基于执行器动态的无人飞行器姿态分散式容错控制方法
【专利摘要】本发明针对存在干扰以及参数不确定的近空间飞行器，考虑了其在发生作动器和操纵面故障后的鲁棒容错控制问题，基于分散式容错控制框架，设计了一种基于多观测器的作动器故障检测和辨识单元，用于系统实时得到作动器的故障信息，针对姿态角速度环设计了自适应滑模观测器，所设计的观测器具有很强的鲁棒性，且无需知道不确定或者干扰的上界，将操纵面损伤故障的信息和干扰信息全隐含在其中。并基于观测器模型设计容错控制器，所设计的容错控制系统实现了多种不同类型故障和多故障情况下的鲁棒容错控制。最后将所设计的方法分别应用于作动器和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】基于执行器动态的无人飞行器姿态分散式容错控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及飞行器姿态容错控制领域，特别是涉及基于执行器动态的无人飞行器 姿态分散式容错控制方法。
[0002]
【背景技术】
[0003] 作为一种新的航空航天飞行器，近空间飞行器（NSV)的故障主要由作动器，操纵 面，传感器和结构故障引起。为了提高NSV安全性和可靠性，NSV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地分割，这样可以在大大提高系统的可靠性和安全 性的同时，也使得姿态控制系统成为一个过驱动系统。
[0004] 基于状态或参数估计的故障检测和识别（FDI)技术是飞控系统容错控制最常用 的方法，它是一种基于模型的方法，目前较为主流的各种FDI方法，有观测器方法，多模型 方法，人工智能方法，其中基于观测器受到许多研究者的关注，观测器方法已经由传统的线 性系统发展到非线性系统。但是针对过驱动系统，由于输入个数大于输出个数，很难得到足 够多的激励信号以获得正确的故障信息。而且现在的FDI方法主要是针对单一类型的单个 故障，对于多个类型的多个故障，很难寻找到一个合适的FDI。而NSV在飞行过程中极可能 会由一个微小故障引起多个类型的连锁故障。这就不得不考虑飞行器在飞行过程中的多种 故障同时发生的FDI设计问题。
[0005] 众所周知，飞行器的操纵面由作动器控制回路驱动，在作动器回路设计方面，往往 将其设计成一个稳定的传递函数。传统的故障检测和诊断单元很少涉及执行器动态，其主 要原因是考虑执行器动态后，原系统动态方程阶数会相应的增加，这会增加故障检测和诊 断的难度。而当设计FDI未考虑执行器动态时，在Hard-In-Loop上会造成故障或参数的估 计存在误差。
[0006]
【发明内容】
[0007] 针对以上问题，本发明提出一种分散式容错控制框架，该框架作动器回路的动态 被充分考虑，将飞控系统的FDI单元分为两部分，一个用于进行作动器的损伤和卡死辨识， 另外一个基于观测器的辅助系统用来将操纵面损伤故障和干扰隐含进去。并设计一个可重 构容错控制器的用来实现飞行控制系统的容错控制首先给出系统在作动器卡死，损伤和操 纵面损伤故障下的NSV姿态控制系统，为达此目的，本发明提供.基于执行器动态的无人飞 行器姿态分散式容错控制方法，具体步骤如下： 1)外环控制器得到变量信号 < 以及飞行器的移动变量信号Xl和x2，变量信号xi经外 环控制器处理得到变量信号4，将变量信号4输出给指令滤波器经指令滤波器处理得到 信号变量4和信号变量； 2)信号变量< 和信号变量^^进行信号叠加处理后经过滤波误差补偿得到变量信号f ，并将所得变量信号e传送给内环控制器信号变量;^和信号变量以及经过决策机制处 ^2 Λ 2
【权利要求】
1. 基于执行器动态的无人飞行器姿态分散式容错控制方法，具体步骤如下，其特征在 于： 1) 外环控制器得到变量信号蛘以及飞行器的移动变量信号Xl和χ2，变量信号4经外 环控制器处理得到变量信号4，将变量信号4输出给指令滤波器经指令滤波器处理得到 信号变量4和信号变量
2) 信号变量< 和信号变量进行信号叠加处理后经过滤波误差补偿得到变量信号？ ，并将所得变量信号传送给内环控制器信号变量 < 和信号变量以及经过决策机制处 理所得的变量Σ、"、"，ν，经过内环控制器处理得到信号变量u。并将所得信号变量u。传 D k 送给作动器以及FD控制器以刀
合成器； 4) 所述作动器对所得信号变量u。进行处理得到信号变量u并将信号变量u传送给飞 行器以及FD控制器以Z
5
?合成器以及辅助系统； 5) 所述飞行器通过对信号变量u进行处理得到移动变量信号Xl和χ2，并将移动变量信 号 Xl和x2传送给外环控制器以及内环控制器以及辅助系统； 6) 所述辅助系统对所得移动变量信号Xl和x2以及信号变量u进行处理得到信号变量 i、? , v，并将信号变量4i , v传送给决策机制； 7) 所述FD控制器将所得信号变量u。以及信号变量u进行处理后传送给 合成器进行合成再传送给决策机制；
8) 所述决策机制将所述信号变量'、^，v以及
$ 合成器合成后数据进行处 η η 理得到变量Σ、n=, ν，再将变量Σ、"、丨，ν传输给内环控制器进行循环。 D k D k
2. 根据权利要求1所述的基于执行器动态的无人飞行器姿态分散式容错控制方法，其 特征在于：所述步骤7中FD控制器设计如下：
(4. 8) 其中4为估计的操纵面偏转，4 >〇。定义残差信号4 =4-?，设计阈值3 >〇 ,则可以 得到故障检测时间A当5?，即表示为
(4. 9) 可以看出当时，表示无故障发生，反之，即有故障发生。
3. 根据权利要求1所述的基于执行器动态的无人飞行器姿态分散式容错控制方法，其 特征在于：所述步骤4中合成器设计如下：
其中：4s > 0 ,彳> 0 , flj5 =?5 -u2.,劣=烤-。Ζ为一设计的常数。
4. 根据权利要求1所述的基于执行器动态的无人飞行器姿态分散式容错控制方法，其 特征在于：所述步骤8决策机制设计如下： 通过观测器和作动器实际之间的误差来判断当前的故障类型。设计的决策机 制为
其中q > 0 , > 0,4 > 0。最合适的观测器可以根据性能指标（4. 22)来确定。如果得 到哪个观测器下可以使得此时性能指标（4.22)具有最小值，则可以判断此刻发生了何种 故障类型。于是由故障判断的结果可以得到当前的故障参数值如下
5. 根据权利要求1所述的基于执行器动态的无人飞行器姿态分散式容错控制方法，其 特征在于：所述步骤6辅助系统设计如下： 方程表不为：
其中!J= diag]^,?]，= ，…,馬]1*，定义观测误差e =z-x2，于是我们针对（4. 24)角 速率回路设计一个观测器如下结构：
其中? = [4…,4广表示操纵面损伤因子的估计值，并由如下的自适应律得出：
矩阵。其可以确保估计值处于设定的最小值4和最大值式之间。滑模项设计如下，
时变参数m(i)由如下自适应律更新得到： w(i) = rere, ra(0)>0 (4. 28) 定义损伤因子估计误差为由观测器方程（4.25)和方程（4. 24)，可以得到观 测误差动态方程为：
6.根据权利要求1所述的基于执行器动态的无人飞行器姿态分散式容错控制方法，其 特征在于：所述步骤1指令滤波器设计如下： 定义两个跟踪误差向量马,馬€妒为：： Ει = χι-τ( (4. 34) E2=z-4 (4. 35) < ,4为滤波器的输出。由（4. 33)、（4. 34)和（4. 35)，可得：
【文档编号】G05D1/08GK104102225SQ201410293081
【公开日】2014年10月15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