CN113110538A - 一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法，它提供一种在考虑参数不确定、未知干扰以及执行器故障的情况下，舰载机着舰的新容错控制方法，属于舰载机自动控制技术领域。本方法基于反步法设计舰载机自主着舰容错控制器，利用固定时间干扰观测器对舰载机执行器故障进行容错控制并估计和补偿模型中的不确定性和外界干扰。同时，结合固定时间控制方法降低***的收敛时间，使控制对象在固定时间内将轨迹跟踪误差收敛到零的一个小邻域内。本发明大大降低了执行器故障对舰载机轨迹跟踪性能的影响，提升了轨迹跟踪误差的收敛速度，实现了舰载机在执行器故障的情况下能够继续完成轨迹跟踪并安全着舰，增强了***的鲁棒性与稳定性。

Description

一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法

技术领域

本发明提供一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法，它提供一种在考虑参数不确定、未知干扰以及执行器故障的情况下，舰载机着舰的新容错控制方法，属于舰载机自动控制技术领域。

背景技术

近年来，为了增强***/舰载机***的整体作战能力，对于舰载机着舰轨迹跟踪控制的研究和实际应用越来越多。舰载机在作战过程中不仅可针对海、陆、空进行精准目标打击，还能完成侦查、预警、电子对抗等多样的精密作战任务，是***战斗力的主要体现。舰载机的飞控***通过驾驶员、自动驾驶仪和其他控制单元的指令转换成电信号、机械信号和液压信号来控制舰载机执行器的舵面位置，以控制其在期望轨迹中飞行。在着舰过程中，为了能够以一个适合的姿态触舰，舰载机需要保持较小的速度下滑，并需维持较高的航迹控制精度，从而实现安全降落。但在实际情况下，舰载机在飞行过程中干扰因素较多，比如外界干扰因素阵风和大气紊流或是舰载机内部执行器发生未知故障都会造成***性能改变甚至恶化。对于未知干扰因素，仅仅利用传感器很难进行精准测量，同时，故障信息具有在时间和地点的不确定性和未知性，因此，针对舰载机容错控制研究的重要性不言而喻。通过在***中加入容错控制，使得舰载机能够在出现***故障、性能变差的情况下，仍然可以安全地航行或降落。滑模干扰观测器和扩张观测器是广泛应用于未知干扰及故障估计补偿的方法，但这些方法没有结合固定时间控制理论降低***误差收敛时间，然而衡量舰载机着舰性能的一个重要指标就是舰载机轨迹跟踪误差的收敛时间。因此，需要提出一个性能更好、可靠性更高且收敛时间更快的舰载机着舰容错控制方法。

本发明“一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法”基于以上问题进行考虑，而提出可靠的，解决参数不确定、外界干扰以及执行器故障下的舰载机容错问题的控制理论。通过惯性坐标系下舰载机的六自由度模型，将其在故障情况下的跟踪期望轨迹问题拆分为位置跟踪、姿态跟踪及迎角跟踪问题。其中，使用固定时间干扰观测器对外界干扰及执行器故障进行估计和补偿估计。同时，引入固定时间控制方法降低***的收敛时间，使舰载机在固定时间内将轨迹跟踪误差收敛到零的一个小邻域内。通过李雅普诺夫稳定性分析以及模拟仿真，证明所设计控制器在执行器故障情况下容错能力较高，舰载机可以在发生故障后的固定时间内将轨迹跟踪误差收敛到零的一个小邻域内，并保证***全局一致有界。

发明内容

1.目的：本发明的目的在于提供一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法，控制工程师可以在结合实际参数的同时，按照该方法实现舰载机抗扰动、抗执行器故障的轨迹跟踪控制。

工程师可以在结合实际参数的同时，按照该方法实现舰载机抗扰动、抗执行器故障的轨迹跟踪控制。

2.技术方案：本发明“一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法”，其主要内容及步骤是：

首先给定惯性坐标系下舰载机考虑外界干扰及执行器故障时的六自由度模型，然后针对该模型进行控制器设计。该方法依据有效输入分为距离控制、姿态控制以及自动油门控制三部分，因此控制律也相应的由三部分组成：距离控制律、姿态控制律以及自动油门控制律。这三种控制律都基于反步法进行设计。由该方法计算得到的实际输入控制量将传输至操纵面及发动机等执行机构，即可实现舰载机容错控制功能。

本发明“一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法”，其具体步骤如下：

步骤一 建立惯性坐标系下舰载机的六自由度严格反馈非线性仿射模型。

步骤二 距离控制设计：给定一条期望轨迹，由位置误差计算得到位置虚拟控制律，由虚拟控制律进一步推出控制航向角和爬升角的虚拟输入控制律，并使用固定时间干扰观测器对外界干扰进行估计及补偿，以此减小舰载机与参考轨迹之间的距离差。

步骤三 角度控制设计：计算角度误差，并由角度误差计算得到角度虚拟控制律，由虚拟控制律进一步推出控制俯仰角、侧滑角以及滚转角角速度的实际输入控制律，并使用固定时间干扰观测器对外界干扰及执行器故障进行估计及补偿，以此减小舰载机与参考轨迹之间的角度差。

步骤四 自动油门控制设计：计算迎角误差，并由迎角误差计算得到实际输入控制律，即自动油门控制律，并使用固定时间干扰观测器对外界干扰进行估计及补偿，以减小迎角误差。

其中，在步骤一中所述的六自由度严格反馈非线性仿射模型如下：

建立惯性坐标系下舰载机六自由度模型，如附图1所示。O_gx_gy_g是建立在地球上的惯性坐标系，O_bx_by_bz_b为建立在舰载机上的机体坐标系，O_px_py_pz_p表示航迹坐标系。在上述坐标系下舰载机严格反馈非线性仿射模型为

上述方程中，x₁＝[y,z]^T表示惯性坐标系中位置，x₂＝[χ,γ]^T其中χ和γ分别表示航向角和爬升角，ν＝[ν₁,ν₂]^T＝[sinμ,αcosμ]^T为虚拟控制量，x₃＝[θ,β,μ]^T其中θ、β和μ分别表示俯仰角、侧滑角和滚转角，x₄＝[p,q,r]^T其中p、q和r分别表示机体坐标系下各姿态角角速度在机体坐标系中的投影，u_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T表示副翼、升降舵和方向舵的偏角，δ_p表示发动机油门控制输入量，α为迎角，V_k表示当前舰载机的飞行速度，d_f＝[d_χ,d_γ]^T，d_m＝[d_p,d_q,d_r]^T及d_α表示由舰尾流、海浪等引起的外部未知干扰量，其大小是未知有界的，未知界表示为L₁、L₂和L₃。定义Δ₁＝b₄(ξ-I)u_act+b₄u_f+d_m为执行器故障，ξ＝diag([ξ₁,ξ₂,ξ₃])为执行器损伤增益，

为执行器加法故障，且f_i(i＝1,2,3,4,α)，b_i(i＝1,2,3,4,α)参量具体表达式为：

f₄＝f₄(x₃,x₄,Q)

上式中，m为质量，σ表示安装角，T表示当前推力，T_max表示最大推力，l表示翼展长度，ρ表示大气密度，S表示机翼面积，

L,M,N分别表示滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩，Y,D,C分别表示升力、阻力和侧力，I_ii(i＝x,y,z)表示舰载机的各惯性参量，系数

表示δ对ε的偏导数，即

δ＝Y,D,C,L,M,N，ε＝α,β,δ_a,δ_e,δ_r,p,q,r。

其中，在步骤二中所述的距离控制设计，方法如下：

给定期望轨迹，得到期望位置坐标x_1d＝(y_d,z_d)，由此定义以下误差变量:

ε₁＝x₁-x_1d，ε₂＝x₂-x_2d

式中位置误差为ε₁，角度误差为ε₂。

选取李雅普诺夫函数为

则设计如下虚拟控制律x_2d为：

虚拟控制律ν为：

固定时间干扰观测器设计为：

其中k₁₁,k₁₂,k₂₁,k₂₂＞0为正定对角矩阵，δ₁₀,δ₂₀＞0为一较小的常量，且利用

这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，z₁,z₂为干扰观测器的状态量，λ₁,λ₂,λ₃为干扰观测器中增益，l₁＝z₁-x₂，且

λ₂＞0，λ₃＞4L₁。其中，应用指令滤波器估计

和

上述固定时间干扰观测器设计可在固定时间内准确估计未知干扰d_f，且固定时间为

其中，σ＞0且

N₁＝λ₃+L₁，n₁＝λ₃-L₁，p＞1为控制器参量。

可求得期望俯仰角θ_d、侧滑角β_d以及速度滚转角μ_d为：

其中，在步骤三中所述的角度控制设计方法如下：

由步骤二中所得期望俯仰角θ_d、侧滑角β_d以及速度滚转角μ_d，由此定义以下误差变量:

ε₃＝x₃-x_3d，ε₄＝x₄-x_4d

选取李雅普诺夫函数为

则设计如下虚拟控制律x_4d为：

实际控制律u_act为：

固定时间干扰观测器设计为：

其中k₃₁,k₃₂,k₄₁,k₄₂＞0为正定对角矩阵，δ₃₀,δ₄₀＞0为一较小的常量，且利用

这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，z₃,z₄为干扰观测器的状态量，λ₄,λ₅,λ₆为干扰观测器中增益，l₂＝z₃-x₄，且

λ₅＞0，λ₆＞4L₂。其中，应用指令滤波器估计

和

上述固定时间干扰观测器设计可在固定时间内准确估计未知干扰Δ₁，且固定时间为

其中，σ₁＞0且

N₂＝λ₆+L₂，n₂＝λ₆-L₂，p＞1为控制器参量。

其中，在步骤四中所述的自动油门控制设计方法如下：

给定期望迎角α_d，由此定义以下迎角误差变量:

ε₅＝α-α_d

选取李雅普诺夫函数为

则设计如下实际控制律δ_p为：

固定时间干扰观测器设计为：

其中k₅₁,k₅₂＞0为一常量，δ₅₀＞0为一较小的常量，且利用

这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，z₅,z₆为干扰观测器的状态量，λ₇,λ₈,λ₉为干扰观测器中增益，l₃＝z₅-α，且λ₇h^-1(λ₇)＞N₃，λ₈＞0，λ₉＞L₃。

上述固定时间干扰观测器设计可在固定时间内准确估计未知干扰d_α，且固定时间为

其中，σ₂＞0且

N₃＝λ₉+L₃，n₃＝λ₉-L₃，p＞1为控制器参量。

上述所设计舰载机着舰固定时间容错控制方法***各跟踪误差在受到执行器故障后均可在固定时间T内收敛到零的一个小邻域内，T为

3.优点及效果：

本发明“一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法”，与现有技术比，其优点是：

1)本方法能够有效解决容错问题，大幅度改善了由于执行器故障所引起的控制性能恶化。

2)本方法采用固定时间干扰观测器有效的估计和补偿了模型不确定性、外界干扰以及执行器故障对控制器性能造成的不利影响；

3)在执行器发生故障后，***各状态参量误差均能在固定时间内收敛到零的一个小邻域内。

4)本方法可保证***的全局一致有界；

附图说明

图1为本发明坐标系示意图；

图2为本发明控制***框架示意图；

符号说明如下：

x₁ x₁＝[y,z]^T为舰载机在惯性坐标系下的当前位置；

x₂ x₂＝[χ,γ]^T为舰载机为在惯性坐标系下的航向角及爬升角；

x₃ x₃＝[θ,β,μ]^T为舰载机在惯性坐标系下的俯仰角、侧滑角和滚转角；

x₄ x₄＝[p,q,r]^T为舰载机在机体坐标系下各姿态角角速度在机体坐标系中的投影；

α α为舰载机当前迎角；

ν ν＝[sinμ,αcosμ]^T为位置控制器中的虚拟控制量；

u_act u_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T为副翼、升降舵和方向舵的偏角；

δ_p δ_p为发动机油门控制参量；

d_f,d_m,d_α 舰载机外部干扰量；

Δ₁ 舰载机执行器故障；

L₁,L₂,L₃ 舰载机外部干扰量的未知上界估计值；

x_1d 舰载机期望位置坐标；

x_3d 舰载机的期望姿态变量；

ε₁ 舰载机的位置误差；

ε₂ 舰载机的姿态误差；

ε₃,ε₄ 舰载机的角度误差和角速度误差；

ε₅ 舰载机的迎角误差；

x_2d,x_4d 虚拟控制律；

k₁₁,k₁₂,k₂₁,k₂₂,k₃₁,k₃₂ 虚拟控制律设计参数；

k₄₁,k₄₂,k₅₁,k₅₂ 实际控制律设计参数；

z₁,z₂,z₃,z₄,z₅,z₆ 固定时间干扰观测器状态参量；

λ₁,λ₂,λ₃,λ₄,λ₅,λ₆,λ₇,λ₈,λ₉ 固定时间干扰观测器状增益；

l₁,l₂,l₃ 固定时间干扰观测器误差；

T₁,T₂,T₃ 固定时间干扰观测器估计误差d_f,Δ₁,d_α的固定时间；

T 舰载机着舰***误差收敛的固定时间；

具体实施方式

下面对本发明中的各部分设计方法作进一步的说明：

本发明“一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法”，其具体步骤如下：

步骤一：建立惯性坐标系下舰载机的六自由度严格反馈非线性仿射模型

建立惯性坐标系下舰载机六自由度模型，如附图1所示。O_gx_gy_g是建立在地球上的惯性坐标系，O_bx_by_bz_b为建立在舰载机上的机体坐标系，O_px_py_pz_p表示航迹坐标系。在上述坐标系下舰载机严格反馈非线性仿射模型为

上述方程中，x₁＝[y,z]^T表示惯性坐标系中位置，x₂＝[χ,γ]^T其中χ和γ分别表示航向角和爬升角，ν＝[ν₁,ν₂]^T＝[sinμ,αcosμ]^T为虚拟控制量，x₃＝[θ,β,μ]^T其中θ、β和μ分别表示俯仰角、侧滑角和滚转角，x₄＝[p,q,r]^T其中p、q和r分别表示机体坐标系下各姿态角角速度在机体坐标系中的投影，u_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T表示副翼、升降舵和方向舵的偏角，δ_p表示发动机油门控制输入量，α为迎角，V_k表示当前舰载机的飞行速度，d_f＝[d_χ,d_γ]^T，d_m＝[d_p,d_q,d_r]^T及d_α表示由舰尾流、海浪等引起的外部未知干扰量，其大小是未知有界的，未知界表示为L₁、L₂和L₃。定义Δ₁＝b₄(ξ-I)u_act+b₄u_f+d_m为执行器故障，ξ＝diag([ξ₁,ξ₂,ξ₃])为执行器损伤增益，

为执行器加法故障，且f_i(i＝1,2,3,4,α)，b_i(i＝1,2,3,4,α)参量具体表达式为：

f₄＝f₄(x₃,x₄,Q)

上式中，m为质量，σ表示安装角，T表示当前推力，T_max表示最大推力，l表示翼展长度，ρ表示大气密度，S表示机翼面积，

L,M,N分别表示滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩，Y,D,C分别表示升力、阻力和侧力，I_ii(i＝x,y,z)表示舰载机的各惯性参量，系数

表示δ对ε的偏导数，即

δ＝Y,D,C,L,M,N，ε＝α,β,δ_a,δ_e,δ_r,p,q,r。

步骤二：距离控制设计

给定期望轨迹，得到期望位置坐标x_1d＝(y_d,z_d)，由此定义以下误差变量:

ε₁＝x₁-x_1d，ε₂＝x₂-x_2d

式中位置误差为ε₁，角度误差为ε₂。

选取李雅普诺夫函数为

则设计如下虚拟控制律x_2d为：

虚拟控制律ν为：

固定时间干扰观测器设计为：

其中k₁₁,k₁₂,k₂₁,k₂₂＞0为正定对角矩阵，δ₁₀,δ₂₀＞0为一较小的常量，且利用

这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，z₁,z₂为干扰观测器的状态量，λ₁,λ₂,λ₃为干扰观测器中增益，l₁＝z₁-x₂，且

λ₂＞0，λ₃＞4L₁。其中，应用指令滤波器估计

和

上述固定时间干扰观测器设计可在固定时间内准确估计未知干扰d_f，且固定时间为

其中，σ＞0且

N₁＝λ₃+L₁，n₁＝λ₃-L₁，p＞1为控制器参量。

可求得期望俯仰角θ_d、侧滑角β_d以及速度滚转角μ_d为：

步骤三：角度控制设计

由步骤二中所得期望俯仰角θ_d、侧滑角β_d以及速度滚转角μ_d，由此定义以下误差变量:

ε₃＝x₃-x_3d，ε₄＝x₄-x_4d

选取李雅普诺夫函数为

则设计如下虚拟控制律x_4d为：

实际控制律u_act为：

固定时间干扰观测器设计为：

其中k₃₁,k₃₂,k₄₁,k₄₂＞0为正定对角矩阵，δ₃₀,δ₄₀＞0为一较小的常量，且利用

这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，z₃,z₄为干扰观测器的状态量，λ₄,λ₅,λ₆为干扰观测器中增益，l₂＝z₃-x₄，且

λ₅＞0，λ₆＞4L₂。其中，应用指令滤波器估计

和

上述固定时间干扰观测器设计可在固定时间内准确估计未知干扰Δ₁，且固定时间为

其中，σ₁＞0且

N₂＝λ₆+L₂，n₂＝λ₆-L₂，p＞1为控制器参量。

步骤四：自动油门控制设计

给定期望迎角α_d，由此定义以下迎角误差变量:

ε₅＝α-α_d

选取李雅普诺夫函数为

则设计如下实际控制律δ_p为：

固定时间干扰观测器设计为：

其中k₅₁,k₅₂＞0为一常量，δ₅₀＞0为一较小的常量，且利用

这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，z₅,z₆为干扰观测器的状态量，λ₇,λ₈,λ₉为干扰观测器中增益，l₃＝z₅-α，且λ₇h^-1(λ₇)＞N₃，λ₈＞0，λ₉＞L₃。

上述固定时间干扰观测器设计可在固定时间内准确估计未知干扰d_α，且固定时间为

其中，σ₂＞0且

N₃＝λ₉+L₃，n₃＝λ₉-L₃，p＞1为控制器参量。

上述所设计舰载机着舰固定时间容错控制方法***各跟踪误差在受到执行器故障后均可在固定时间T内收敛到零的一个小邻域内，T为

Claims (4)

1.一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法，其特征在于，所述方法具体步骤如下：

步骤一 建立惯性坐标系下舰载机的六自由度严格反馈非线性仿射模型。；

步骤一 建立惯性坐标系下舰载机的六自由度严格反馈非线性仿射模型。；

步骤二 距离控制设计：给定一条期望轨迹，由位置误差计算得到位置虚拟控制律，由虚拟控制律进一步推出控制航向角和爬升角的虚拟输入控制律，并使用固定时间干扰观测器对外界干扰进行估计及补偿，以此减小舰载机与参考轨迹之间的距离差。

步骤四 自动油门控制设计：计算迎角误差，并由迎角误差计算得到实际输入控制律，即自动油门控制律，并使用固定时间干扰观测器对外界干扰进行估计及补偿，以减小迎角误差。

步骤一中六自由度严格反馈非线性仿射模型建立过程如下：

建立惯性坐标系下舰载机六自由度模型，如附图1所示。O_gx_gy_g是建立在地球上的惯性坐标系，O_bx_by_bz_b为建立在舰载机上的机体坐标系，O_px_py_pz_p表示航迹坐标系。在上述坐标系下舰载机严格反馈非线性仿射模型为

上述方程中，x₁＝[y,z]^T表示惯性坐标系中位置，x₂＝[χ,γ]^T其中χ和γ分别表示航向角和爬升角，ν＝[ν₁,ν₂]^T＝[sinμ,αcosμ]^T为虚拟控制量，x₃＝[θ,β,μ]^T其中θ、β和μ分别表示俯仰角、侧滑角和滚转角，x₄＝[p,q,r]^T其中p、q和r分别表示机体坐标系下各姿态角角速度在机体坐标系中的投影，u_act＝[δ_a,δ_e,δ_r]^T表示副翼、升降舵和方向舵的偏角，δ_p表示发动机油门控制输入量，α为迎角，V_k表示当前舰载机的飞行速度，d_f＝[d_χ,d_γ]^T，d_m＝[d_p,d_q,d_r]^T及d_α表示由舰尾流、海浪等引起的外部未知干扰量，其大小是未知有界的，未知界表示为L₁、L₂和L₃。定义Δ₁＝b₄(ξ-I)u_act+b₄u_f+d_m为执行器故障，ξ＝diag([ξ₁,ξ₂,ξ₃])为执行器损伤增益，

为执行器加法故障，且f_i(i＝1,2,3,4,α)，b_i(i＝1,2,3,4,α)参量具体表达式为：

f₄＝f₄(x₃,x₄,Q)

上式中，m为质量，σ表示安装角，T表示当前推力，T_max表示最大推力，l表示翼展长度，ρ表示大气密度，S表示机翼面积，

L,M,N分别表示滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩，Y,D,C分别表示升力、阻力和侧力，I_ii(i＝x,y,z)表示舰载机的各惯性参量，系数

表示δ对ε的偏导数，即

δ＝Y,D,C,L,M,N，ε＝α,β,δ_a,δ_e,δ_r,p,q,r。

2.根据权利要求1所述的一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法，其特征在于：步骤二中所述的距离控制设计，具体方法如下：

给定期望轨迹，得到期望位置坐标x_1d＝(y_d,z_d)，由此定义以下误差变量:

ε₁＝x₁-x_1d，ε₂＝x₂-x_2d

式中位置误差为ε₁，角度误差为ε₂。

选取李雅普诺夫函数为

则设计如下虚拟控制律x_2d为：

虚拟控制律ν为：

固定时间干扰观测器设计为：

其中k₁₁,k₁₂,k₂₁,k₂₂＞0为正定对角矩阵，δ₁₀,δ₂₀＞0为一较小的常量，且利用

这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，z₁,z₂为干扰观测器的状态量，λ₁,λ₂,λ₃为干扰观测器中增益，

且

λ₂＞0，λ₃＞4L₁。其中，应用指令滤波器估计

和

上述固定时间干扰观测器设计可在固定时间内准确估计未知干扰d_f，且固定时间为

其中，σ＞0且

N₁＝λ₃+L₁，n₁＝λ₃-L₁，p＞1为控制器参量。

可求得期望俯仰角θ_d、侧滑角β_d以及速度滚转角μ_d为：

3.根据权利要求1所述的一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法，其特征在于：步骤三中所述的角度控制设计方法如下：

由步骤二中所得期望俯仰角θ_d、侧滑角β_d以及速度滚转角μ_d，由此定义以下误差变量:

ε₃＝x₃-x_3d，ε₄＝x₄-x_4d

选取李雅普诺夫函数为

则设计如下虚拟控制律x_4d为：

实际控制律u_act为：

固定时间干扰观测器设计为：

其中k₃₁,k₃₂,k₄₁,k₄₂＞0为正定对角矩阵，δ₃₀,δ₄₀＞0为一较小的常量，且利用

这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，z₃,z₄为干扰观测器的状态量，λ₄,λ₅,λ₆为干扰观测器中增益，l₂＝z₃-x₄，且

λ₅＞0，λ₆＞4L₂。其中，应用指令滤波器估计

和

上述固定时间干扰观测器设计可在固定时间内准确估计未知干扰Δ₁，且固定时间为

其中，σ₁＞0且

N₂＝λ₆+L₂，n₂＝λ₆-L₂，p＞1为控制器参量。

4.根据权利要求1所述的一种基于反步法控制的舰载机着舰固定时间容错控制方法，其特征在于：步骤四中所述的自动油门控制设计方法如下：

给定期望迎角α_d，由此定义以下迎角误差变量:

ε₅＝α-α_d

选取李雅普诺夫函数为

则设计如下实际控制律δ_p为：

固定时间干扰观测器设计为：

其中k₅₁,k₅₂＞0为一常量，δ₅₀＞0为一较小的常量，且利用

这一项来消除震颤，并防止奇异性问题的发生，z₅,z₆为干扰观测器的状态量，λ₇,λ₈,λ₉为干扰观测器中增益，

且λ₇h^-1(λ₇)＞N₃，λ₈＞0，λ₉＞L₃。

上述固定时间干扰观测器设计可在固定时间内准确估计未知干扰d_α，且固定时间为

其中，σ₂＞0且

N₃＝λ₉+L₃，n₃＝λ₉-L₃，p＞1为控制器参量。

上述所设计舰载机着舰固定时间容错控制方法***各跟踪误差在受到执行器故障后均可在固定时间T内收敛到零的一个小邻域内，T为

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