基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法
【专利摘要】本发明基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法采用动态逆控制，首先给出对应近空间飞行器的姿态角速率回路动态方程，并进一步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，所设计的容错控制系统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。
【专利说明】基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及飞行器姿态容错控制领域，特别是涉及基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法。
[0002]
【背景技术】
[0003]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。基本的控制分配结构图见图1所示。目前，该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。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信号，所以动态控制重新分配方法必须加以研究。
[0005]基于以上讨论，本发明提出近空间飞行器在操纵面卡死和损伤情况下的操纵面控制重新分配方法。
[0006]
【发明内容】
[0007]针对以上问题，本发明采用动态逆控制，其所提的方法可以使得具有外部干扰的不确定飞控系统在操纵面损伤下具有理想的容错跟踪性能，本发明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，为达此目的，本发明提供基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法，所述飞行器的系统采用非线性形式系统:
【权利要求】
1.基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法，其特征在于: 所述飞行器的系统采用非线性形式系统:
2.根据权利要求1所述的基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法，其特征在于:所述步骤2中故障模型如下: i = F(x) + G(X)Ud + ψ；χ,?)(3.14) 其中!7=, ti = K>-,4f ,定义观测误差e =z_x ,于是我们设计一个观测器如下结构
z =.4(2 -X)+ F(x) + G(x)Ud + v(t)(3.15) 其中.--,4f表示损伤因子的估计值，并由如下的自适应律得出 d = Proj^ ^-1y1UrGr (x)Pej(3.16)其中 > O , P= Z > 0 且 P 是 ArP +PA = -Q 的解，其中 ρ = ρ > O , gp j 为一个 Hurwitz矩阵。P?j[!为投影算子，其可以确保估计值处于最小值名和最大值式之间。滑模项设计如下，
3.根据权利要求2所述的基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法，其特征在于:所述步骤3卡死故障辨识器的故障诊断单元如下，因为操纵面的卡死直接影响作动器的卡死，所以，我们在判断操纵面是否卡死情况可以间接通过作动器是否卡死来判另O，因此定义操纵面损伤下的故障模型为: X = F(x) + G(X)Dy +(3.4) 其中D = diag(4為，…4),?表示第个操纵面上的损伤因子，为未知的常数，飞行器的舵回路和操纵面一般都是由机械结杓连接一起，当操纵面卡死的情况发生，如果机械连接部分正常，则使得电液压驱动装置同样卡死在某个位置不能发生移动。所以这种情况下作动器同样发生卡死情况，一般作动器机构具有动态特性，往往用如下一阶惯性环节来加以表不: Jji =-,.|(υ; - ?)(3.5) 其中4为作动器的实际输出，％为作动器的输出指令，由于实际系统作动器回路的响应速度远远快于系统本身，所以可以利用奇异摄动理论对(3.5)进行降阶，失效和卡死故障可以联合表示为: Uj = ^diUei + (61 -(3.6) 其中,0代表发生卡死故障，I代表操纵面未发生卡死故障。
4.根据权利要求1所述的基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法，其特征在于:所述步骤5控制层的伪逆控制律解决的是针对如下动态方程计算出t:
i = Ae + F\x) + r + G(x)D(I — E)u + y(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w τ = G(X)ESu,, 、 约東条件(63.11)(3.28) 姿态角回路控制律设计成如下:
5.根据权利要求1所述的基于动态控制重新分配的无人飞行器姿态容错控制方法，其特征在于:所述步骤6控制层的控制分配选取如下最优性能指标:
【文档编号】G05D1/08GK104035447SQ201410293074
【公开日】2014年9月10日 申请日期:2014年6月27日 优先权日:2014年6月27日
【发明者】周洪成, 胡艳 申请人:金陵科技学院