基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，首先给出近空间飞行器X-33的姿态角速率回路动态方程，建立了操纵面卡死和损伤故障模型；而后根据姿态角速率回路的操纵面损伤故障模型设计了自适应滑模观测器；并联立姿态角回路和所设计的观测器动态方程，设计角度环控制器和角速度环控制器。本发明不需要精确的损伤故障信息和干扰等信息，而是将其均隐含在所设计的自适应滑模观测器中，并实时的将隐含信息反馈给伪控制律和在线分配算法LMI，从而实现鲁棒容错控制。最后将所设计的方法分别应用于操纵面故障情况的近空间飞行器姿态稳定控制和跟踪控制中，实现了飞行姿态鲁棒容错控制，并达到了良好的控制性能和效果。
【专利说明】基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法
【技术领域】
[0001]本发明属于近空间飞行器【技术领域】，尤其涉及一种基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法。
【背景技术】
[0002]现代飞行器在气动布局设计上已经对传统的副翼，方向舵，和升降舵进行合理的分割，并增加更多的新型操纵面，如俯仰襟翼、全动翼尖、升降副翼、鸭翼等，这样可以大大提高系统的可靠性和安全性。众所周知，容错控制能否实现的前提就是系统是需要存在冗余控制力，而增加的各种新型操纵面正好为容错控制的研究打下前提基础。但是在设计中增加的各种新型操纵面在提高系统可靠性的同时，也带来了各种控制操纵面耦合程度的增强，于是如何有效地将控制指令分配到各个控制操纵面上成为了一个完整控制系统设计首先要考虑的问题。控制分配技术是在考虑飞行器操纵面偏转位置和速率约束的前提下，将控制指令以最优的目标分配到各个控制操纵面上，从而确保飞行器在飞行过程中的稳定性和机动性能。目前，控制分配技术被认为是解决冗余控制量分配的一种最为行之有效的方法，该方法已被广泛应用于各种军用和民用先进飞行器中。
[0003]传统的线性控制分配技术方法主要有，(I)伪逆法；伪逆法是一种被广泛使用的方法。(2)多级广义逆；(3)链式法；(4)直接分配法；(5)线性规划法。本质上，控制执行器操纵量与其产生的控制力之间呈线性时变关系或者非线性关系，所以目前的控制分配技术研究重点已经由线性静态控制分配技术向动态控制分配和非线性控制分配技术转变。
[0004]另一方面，飞控系统在发生执行器损伤和卡死等故障后控制力的下降，以及如何在考虑飞行器操纵面偏转位置和速率约束的前提下，利用剩下的健康的操纵面来保证飞行器的安全性均是放在研究者面前的一个难题，正如前段所述，控制分配为其实现提供了相关的理论方法。根据故障诊断和辨识单元在线得到的精确的故障信息，利用控制分配技术，将剩余的控制力最优的分配到各个操纵面。由于故障后实时得到的故障估计信息被看作时变量，所以动态控制重新分配方法必须加以研究，基于预测控制控制技术研究了动态控制分配方法，提出一种新的控制分配方法，利用线性矩阵不等式(LM1:Linear matrixinequality)工具箱在线求解最优的执行器操纵指令。
【发明内容】
[0005]本发明实施例的目的在于提供一种基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，旨在解决在具有外部干扰的不确定飞控系统在操纵面损伤下容错跟踪性能差的问题。
[0006]本发明实施例是这样实现的，一种基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，该基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法包括:首先给出近空间飞行器X-33的姿态角速率回路动态方程，建立操纵面卡死和损伤故障模型；根据姿态角速率回路的操纵面损伤故障模型设计了自适应滑模观测器；联立姿态角回路和所设计的观测器动态方程，获得角度环控制器和角速度环控制器。
[0007]进一步，建立操纵面卡死和损伤故障建模方法如下:
[0008]操纵面损伤故障，定义故障后的实际上每个控制通道的控制作用《f为:
[0009]
【权利要求】
1.一种基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，其特征在于，该基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法包括:首先给出近空间飞行器X-33的姿态角速率回路动态方程，建立操纵面卡死和损伤故障模型；根据姿态角速率回路的操纵面损伤故障模型设计了自适应滑模观测器；联立姿态角回路和所设计的观测器动态方程，获得角度环控制器和角速度环控制器。
2.如权利要求1所述的基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，其特征在于，建立操纵面卡死和损伤故障建模方法如下: 操纵面损伤故障，定义故障后的实际上每个控制通道的控制作用为:
3.如权利要求2所述的基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，其特征在于，如果Oi = O或者1，则
4.如权利要求1所述的基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，其特征在于，该基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制的容错控制系统包括:故障检测和诊断单元、伪控制律和控制重新分配算法。
5.如权利要求4所述的基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，其特征在于，故障检测和诊断单元用于快速的诊断出操纵面卡死故障和将损伤故障信息和干扰信息隐藏在自适应滑模观测器中。
6.如权利要求4所述的基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，其特征在于，故障检测和诊断单元包括:设置操纵面卡死故障诊断模块，和自适应滑模观测器；具体的方法如下: 步骤一:设置操纵面卡死故障诊断单元: 在判断操纵面是否卡死情况间接通过作动器是否卡死来判别，作动器控制回路的动态由如丨-uj表示，卡死故障直接在4 -uci)体现后为《 =0，于是给出一个作动器卡死故障辨识器为: σ,.=Sigii(Jii)(3.13) 其中sign(.)为开关函数，当< =0时，今=0指示为卡死，当'^0, A=I指示未发生卡死故障；在作动器指令上 施加一个微小的激励信号，施加的激励信号为一个C = ai Sin(M)正弦波信号； 步骤二:设置操纵面损伤和干扰观测器单元: 给出基于自适应滑模观测器的辅助系统方法；方程i = F(x) + G的D? + --(x，0表示为:.V = F(x) + G(X)IJd +(3.14) 其中U = (Iiagtu1,…，u8], d = [dv...，d8]T,定义观测误差e = z_x,于是观测器如下结构: z = A(z -x) + F(x) + G(x)Ud + i^(f)(3.15) 其中i =表示损伤因子的估计值，并由如下的自适应律得出: d = Proj^ iJ {-2riUrGt (x)Pe)(3.16) 其中 Y !>0,P = Ρτ>0 且 P 是 ATP+PA = -Q 的解，其中 Q = QT>0,即 A 为一个 Hurwitz 矩阵；Pr0jt]为投影算子，确保估计值处于最小值么和最大值间；滑模项设计如下:
Ppif \\Pe\\ Φ O, χ Ki)= Μ11 11(3.17)
Ootherwise 其中6为接近O的正常数；时变参数m(t)由如下自适应律更新得到: m(t) = Te7m(0) > O(3, 18) 定义损伤因子估计误差为d=d-d，由观测器方程(3.15)和方程i = F(x) + G(X)Du + η(χ,?)，得到观测误差动态方程为: ? = Ae + G(x)Ud + v(t) - η{?)(3.19)。
7.如权利要求4所述的基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，其特征在于，伪控制律分别为伪控制律和控制分配两部分； 伪控制律设计部分需要解决的是如何针对如下动态方程计算出τ:
Z = Ae + F(x) + τ + G(x)D(1- Σ)μ + v(t)(3.27) 而控制分配部分是针对如下方程得到最优的控制指令U。: T = G(X)Mur(3.28) 约束条件(3.11) 由(3.27)看出，采用基于内外环的控制律设计方法: 步骤一:姿态角回路控制律设计成如下: XiiZiU1)-^i](3.29) 其中:馬- V1 K1为待设计的正定常矩阵；对是姿态角设定值if平滑后的输出，通过如下滤波器获得:? ，(3.30)
X2 = -1hX1-A2CX1 -V) 其中Λ>0，υ为滤波器的输入；如果滤波器的输入u = <，则X2即为所需要的 步骤二:姿态角速率回路控制律设计成如下:
Tdes =-{k2E2 + Ae+ F(x) + G(x)D(1- Σ)ιι + v(t) - x'2)(3.31) 其中:E2= - K2为待设计的正定常矩阵；趑是姿态角回路控制律得到的才经过滤波器(3.30)平滑后的输出；于是控制分配问题就看成得到最优的U。使得实际Tact = G(A)DZ//,和 τ des 相等。
8.如权利要求4所述的基于动态控制重新分配的飞行器姿态容错控制方法，其特征在于，控制分配选取最优性能指标:J = uc(k)TW；uc{k) + \rdJk) — G(k)D(k)t(k)llc(k)J W; [Tdes(k)-G(k)D(k)t(k)uc(k)] (3.32) 其中1和1为对角正定的加权矩阵；引入Y极小化J使得下式成立: y-J>0 (3.33) 即: Y-J
= r-uc(k)T W,； uc(k) 「… V 「… ? (3.34)
-\jdes(k)-G(k)D(k)i,(k)iic(k)j JVr2 [Tdes (k) - G(k)D(k)1.(k)uc(Ar)J
> O 不等式(3.34)可以转换为如下LMI形式:
【文档编号】G05D1/08GK104020774SQ201410275908
【公开日】2014年9月3日 申请日期:2014年6月19日 优先权日:2014年6月19日
【发明者】周洪成, 胡艳, 陈存宝 申请人:金陵科技学院