高机动飞机升降舵效率损失故障的自适应容错控制方法与流程

1.本发明涉及飞行控制技术领域，尤其涉及一种高机动飞机升降舵效率损失故障的自适应容错控制方法。


背景技术：

2.高机动飞机的升降舵被认为是最重要的执行器之一，一旦该执行器发生故障将会导致飞机发生严重事故。受到结构弹性变形和外部气流扰动的影响，下表面气流通过舵面缝隙流至上表面降低了上下表面压力差和阻滞了主流，舵面缝隙使得升降舵的操纵效率有所降低。这是在实际飞行过程中经常发生的执行器故障，它将导致飞机的舵面效率降低，系统难以快速跟踪给定指令，并出现不同程度的振荡。
3.现有技术更多关注高机动飞机无故障条件下的标称控制技术，或通用动态系统、其它工业过程系统的容错控制技术。例如，针对现有战斗机飞控技术中的眼镜蛇机动、勾拳机动、落叶飘机动等高机动工况，学术界提出了自适应动态逆方法，不仅在算法中直接引入状态参数和输入参数以抵消实际系统里的非线性状态和输入，还加入了根据期望指令实时改变比例控制参数的自适应律，使算法结构简单且适应各种高机动模式；针对偏航舵、升降舵、副翼等机械舵面输入受限问题，学术界提出了虚拟控制方法，用经典函数拟合突变受限函数后，再用矢量发动机或姿态喷气舵控制器建立机械舵面控制通道里的虚拟控制算法，使机械舵在舵偏角很小的情况下依然能实现高机动姿态控制；针对状态不可测、干扰、参数不确定条件下的鲁棒稳定问题，学术界提出了观测器主动补偿控制的理念，构建独立的观测通道和估计算法，对不可测状态、干扰、不确定参数进行额外并行估计，进而取代真实不可测状态或将估计得到的干扰、不确定参数引入控制器重构控制算法，补偿负面影响；采用博弈论思想解决互联系统故障修复问题；采用分段李雅普诺夫方法证明带故障的分段线性系统的全局稳定性；用故障与输入函数的位置关系将故障划分为乘性故障和加性故障，并用经典鲁棒方法直接被动修复加性故障；针对多输入多输出系统中的单故障，用另一无故障通道错位补偿单故障对整体系统的影响，这些都是理论上常见的容错方法。而现有针对工业工程现场偏应用的容错方法也很多，例如，针对磨矿机执行机构故障，为保障矿物颗粒粒径分布吻合期望随机分布函数，须首先建立非高斯随机分布系统和故障模型，进而设计随机容错控制器修复执行器故障。然而，上述方法都没考虑高机动飞机的故障情况，更没有针对高机动飞机的某类舵面——例如升降舵——专门设计容错算法，诸如战斗机这类高机动飞机的容错控制技术依然不成熟，很多问题没有解决，对升降舵效率损失故障的容错控制就是其中的行业空白。
4.综上，目前的飞行容错控制方法难以解决针对高机动飞机升降舵效率损失故障的容错控制问题，存在故障信息估计不准确、容错控制适应性和可靠性差等缺陷。


技术实现要素：

5.鉴于上述的分析，本发明实施例旨在提供一种高机动飞机升降舵效率损失故障的
自适应容错控制方法，用以解决现有技术中存在的故障信息估计不准确、容错控制适应性和可靠性差等缺陷。
6.本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：
7.本发明实施例提供了一种高机动飞机升降舵效率损失故障的自适应容错控制方法，包括如下步骤：
8.开展真实的无故障飞行试验和故障注入飞行试验，对高机动飞机俯仰角速率控制回路中的升降舵施加故障，产生升降舵的舵面效率损失故障；
9.采用俯仰角速率通道检测观测器和设定的俯仰角速率残差阈值，对所述舵面效率损失故障进行故障检测和定位，获得俯仰角速率残差；
10.基于所述俯仰角速率残差，通过带有故障估计算法和额外控制信号的自适应故障估计器，对完成观测后的所述舵面效率损失故障的幅值进行估计，得到舵面效率损失故障估计值；基于舵面效率损失故障估计值对所述自适应故障估计器进行改进，利用改进后的自适应故障估计器进行故障估计，获得修正后的舵面效率损失故障估计值；
11.基于所述修正后的舵面效率损失故障估计值，得到自适应容错控制器，并利用所述自适应容错控制器对舵面效率损失故障进行容错控制修复。
12.进一步地，所述自适应故障估计器包括比例控制参数，通过改进所述比例控制参数得到所述改进后的自适应故障估计器。
13.进一步地，所述改进比例控制参数，包括：
14.对所述自适应故障估计器的估计结果进行测试，获得舵面效率百分比与比例控制参数的对应关系；
15.基于舵面效率百分比与比例控制参数的对应关系，拟合得到比例控制参数关于舵面效率百分比的关系式；
16.基于比例控制参数关于舵面效率百分比的关系式，获得改进后的比例控制参数。
17.进一步地，所述自适应故障估计器，包括：
[0018][0019]
其中，x1＝q，q代表高机动飞机的俯仰角速率，l是预设的观测器参数，是x1的观测值，δe为升降舵的期望舵面输出值，δz为推力矢量侧向舵舵面输出值，fq表示俯仰通道的非线性状态函数，表示升降舵在俯仰通道的控制分配系数，表示推力矢量侧向舵在俯仰通道的控制分配系数，υc是额外控制信号，表示为：
[0020]
υc＝ke1,k＞0
[0021]
其中，k是比例控制参数；
[0022]
是舵面效率损失故障估计值，满足：
[0023][0024]
其中，proj{
·
}是投影算子，将故障估计值映射到区间[λ
min
,λ
max
]中；λ
min
和λ
max
是反复试验后确定的常见效率损失最小值和最大值；
[0025]
定义俯仰角速率状态误差和舵面效率损失故障的估计误差分别为：
[0026][0027]
由带故障的俯仰角速率子系统和自适应故障估计器的表达式，得到误差动态系统表示为：
[0028][0029]
关于误差动态系统的lyapunov函数设计为：
[0030][0031]
进一步地，所述基于所述修正后的舵面效率损失故障估计值，得到自适应容错控制器，包括：
[0032]
将修正后的舵面效率损失故障估计值注入标称动态逆控制器；
[0033]
将标称动态逆控制器重构为自适应容错控制器。
[0034]
进一步地，所述自适应容错控制器u
ftc
，表示为：
[0035][0036]
其中，表示被估计的效率损失故障矩阵；un是无故障时的所述标称动态逆控制器，其表达式为：
[0037][0038]
其中，kf为预设的主反馈回路控制参数，ec满足：
[0039]
ec＝x
c-x
[0040]
其中，xc是期望角速率指令信号，x是实际角速率信号。
[0041]
进一步地，所述利用自适应容错控制器对升降舵效率损失故障进行容错控制修复，包括：
[0042]
通过将所述自适应容错控制器引入带有升降舵的舵面效率损失故障的高机动飞机模型，得到能够进行自适应容错控制的带有升降舵的舵面效率损失故障的高机动飞机模型，该模型描述为：
[0043][0044]
由于系统估计误差最终趋向于零，上式最终转化为：
[0045][0046]
得到没有效率损失故障的标称高机动飞机内反馈系统。
[0047]
进一步地，所述俯仰角速率通道检测观测器，包括：
[0048][0049]
其中x1＝q，q代表高机动飞机的俯仰角速率，l是预设的观测器参数，是x1的观测值，被观测的带故障的俯仰角速率子系统表示为：
[0050][0051]
其中，λ代表升降舵的舵面效率损失故障，δe为升降舵的期望舵面输出值，δz为推力矢量侧向舵舵面输出值，fq表示俯仰通道的非线性状态函数，表示升降舵在俯仰通道的控制分配系数，表示推力矢量侧向舵在俯仰通道的控制分配系数。
[0052]
进一步地，所述故障检测的残差阈值，包括：
[0053][0054]
其中e1是俯仰角速率的观测误差，并设定r为残差，且l满足l《0；当系统中不存在故障时，误差系统为残差r趋于零；当系统发生故障时，残差r大于零；
[0055]
设定故障检测的残差阈值γ，γ》0，即当r《γ时，系统没有故障；当r》γ时，系统发生故障。
[0056]
进一步地，所述升降舵的舵面效率损失故障包括：
[0057]
δ
er
＝λδe,λ∈[λ
min
,λ
max
]∈(0,1],t≥tf[0058]
其中，δe是期望舵面输出值，λ是舵面效率系数，δ
er
是实际舵面输出值，tf是故障发生时间，λ
min
和λ
max
是已知常数，表示故障可能的大小范围。
[0059]
与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：
[0060]
1、本发明提供了一个自动修复升降舵效率损失故障的容错控制方法，使高机动飞机在飞行中即使出现此类故障也能保持稳定。
[0061]
2、本发明在公开一个故障容错控制方法的同时，也提供了一个改进自适应故障估计器的方法。通过改进自适应故障估计器得到的准确故障信息不仅有助于修复故障，也有助于驾驶员基于复杂多元任务做综合决策。
[0062]
3、本发明是在标称动态逆控制的基础上设计的自适应容错控制器，具有动态逆控制的优点，即能解决非线性问题、结构简单易实现、可靠性高等，为剩余通道设计其它复杂控制器预留了设计空间。
[0063]
本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。
附图说明
[0064]
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。
[0065]
图1为本发明中控制方法的流程图；
[0066]
图2为本发明中控制方案的方框图；
[0067]
图3(a)是常值舵面效率损失故障检测俯仰角速率残差信号；
[0068]
图3(b)是分段时变-常值舵面效率损失故障检测俯仰角速率残差信号；
[0069]
图4(a)是常值舵面效率故障估计结果；
[0070]
图4(b)是分段时变-常值舵面效率故障估计结果；
[0071]
图5(a)是常值舵效损失俯仰角速率q曲线；
[0072]
图5(b)是分段时变-常值舵效损失俯仰角速率q曲线。
具体实施方式
[0073]
下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本技术一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。
[0074]
实施例1
[0075]
本发明的一个具体实施例，公开了一种高机动飞机升降舵效率损失故障的自适应容错控制方法，包括如下步骤：
[0076]
s1.开展真实的无故障飞行试验和故障注入飞行试验，对高机动飞机俯仰角速率控制回路中的升降舵施加故障，产生升降舵的舵面效率损失故障；
[0077]
s2.采用俯仰角速率通道检测观测器和设定的俯仰角速率残差阈值，对所述舵面效率损失故障进行故障检测和定位，获得俯仰角速率残差；
[0078]
s3.基于所述俯仰角速率残差，通过带有故障估计算法和额外控制信号的自适应故障估计器，对完成观测后的所述舵面效率损失故障的幅值进行估计，得到舵面效率损失故障估计值；基于舵面效率损失故障估计值对所述自适应故障估计器进行改进，利用改进后的自适应故障估计器进行故障估计，获得修正后的舵面效率损失故障估计值；
[0079]
s4.基于所述修正后的舵面效率损失故障估计值，得到自适应容错控制器，并利用所述自适应容错控制器对舵面效率损失故障进行容错控制修复。
[0080]
与现有技术相比，本实施例提供的方法能够使高机动飞机在飞行中出现升降舵效率损失故障时，能够针对该故障进行容错控制，保持稳定飞行；在公开一个故障容错控制方法的同时，也提供了一个自适应故障估计器的改进方法。通过改进自适应估计器得到的准确故障信息不仅有助于修复故障，也有助于驾驶员基于复杂多元任务做综合决策；在标称动态逆控制的基础上设计的自适应容错控制器，具有动态逆控制的优点，即能解决非线性问题、结构简单易实现、可靠性高等，为剩余通道设计其它复杂控制器预留了设计空间。
[0081]
实施例2
[0082]
在实施例1的基础上进行优化，步骤s1可进一步细化为如下步骤：
[0083]
s11.建立不带故障的高机动飞机模型，并开展真实的无故障飞行试验，获得升降舵的期望舵面输出值δe；其中，不带故障的高机动飞机模型可描述为：
[0084][0085]
其中，γ＝diag(1,λ,1,1,1)代表故障值；p,q,r分别代表高机动飞机的滚转角速率、俯仰角速率、偏航角速率；δa为副翼舵面输出值，δr为方向舵舵面输出值，δy为推力矢量横侧向舵舵面输出值，δz为推力矢量侧向舵舵面输出值；u为舵面控制输入；非线性状态函数f(x)满足：
[0086][0087]
其中，x＝[p,q,r]
t
；f
p
(
·
),fq(
·
),fr(
·
)分别表示滚转通道的非线性状态函数、俯仰通道的非线性状态函数、偏航通道的非线性状态函数；设x0,y0,z0分别为飞机质心在地轴系三个坐标轴的投影，i
11
,i
22
,i
33
分别表示机身绕x0轴的转动惯量、绕y0轴的转动惯量、绕z0轴的转动惯量，i
13
表示机身在x
0-z0轴上的惯性积；分别为滚转气动力矩、俯仰气动力矩、偏航气动力矩；非线性舵面分配函数g(x)满足：
[0088][0089]
其中，表示副翼在滚转通道的控制分配系数，表示方向舵在滚转通道的控制分配系数，表示推力矢量横侧向舵在滚转通道的控制分配系数，表示升降舵在俯仰通道的控制分配系数，表示推力矢量侧向舵在俯仰通道的控制分配系数，表示副翼在偏航通道的控制分配系数，表示方向舵在偏航通道的控制分配系数，表示推力矢量横侧向舵在偏航通道的控制分配系数。
[0090]
s12.开展真实的故障注入飞行试验，将故障注入不带故障的高机动飞机模型，建立带有升降舵的舵面效率损失故障的高机动飞机模型，产生升降舵的舵面效率损失故障，获得实际舵面输出值δ
er
；其中，所述升降舵的舵面效率损失故障描述为：
[0091]
δ
er
＝λδe,λ∈[λ
min
,λ
max
]∈(0,1],t≥tf[0092]
其中，δe是期望舵面输出值，λ是舵面效率系数，δ
er
是实际舵面输出值，tf是故障发生时间，λ
min
和λ
max
是已知常数，表示故障可能的大小范围。舵面效率损失理论上以执行器效率损失为表征，代表偏转速度丧失。通常，执行器的效率损失是恒定值或分段固定值，特殊情况下为时变值。
[0093]
带有升降舵的舵面效率损失故障的高机动飞机模型描述为：
[0094][0095]
其中，δ
er
为升降舵的实际舵面输出值。
[0096]
优选地，步骤s2可进一步细化为如下步骤：
[0097]
s21.利用奇异摄动理论，将系统分为内外反馈快、慢回路，而升降舵效率损失主要影响的是高机动飞机的俯仰通道，因此针对快回路的俯仰角速率通道，设计俯仰角速率通道检测观测器，通过观测获得俯仰角速率信息。俯仰角速率通道检测观测器表达式如下：
[0098][0099]
其中，x1＝q，l是预设的观测器参数，是x1的观测值，被观测的带故障的俯仰角速率子系统表示为：
[0100][0101]
其中，λ代表升降舵的舵面效率损失故障。
[0102]
s22.设计俯仰角速率残差阈值，其表达式为：
[0103][0104]
其中e1是俯仰角速率的观测误差，并设定r为俯仰角速率残差，且l满足l《0；当系统中不存在故障时，误差系统为残差r趋于零；当系统发生故障时，残差r大于零。在工程实践中，即使系统没有发生故障，有参数不确定的影响或者外界干扰噪声的影响，残差r也不会趋于零，因此在应用过程中，优选的，设定俯仰角速率残差阈值γ，γ》0，即当r《γ时，系统没有故障；当r》γ时，系统发生故障。
[0105]
采用俯仰角速率通道的检测观测器和俯仰角速率残差阈值，对升降舵的舵面效率损失故障λ进行检测和定位，获得带有故障发生的位置信息和时间信息的俯仰角速率残差，以此表明俯仰角速率通道的舵面出现了故障。
[0106]
优选地，步骤s3可进一步细化为如下步骤：
[0107]
s31.基于所述俯仰角速率残差，通过带有故障估计算法和额外控制信号的自适应故障估计器，对完成观测后的所述舵面效率损失故障λ的幅值进行估计，得到舵面效率损失故障估计值其中，自适应故障估计器描述为：
[0108][0109]
其中，υc是待设计的额外控制信号，是舵面效率损失故障估计值。定义俯仰角速率状态误差和舵面效率损失故障的估计误差分别为：
[0110][0111]
由带故障的俯仰角速率子系统和自适应故障估计器的表达式，得到误差动态系统表示为：
[0112][0113]
关于误差动态系统的lyapunov函数设计为：
[0114][0115]
选择额外控制信号如下：
[0116]
υc＝ke1,k＞0
[0117][0118]
其中，k是待改进的比例控制参数，proj{
·
}是投影算子，将舵面效率损失故障估计值映射到区间[λ
min
,λ
max
]中。λ
min
和λ
max
是反复试验后确定的常见效率损失最小值和最大值。将额外控制信号表达式代入lyapunov函数得到：
[0119][0120]
因此，设计的自适应律能够保证闭环系统稳定，同时保证状态误差和故障估计误差的有界。
[0121]
s32.通过对待改进的比例控制参数k进行改进，得到改进后的比例控制参数k
*
，并利用改进后的比例控制参数k
*
获得改进后的自适应故障估计器，再利用改进后的自适应故障估计器进行故障估计，获得修正后的舵面效率损失故障估计值修正后的舵面效率损失故障估计值比舵面效率损失故障估计值更精准；其中，改进后的比例控制参数k
*
可通过如下方法获得：
[0122]
在通过自适应故障估计器获得舵面效率损失故障估计值后，基于舵面效率损失故障估计值得到舵面效率百分比η与比例控制参数k的对应关系。在此基础上，利用matlab拟合曲线工具cftool拟合得到比例控制参数k关于舵面效率百分比η的关系式：
[0123]
k＝p1η9+p2η8+p3η7+p4η6+p5η5+p6η4+p7η3+p8η2+p9η+p
10
[0124]
其中p1～p
10
为各阶拟合系数，具体数值与高机动飞机具体型号及其物理性质有关。通过上述对应关系求得改进后的比例控制参数，记为k
*
。
[0125]
优选地，步骤s4可进一步细化为如下步骤：
[0126]
s41.通过将修正后的舵面效率损失故障估计值注入标称动态逆控制器，对无故障时的标称动态逆控制器进行改进，获得自适应容错控制器；其中，自适应容错控制器u
ftc
，表示为：
[0127]
[0128]
其中，表示被估计的效率损失故障矩阵；un是无故障时的标称动态逆控制器，其表达式为：
[0129][0130]
其中，kf为预设的主反馈回路控制参数，ec满足：
[0131]
ec＝x
c-x
[0132]
其中，xc是期望角速率指令信号，x是实际角速率信号。
[0133]
s42.通过将自适应容错控制器引入带有升降舵的舵面效率损失故障的高机动飞机模型，得到能够进行自适应容错控制的带有升降舵的舵面效率损失故障的高机动飞机模型，该模型描述为：
[0134][0135]
由于系统估计误差最终趋向于零，上式最终转化为：
[0136][0137]
得到没有效率损失故障的标称高机动飞机内反馈系统。因此，通过自适应容错控制器可以自动补偿升降舵的舵面效率损失故障，这种补偿方法可以确保系统在出现故障时表现为一个健康的系统。
[0138]
在自动补偿升降舵的舵面效率损失故障的过程中，自适应容错控制器u
ftc
用到了舵面效率估计值的倒数，因此当舵面效率估计值接近于零时，该自适应容错控制器不再适用，需要增加一个很小的正数，确保故障的估计值不为零，避免控制器的奇异性。
[0139]
s43.结合上述步骤，用软件实现故障检测、故障估计和自适应容错控制，以及改进比例控制参数，并根据图2在实际飞行中应用；其中，图2是本发明中控制方案的方框图。当没有故障发生时，图2中双反馈系统中的内反馈系统起主导作用，传感器将采集得到的角速率反馈到标称动态逆控制器，与指令段给出的期望角速率做差形成跟踪误差函数，这是无故障标称动态逆控制的主要变量；当发生升降舵效率损失故障时，图2中双反馈中的外反馈和内反馈共同起作用，在内反馈标称动态逆算法的基础上，通过俯仰角速率通道检测观测器和设定的俯仰角速率残差阈值获得带故障信息的俯仰角速率残差，然后基于俯仰角速率残差，通过带有故障估计算法和额外控制信号的自适应故障估计器，对完成观测后的所述舵面效率损失故障的幅值进行估计，得到舵面效率损失故障估计值；基于舵面效率损失故障估计值对所述自适应故障估计器进行改进，利用改进后的自适应故障估计器进行故障估计，获得修正后的舵面效率损失故障估计值。将修正后的舵面效率损失故障估计值注入标称动态逆控制器，进而将标称动态逆控制器重构为自适应容错控制器，输出补偿控制指令
修复舵面效率损失故障。
[0140]
图3、图4和图5是本方法的试验结果。图3(a)是常值舵面效率损失故障检测俯仰角速率残差信号，横坐标表示时间，纵坐标表示俯仰角速率残差；图3(b)是分段时变-常值舵面效率损失故障检测俯仰角速率残差信号，横坐标表示时间，纵坐标表示俯仰角速率残差；图4(a)是常值舵面效率故障估计结果，横坐标表示时间，纵坐标表示舵面效率；图4(b)是分段时变-常值舵面效率故障估计结果，横坐标表示时间，纵坐标表示舵面效率；图5(a)是常值舵效损失俯仰角速率q曲线，横坐标表示时间，纵坐标表示俯仰角速率；图5(b)是分段时变-常值舵效损失俯仰角速率q曲线，横坐标表示时间，纵坐标表示俯仰角速率。
[0141]
与实施例1相比，本实施例提供的方法进一步给出了具体的高机动飞机模型、升降舵的舵面效率损失故障、俯仰角速率通道检测观测器、自适应估计器和自适应容错控制器，详细给出了高机动飞机升降舵效率损失故障的自适应容错控制方法。
[0142]
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。