飞行器可重构控制系统实现方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及的是一种飞行器控制领域的技术，具体是一种多桨和多舵面组合飞行 器的可重构控制系统实现方法。
【背景技术】
[0002] 现有技术中飞行器控制系统重构方法有两种方式：一种利用硬件（多传感器和多 作动器备份）方法实现，这种方法已经应用于当前飞行器控制系统中，但该方法给系统带 来重量和成本的增加；另外一种是通过一定的容错算法实现的，是充分利用故障信息对故 障下系统建模，利用飞行器气动和结构上的冗余，按照一定的算法进行控制方法或控制律 调整，使得系统飞行器稳定，并且满足故障下系统性能要求，该方法易于实现，不提高硬件 成本，因此得到广泛应用。
[0003] 经过对现有技术的检索，中国文献专利号CN101321667B公开（公告）日 2013. 06. 05,公开了一种飞行器控制系统，针对客机上的阵风和/或结构载荷的重构方法。 该方法在控制系统中加入非线性观测器，把操纵输入和控制器输出作为观测器的输入，通 过在观测器中集成一定的算法，使得观测器输出为阵风和载荷结构，从而实现对阵风和载 荷的重构。但该重构方法引入了观测器，增加了设备占用的空间和设备的费用；利用测量误 差来驱动观测器模型，改变了系统原有的控制规律，容易造成系统不稳定。
[0004] 邱岳恒，赵鹏轩等在"基于ABC广义逆优化算法的重构控制研宄"（[J]，测控技 术，2014, 33 (8).)中公开了基于广义控制分配法的基本原理，并采用人工蜂群算法对加权 矩阵参数寻优以提高分配效率，然后对三种典型故障推导出对应的重构分配器，最后通过 仿真验证了方法的可行性，该方案采用的智能算法具有计算量较大，不容易收敛，受初始值 影响等问题，在实际工程应用有很大的局限性。
[0005] 闫骁娟，陈丽在"平流层演示验证飞行器可重构控制系统设计"（[J]，测控技术， 2012, 31 (8).)是一种基于广义逆的可重构的控制系统设计，是基于本研宄组成员前期工作 发表的，文中初步考虑十型尾翼和两个矢量螺旋桨，并进行纵向和横向解耦的控制器设计。 但该技术针对解耦的控制系统进行，难以实现飞行器的通用可重构控制器设计。
【发明内容】
[0006] 针对上述现有技术的缺陷和不足，本发明提出一种飞行器可重构控制系统实现方 法，充分利用多执行机构的优势，不进行控制器的解耦，直接进行全状态控制器设计，通过 建立执行机构故障类型与操纵效率加权矩阵取值对照表，采用加权伪逆法解决多螺旋桨与 气动舵面组合飞行器的非线性操纵的控制分配与可重构问题，本发明能够应用于多矢量 螺旋桨与气动舵面组合飞行器，在执行机构发生故障时，不需改变控制律，只通过改变操纵 效率加权矩阵的权值，就可实现控制系统的快速可重构。本发明适用于多矢量螺旋桨和多 舵面组合飞行器；且多螺旋桨之间、多舵面之间也存在控制分配环节。
[0007] 本发明具体通过以下技术方案实现：
[0008] 本发明涉及一种飞行器可重构控制系统，包括：控制器模块、力矩控制分配模块、 舵面重构分配器、矢量推力重构控制器、两个故障识别单元和状态测量单元，其中：控制器 模块根据跟踪输出误差输出总的控制力和力矩至力矩控制分配模块，力矩控制分配模块进 行舵面和矢量推力的力和力矩分配，两个故障识别单元分别根据飞行器的螺旋桨和舵面的 故障数据设定故障权值系数，并分别输出至舵面重构分配器和矢量推力重构控制器以实现 可重构控制分配，得到实际控制量并输出至飞行器，状态测量单元对飞行器的当前位置和 状态检测并反馈实现闭环控制。
[0009] 所述的控制器模块通过常规的PID(比例-积分-微分控制器）控制器实现，该控 制器模块通过调节其中的P、I、D(比例-积分-微分）三个参数，实现对飞行器位置和姿态 的基本控制，其输入为目标跟踪轨迹和当前状态反馈值，输出为六维控制力和力矩Ft。
[0010] 所述的故障识别单元判断的故障包括但不限于：舵面卡死在零位；螺旋桨i正常 出力；螺旋桨i损坏不出力；螺旋桨i转角卡死，推力正常；螺旋桨i转角正常，推力效率降 低；螺旋桨i转角卡死，推力效率降低。 技术效果
[0011] 与现有技术相比，本发明采用加权广义逆方法设计的可重构控制系统，当执行机 构发生故障时，不需改变控制律，只通过改变操纵效率加权矩阵的权值，就可实现控制系统 的快速可重构。通过引入间接控制量，操纵矩阵的逆与执行机构的状态无关，可以离线计 算，减少控制器的计算量。本发明能够首先在舵面和矢量推力之间进行分配，然后充分利用 好的执行机构后，如果控制能力不够再在故障的执行机构中分配，仿真实验结果也表明，本 发明设计的可重构系统实现简单、计算量小，对多种故障有较强的鲁棒性，能够实现若干故 障下的系统可重构，显著增强系统的容错飞行能力。
【附图说明】
[0012] 图1为实施例1中飞行器螺旋桨和尾翼配置图。
[0013] 图2为实施例1中三个舵面之间的示意图；
[0014] 图中：舵面Stl用于方向舵，SJPS2用于升降舵面或者用于方向舵面。
[0015] 图3为实施例1中矢量推力分解示意图。
[0016] 图4为本发明的总体结构示意图。
[0017] 图5为矢量推力可重构模块原理图。
[0018] 图6为实施例中一个舵面卡死，而多种矢量推力故障的控制系统仿真示意图；
[0019] 图中：(a)为轨迹和姿态角时间历程；(b)为推力时间历程，（C)为矢量转角时间历 程，（d)为舵偏角时间历程。
【具体实施方式】
[0020] 下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行 实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施 例。 实施例1
[0021] 如图1所示，本实施例针对的是多矢量推力和多舵面组合飞行器，其多舵面是指 飞行器的舵面可以实现基本的俯仰和偏航和滚转功能，具体为带有六个螺旋桨和气动舵面 的飞行器，1~6及其位置分别代表飞行器螺旋桨的布置情况，尾部Y型气动舵面布置情况。
【主权项】
1. 一种飞行器可重构控制系统，其特征在于，包括：控制器模块、力矩控制分配模块、 舵面重构分配器、矢量推力重构控制器、两个故障识别单元和状态测量单元，其中：控制器 模块根据跟踪输出误差输出总的控制力和力矩至力矩控制分配模块，力矩控制分配模块进 行舵面和矢量推力的力和力矩分配，两个故障识别单元分别根据飞行器的螺旋桨和舵面的 故障数据设定故障权值系数，并分别输出至舵面重构分配器和矢量推力重构控制器以实现 重构控制分配，得到实际控制量并输出至飞行器，状态测量单元对飞行器的当前位置和状 态检测并反馈实现闭环控制。
2. 根据权利要求1所述的飞行器可重构控制系统的实现方法，其特征在于，包括以下 步骤： 步骤1)分别通过惯性导航传感器采集飞行器姿态数据、通过全球定位系统采集飞行 器的位置和速度数据，并将采集到的信息输出至飞行器； 步骤2)舵偏角传感器和螺旋桨转速和矢量转角传感器分别采集舵偏角和推力的状态 信息，并输出至故障识别单元，进行加权矩阵的权值系数设定； 步骤3)根据步骤1得到的飞行器当前状态和用户输入的目标状态，采用控制器模块计 算得到控制力； 步骤4)将步骤3计算得到的控制力通过控制分配模块给舵面和螺旋桨，其中螺旋桨承 担的力矩为Ft= W2XTtall，舵面承担的力矩为Fd= w wjP W2分别为气动舵面和螺 旋桨所分担的力和力矩的权值； 步骤5)利用步骤2建立的执行机构故障类型与操纵效率加权矩阵取值对照表，解决飞 行器非线性操纵的控制分配与重构问题，得到实际输出的舵偏角和矢量推力； 步骤6)将步骤5得到的实际舵偏角输出和矢量推力输出结果作用于飞行器的控制上， 采集飞行器的当前飞行状态数据、舵偏角和矢量推力的实际输出值，通过仿真数据输出值 和实际故障情况对比，验证结果的正确性。
3. 根据权利要求2所述的实现方法，其特征是，所述的加权矩阵的权值系数设定的具 体操作步骤包括： 2. 1根据舵偏角测量数据判断舵面卡死还是正常，若卡死则该舵面权值设为0,并将卡 死的角度传给舵偏角重构分配模块； 2. 2根据矢量推力的测量数据，判断矢量推力是卡死还是效率降低，并把相应的权值向 量赋值。如果矢量偏角卡死，则把卡死的角度传给矢量推力重构模块。
4. 根据权利要求2所述的实现方法，其特征是，所述的步骤5具体包括： 5. 1采用舵面重构控制律得到实际的舵偏角输出量； 5. 2采用矢量推力重构模块得到实际的矢量推力的大小和方向，具体为：采用三个对 角加权矩阵，对角线元素对应于各矢量推力的状态，对于正常的执行机构，转角和推力都是 控制变量，即控制力：F thv= (PWirt。;再由矢量推力分解的逆运算，得到实际的没有故障 的推力输出值F' τ，当正常执行机构能够满足飞行要求，则不需要有故障的执行机构参与 控制；当不能够满足飞行要求，即F' JPFt。之间有误差AFt。，则AFt。需要在有故障的矢 量推力间进行二次分配，即故障下可重构，其矢量推力计算力表达式为：F T= PW sSW2AFt。， 则可重构分配公式为：F" T= (PWsSW2)-1AFtc^同样通过矢量推力分解的逆运算作用于飞行 器上，进行控制飞行。
5. 根据权利要求4所述的实现方法，其特征是，所述的控制力中的参数为 W1= diag([wfl wf2 wf3 wf4 wf5 wf6 wfl wf2 wf3 wf4 wf5 wf6]), W2= diag([y i(l-wfl) y2(l-wf2) y3(l-wf3) y4(l-wf4) y5(l-wf5) y6(l_wf6)])， Ws= diag([w μ1 W112 W113 W115 W116 W111 W112 W113 W115 W116]),其中：wfi代表第 i 个执行机构推力的权值，wwi代表第i个执行机构转角的权值，γ i代表第i个转角故障的 执行机构推力的权值。
6. 根据权利要求5所述的实现方法，其特征是，螺旋桨故障的权值，即所述转角故障的 执行机构推力的权值为：
【专利摘要】一种飞行器可重构控制系统实现方法，该系统包括：控制器模块、力矩控制分配模块、舵面重构分配器、矢量推力重构控制器、两个故障识别单元和状态测量单元，本发明采用加权广义逆方法设计的可重构控制系统，当执行机构发生故障时，不需改变控制律，只通过改变操纵效率加权矩阵的权值，就可实现控制系统的快速可重构，通过引入间接控制量，操纵矩阵的逆与执行机构的状态无关，可以离线计算，减少控制器的计算量。
【IPC分类】G05B19-048
【公开号】CN104765312
【申请号】CN201510101543
【发明人】陈丽, 温余彬, 刘芬, 周华, 段登平
【申请人】上海交通大学
【公开日】2015年7月8日
【申请日】2015年3月9日