度在 有限时间内达到稳定状态。

根据本发明一种优选的实施方式，所述指令舵偏角通过下 式(三)解算获得：

其中，u₁表示指令舵偏角，Cl_a表示扰动系数，ω_RR表示滚 转角速率带宽，一般取值为5；

e₁和e₂均为状态变量，e₁＝φ-φ^*，φ表示滚转角，φ^*为期望 滚转角，e₁为实际滚转角和期望滚转角的误差，

表 示滚转角速率，

为期望滚转角速率，e₂为实际滚转角速度和 期望滚转角速度的误差；

α₁和α₂为设计参数，一般取值α₁为20～30，α₂为20～30，优 选地，α₁为25，α₂为25；S₁表示***切换面；k₁一般取值为140～160， 优选为150，k₂一般取值为20～40，优选为30，λ₁一般取值为1～2， 优选为0.75；K_δ表示舵偏角系数，一般取值为1200～2500，优选 为1400；sgn(·)表示符号函数；

表示：

如果

或者

则：

如果

则：

其中，

表示切换面的值，p，q为两个奇整数，一般满足 1/2＜p/q＜1，b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1，b₂＝(p/q-1)μ^p/q-2，

μ为一个较小的常数，一般取值为0.003。

在本发明中，选用上述的指令舵偏角解算方法，能够使高 动态飞行器对气动干扰不敏感，在不同攻角条件下均可以使系 统迅速稳定，并且在大攻角下收敛情况良好。

本发明人研究发现，高动态飞行器对测量的滚转角信息进 行实时解算，其控制***通过上式(二)和式(三)实时获得 指令舵偏角，能够使滚转角速率快速、稳定地收敛至期望值。 但是，考虑到执行机构动力学的时间滞后特性会导致飞行器的 执行机构难以与控制***时钟匹配，会造成控制滞后，降低控 制精度。

因此，在本发明中，优选在飞行器控制***将指令舵偏角 向执行机构传递之后、飞行器实际打舵之前，对执行机构动力 学的时间滞后进行消除，以获得补偿后指令舵偏角(即飞行器 舵机的最终打舵指令)。

其中，飞行器执行机构的一阶滞后模型如下式(四)所示：

其中，δ_a表示舵偏角，

表示舵偏角速率，δ_c表示指令舵 偏角，τ表示时间滞后常数，一般取值为0.4。

根据本发明一种优选的实施方式，所述补偿后指令舵偏角 通过下式(五)获得：

其中，u₂＝δ_c表示指令舵偏角(补偿后指令舵偏角)，s₂＝e₃-u₁表示第二切换面，e₃＝δ_a为状态变量，δ_a表示舵偏角，u₁如式(三) 中所示；k₃、k₄、λ₂为设计参数，k₃一般取值为20～40，优选为 30，k₄一般取值为20～40，优选为30，λ₂一般取值为0～1，优选 为0.75；τ表示时间滞后常数，一般取值为0.4；sgn(·)表示符号 函数；

表示u₁的一次微分，

其中，

表示如下：

如果

或者

则：

如果

则：

其中，p，q为两个奇整数，一般满足1/2＜p/q＜1， b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1，b₂＝(p/q-1)μ^p/q-2，

μ为 一个较小的常数，一般取值为0.003；

表示e₂的一次微分。

本发明还提供了一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控制 ***，优选用于实施上述应用于高动态飞行器的滚转稳定控制 方法，所述***包括滚转角测量模块、指令舵偏角解算模块和 指令舵偏角补偿模块，其中，

所述滚转角测量模块用于实时测量飞行器的滚转角，

所述指令舵偏角解算模块用于根据滚转角信息实时解算得 到指令舵偏角；

所述指令舵偏角补偿模块用于消除飞行器执行机构动力学 滞后，以获得补偿后指令舵偏角。

根据本发明一种优选的实施方式，所述滚转角测量模块为 陀螺仪，可以直接测量得到飞行器的滚转角信息。

根据本发明一种优选的实施方式，所述指令舵偏角解算模 块包括切换面选择子模块和实时解算子模块，其中，

所述切换面选择子模块用于在飞行器启控后，根据实时测 得的滚转角信息，选择***切换面；

所述实时解算子模块用于实时解算得到指令舵偏角，使飞 行器的滚转角度在有限时间内达到稳定状态。

在进一步优选的实施方式中，所述切换面选择子模块选择 的***切换面如式(二)所示：

s₁＝e₂+α₁e₁+α₂β(e₁) (二)

其中，S₁表示***切换面(第一切换面)，e₁和e₂均为状态 变量，

e₁＝φ-φ^*，φ表示滚转角，φ^*为期望滚转角，e₁为实际滚 转角和期望滚转角的误差，

表示滚转角速率，

为 期望滚转角速率，e₂为实际滚转角速度和期望滚转角速度的误 差；

α₁和α₂为设计参数，一般取值α₁为20～30，α₂为20～30，优 选地，α₁为25，α₂为25；

β(e₁)为切换函数，表示如下：

如果

或者

则：β(e₁)＝e₁ ^p/q；

如果

则：

其中，

表示切换面的值，p，q为两个奇整数，一般满足 1/2＜p/q＜1，优选p为3，q为5，b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1， b₂＝(p/q-1)μ^p/q-2，

μ为一个较小的常数，一般取值为0.003，sgn(·)表示符号函数。

在更进一步优选的实施方式中，所述实时解算子模块通过 下式(三)实时获得指令舵偏角：

其中，u₁表示指令舵偏角，Cl_a表示扰动系数，ω_RR表示滚 转角速率带宽，一般取值为5；

e₁和e₂均为状态变量，e₁＝φ-φ^*，φ表示滚转角，φ^*为期望 滚转角，e₁为实际滚转角和期望滚转角的误差，

表 示滚转角速率，

为期望滚转角速率，e₂为实际滚转角速度和 期望滚转角速度的误差；

α₁和α₂为设计参数，一般取值α₁为20～30，α₂为20～30，优 选地，α₁为25，α₂为25；S₁表示***切换面；k₁一般取值为140～160， 优选为150，k₂一般取值为20～40，优选为30，λ₁一般取值为1～2， 优选为0.75；K_δ表示舵偏角系数，一般取值为1200～2500，优选 为1400；sgn(·)表示符号函数；

表示：

如果

或者

则：

如果

则：

其中，

表示切换面的值，p，q为两个奇整数，一般满足 1/2＜p/q＜1，优选p为3，q为5，b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1， b₂＝(p/q-1)μ^p/q-2，

μ为一个较小的常数，一般取值为0.003。

根据本发明一种优选的实施方式，所述指令舵偏角补偿模 块通过下式(五)获得补偿后的指令舵偏角：

其中，u₂＝δ_c表示指令舵偏角(补偿后指令舵偏角)，s₂＝e₃-u₁表示第二切换面，e₃＝δ_a为状态变量，δ_a表示舵偏角，u₁如式(三) 中所示；k₃、k₄、λ₂为设计参数，k₃一般取值为20～40，优选为 30，k₄一般取值为20～40，优选为30，λ₂一般取值为0～1，优选 为0.75；τ表示时间滞后常数，一般取值为0.4；sgn(·)表示符号 函数；

表示u₁的一次微分，

其中，

表示如下：

如果

或者

则：

如果

则：

其中，p，q为两个奇整数，一般满足1/2＜p/q＜1，优选p 为3，q为5，b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1，b₂＝(p/q-1)μ^p/q-2，

μ为一个较小的常数，一般取值为0.003；

表示e₂的一次微分。

在本发明中，采用上述控制滚转稳定的***，能够消除气 动参数的不确定性和非线性，在不同攻角条件下均可以使飞行 器***迅速稳定，并且在大攻角情况下收敛情况良好；而且通 用性强，对滚转飞行器和非滚转飞行器均适用，且都能迅速收 敛至期望值。

实验例

实验例1

通过计算机进行高动态飞行器的滚转稳定控制模拟仿真实 验，模拟条件为：高动态飞行器以10r/s的速度进行稳定滚转， 即

分别仿真三种控制方法(方法A，方法B和方法C)对高动 态飞行器的滚转角和滚转角速率的控制情况，在攻角为16°时 的滚转角变化结果如图2所示，在攻角为16°时的滚转角速率变 化结果如图3所示。

其中，方法A为本申请所述的应用于高动态飞行器的滚转 稳定控制方法，具体为：

(1)飞行器启控后，根据实时测得的滚转角信息，选择适 当的***切换面，***切换面如下式(二)所示：

s₁＝e₂+α₁e₁+α₂β(e₁) (二)

其中，S₁表示***切换面(第一切换面)，e₁和e₂均为状态 变量，

e₁＝φ-φ^*，φ表示滚转角，φ^*为期望滚转角，e₁为实际滚 转角和期望滚转角的误差，

表示滚转角速率，

为 期望滚转角速率，e₂为实际滚转角速度和期望滚转角速度的误 差；

α₁和α₂为设计参数，α₁为25，α₂为25；

β(e₁)为切换函数，表示如下：

如果

或者

则：β(e₁)＝e₁ ^p/q；

如果

则：

其中，

表示切换面的值，p＝3，q＝5，b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1， b₂＝(p/q-1)μ^p/q-2，

μ为0.003，sgn(·)表示 符号函数。

(2)根据下式(三)实时解算指令舵偏角：

其中，u₁表示指令舵偏角，Cl_a表示扰动系数，ω_RR表示滚 转角速率带宽，取值为5；

e₁和e₂均为状态变量，e₁＝φ-φ^*，φ表示滚转角，φ^*为期望 滚转角，e₁为实际滚转角和期望滚转角的误差，

表 示滚转角速率，

为期望滚转角速率，e₂为实际滚转角速度和 期望滚转角速度的误差；

α₁和α₂为设计参数，α₁为25，α₂为25；S₁表示***切换面； k₁、k₂、λ₁为设计参数，k₁为150，k₂为30，λ₁为0.75；K_δ表示舵 偏角系数，为1400；sgn(·)表示符号函数；

表示：

如果

或者

则：

如果

则：

其中，

表示切换面的值，p＝3，q＝5，b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1， b₂＝(p/q-1)μ^p/q-2，

μ为0.003。

(3)根据下式(五)获得补偿后指令舵偏角：

其中，u₂＝δ_c表示指令舵偏角(补偿后指令舵偏角)，s₂＝e₃-u₁表示第二切换面，e₃＝δ_a为状态变量，δ_a表示舵偏角，u₁如式(三) 中所示；k₃、k₄、λ₂为设计参数，k₃为30，k₄为30，λ₂为0.75；τ 表示时间滞后常数，为0.4；sgn(·)表示符号函数；

表示u₁的一次微分，

其中，

表示如下：

如果

或者

则：

如果

则：

其中，p＝3，q＝5，b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1，

μ为0.003；

表示e₂的一次微分。

方法B为基于线性滑模控制理论(LSM)设计的控制高动 态飞行器滚转稳定的方法，其中，飞行器的舵偏角指令通过下 式(七)获得：

其中，s₃表示切换面，e₂表示滚转角度，e₁表示滚转角速度， ρ表示设计参数，取值为1，k₅表示设计参数，取值为100，ω_RR表示滚转角速率带宽，取值为5，K_δ表示舵偏角系数，为1400。

方法C为基于终端滑模控制理论(TSM)设计的控制高动 态飞行器滚转稳定的方法，其中，飞行器的舵偏角指令通过下 式(八)获得：

其中，s₄表示舵偏角指令，e₂表示滚转角度，e₁表示滚转角 速度，ρ表示设计参数，取值为1，a表示设计参数，取值为3，b 表示设计参数，取值为5，k₆表示设计参数，取值为100，ω_RR表示滚转角速率带宽，取值为5，K_δ表示舵偏角系数，为1400。

由图2和3可知，方法B和C所控制的滚转角曲线具有无限时 间收敛的趋势，而方法A控制的滚转角可以在有限时间内收敛， 且角速率收敛速度快。

实验例2

在不同攻角条件下(2°、6°、10°、14°和16°)，对方 法A所控制的滚转角和滚转角速率的变化进行仿真，分别考虑 飞行器的匀速滚转状态(10r/s)和不滚转状态，

飞行器匀速滚转状态的仿真结果如图4-1、4-2和5-1、5-2 所示；不滚转状态的仿真结果如图6-1、6-2所示。

由图4-1可知，飞行器匀速滚转状态下，飞行器的滚转角在 稳定后呈线性变化，表明弹体处于稳定匀速滚转状态，在不同 攻角条件下，变化轨迹基本一致；由图4-2(放大图)可知，攻 角为14°和16°下的弹体变化轨迹重合。

由图5-1可知，飞行器匀速滚转状态下，弹体滚转角速率约 在0.5s处达到期望的滚转角速率，收敛速度快，在不同攻角条 件下，滚转角速率的收敛轨迹几乎相同。

由图5-2可以看出，方法A(本发明所述的应用于高动态飞 行器的滚转稳定控制方法)能适应气动参数的剧烈变化；攻角 为10°、14°和16°下的弹体滚转角速率的收敛轨迹重合。

由图6-1可知，飞行器不滚转状态下，方法A能够控制飞行 器的在不同攻角飞行条件下，滚转角速度在有限时间内收敛至 零，即飞行器不滚转；由图6-2可知，攻角为10°、14°和16° 下的弹体变化轨迹重合。

以上结合了优选的实施方式对本发明进行了说明，不过这 些实施方式仅是范例性的，仅起到说明性的作用。在此基础上， 可以对本发明进行多种替换和改进，这些均落入本发明的保护 范围内。

Claims (10)

1.一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控制方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：

步骤1，实时测量得到高动态飞行器的滚转角信息；

步骤2，飞行器控制***根据步骤1中得到的滚转角信息实时解算得到指令舵偏角，并传递至飞行器执行机构，进而控制飞行器滚转角速率，使其收敛至期望值；

其中，步骤2中，在飞行器控制***将指令舵偏角向执行机构传递之后、飞行器实际打舵之前，还包括实时消除执行机构动力学滞后、获得补偿后指令舵偏角的步骤。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤2中，所述指令舵偏角的解算包括以下步骤：

步骤2-1，飞行器启控后，根据实时测得的滚转角信息，选择适当的***切换面；

步骤2-2，实时解算得到指令舵偏角，使飞行器在有限时间内趋近切换面。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤2-1中，选择的***切换面如下式(二)所示：

s₁＝e₂+α₁e₁+α₂β(e₁)(二)

其中，S₁表示***切换面，e₁和e₂均为状态变量；e₁＝φ-φ^*，φ表示滚转角，φ^*为期望滚转角，e₁为实际滚转角和期望滚转角的误差，

表示滚转角速率，

为期望滚转角速率，e₂为实际滚转角速度和期望滚转角速度的误差；

α₁和α₂为设计参数，一般取值α₁为20～30，α₂为20～30；

β(e₁)为切换函数，表示如下：

如果

或者

|e₁|≥μ，则：

如果

|e₁|＜μ，则：

4.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，步骤2-2中，所述指令舵偏角通过下式(三)解算获得：

其中，u₁表示指令舵偏角，Cl_a表示扰动系数，ω_RR表示滚转角速率带宽，一般取值为5；

e₁和e₂均为状态变量，e₁＝φ-φ^*，φ表示滚转角，φ^*为期望滚转角，e₁为实际滚转角和期望滚转角的误差，

表示滚转角速率，

为期望滚转角速率，e₂为实际滚转角速度和期望滚转角速度的误差；

α₁和α₂为设计参数，一般取值α₁为20～30，α₂为20～30；k₁、k₂、λ₁为设计参数，k₁一般取值为140～160，k₂一般取值为20～40，λ₁一般取值为1～2，K_δ表示舵偏角系数，一般取值为1200～2500；sgn(·)表示符号函数。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，式(三)中，

表示：

如果

或者

|e₁|≥μ，则：

如果

|e₁|＜μ，则：

其中，

表示切换面的值，p，q为两个奇整数，满足1/2＜p/q＜1，b₁＝(2-p/q)μ^p/q-1b₂＝(p/q-1)μ^p/q-2

μ为一个较小的常数，一般取值为0.003。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述补偿后指令舵偏角通过下式(五)获得：

其中，u₂表示补偿后指令舵偏角，s₂＝e₃-u₁表示第二切换面，e₃＝δ_a为状态变量，δ_a表示舵偏角，k₃、k₄、λ₂为设计参数，k₃一般取值为20～40，k₄一般取值为20～40，λ₂一般取值为0～1；τ表示时间滞后常数，一般取值为0.4；sgn(·)表示符号函数。

7.一种应用于高动态飞行器的滚转稳定控制***，优选用于实施权利要求1至6之一所述的方法，其特征在于，所述***包括滚转角测量模块、指令舵偏角解算模块和指令舵偏角补偿模块，其中，

所述滚转角测量模块用于实时测量飞行器的滚转角，

所述指令舵偏角解算模块用于根据滚转角信息实时解算得到指令舵偏角；

所述指令舵偏角补偿模块用于消除飞行器执行机构动力学滞后，以获得补偿后指令舵偏角。

8.根据权利要求7所述的***，其特征在于，所述滚转角测量模块为陀螺仪，以直接测量得到飞行器的滚转角信息。

9.根据权利要求7所述的***，其特征在于，所述指令舵偏角解算模块包括切换面选择子模块和实时解算子模块，其中，

所述切换面选择子模块用于在飞行器启控后，根据实时测得的滚转角信息，选择***切换面；

所述实时解算子模块用于实时解算得到指令舵偏角，使飞行器在有限时间内趋近切换面。

10.根据权利要求7所述的***，其特征在于，所述指令舵偏角补偿模块通过下式(五)获得补偿后的指令舵偏角：

其中，u₂表示补偿后指令舵偏角，s²＝e³-u¹表示第二切换面，e₃＝δ_a为状态变量，δ_a表示舵偏角，k₃、k₄、λ₂为设计参数，k₃一般取值为25～35，k₄一般取值为25～35，λ₂一般取值为0.5～1；τ表示时间滞后常数，一般取值为0.4；sgn(·)表示符号函数。

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