Xn，A2i都是正系数，Sn为执行器输出，即舵面偏转角度，Sei表示执行器 的偏转角指令输入。
[0088] 考虑两种故障类型：
[0089] 1)部分失效故障
[0091] 其中，0彡P# 1，当Pi=1时，表示舵面正常工作。
[0092] 2)卡死故障
[0095] 其中，〇 {为0或1，当〇 f= 0时，舵面发生卡死故障；当〇 f= 1时，舵面未发生 故障。
[0096] 针对故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：
[0098] 其中，残差信号为当残差信号为0时，说明无故障发生；否则，故障发 生。
[0099] 针对执行器部分失效故障的情况，设计观测器如下：
[0101] 其中，A表示部分失效因子的估计值，选取Lyapunov函数
其中，c7〉0，
，Q=Q〉0，
求导得到：
[0103] 使得上式负定，设计A的自适应律为：
[0105] 此时f= -1 /2 < 〇，则变量< 和A都是有界的。
[0106] 针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下：
[0109]则定义名。
[0110] 为了识别不同类型的故障，定义性能指标如下：
[0113] 其中，e1;e2,e3,e4>〇,人>〇,比较In(t)和I2i(t)的大小，当In⑴较小时， 则说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
[0114] 然后，设计容错控制分配方法：
[0115] 1)当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为
[0117] 其中，和-g丨A，…，A}，相应的目标函数为：
[0119] 其中，约束条件为：6。彡6max;
[0120] 2)当第j个舵面卡死在某一位置气动舵面提供的力矩为
[0122] 其中，R7X1为剩余健康舵面，R3X7为剩余健康舵面对应的控制分配矩 阵，R3X1为0(?)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：
[0124] 其中，约束条件：Smin彡6 6
[0125] 然而，当气动舵面提供的力矩不能满足控制需要时，则需要启动RCS来协助完成 姿态控制任务。采用整型线性规划的控制分配方法将气动舵面欠缺的力矩分配到10个 RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中tms=tdes-Ts，设计目标函数如下：
[0127] 满足如下约束条件：
[0130] 其中，uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期 望力矩为1为第i个轴上力矩误差的权重系数，《k表示第k个RCS的权重系数，约 束条件表示，为了减少燃料的使用，RCS实际提供的力矩不能超过期望提供的力矩。
[0131] 下面通过仿真验证本发明的有效性，仿真参数如下：
[0132] 高超声速飞行器再入飞行初始条件为
，[P，q，ru] =[Orad/s,Orad/s,Orad/s]，姿态角指令Dd= [0?lrad,Orad, 0? 2rad]，期望控制力矩tde;s设计过程中的参数：c5= 1，c6= 5 ;失效因子估计值的更新律中的学习参数：c7 = 0.05,转动惯量矩阵J为：
[0134] 式中，RCS提供的力矩矩阵屯为：
[0135]
.控制分 配设计过程中的参数：〇 = 〇? 005,《1(|= 0? 01。
[0136] 仿真结果说明：
[0137] 图2A为所有执行器正常工作时姿态角跟踪曲线图；图2B为所有执行器正常工作 时角速率响应曲线图，可以看出有无RCS时的响应时间、跟踪性能和稳定性较好；图2C为所 有执行器正常工作时气动舵面偏转角曲线图；图2D为所有执行器正常工作时RCS提供的力 矩数据图，前期力矩需求大，气动舵面和RCS同时工作，逐步RCS退出控制，最终由气动舵面 单独控制也能满足跟踪要求。
[0138] 图3A为右内侧升降舵发生50%失效故障时姿态角跟踪曲线图；图3B为右内侧升 降舵发生50%失效故障时角速率响应曲线图；图3C为右内侧升降舵发生50%失效故障时 气动舵面偏转角曲线图，可以看出故障舵面的偏转范围变为正常情况下的一半；图3D为右 内侧升降舵发生50%失效故障时RCS提供的力矩数据图。
[0139] 图4A为右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时姿态角跟踪曲线图；图4B为右侧机 身襟翼在Is处发生卡死故障时角速率响应曲线图；图4C为右侧机身襟翼在Is处发生卡死 故障时气动舵面偏转角曲线图；图4D为右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时RCS提供的 力矩数据图。
[0140] 本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于 本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这 些改进也应视为本发明的保护范围。
【主权项】
1. 一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，采用Backstepping设计 的控制器来得到期望控制力矩： τ = AT1 (-c6z2 - H1(X1)1 Z1- H2 {x2) + x2cj), C6 > O 其中，τ 为期望控制力矩 τ des，Ii1 (X1) = R( · )，h2(x2) = -J-1 Ω Jco，h3= J ―1，Z1 = X1-Dd, Z2= X2-X2d，虚拟控制变量xM +Ω.,)，cv >0，Dd为参考姿态角指令； 当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面上： 1) 当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为： r,v = 其中，；δ = ?Λ'?^!Α，···，Α}，相应的目标函数为：其中，约束条件为：5min< δδ 2) 当第j个舵面卡死在某一位置€，气动舵面提供的力矩为： L=(I)A+(Ι'Λ 其中，δ# R7xi为剩余健康舵面，Φ # R3x7为剩余健康舵面对应的控制分配矩阵， ?se R3X1为Φ (·)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：其中，约束条件：SminS δ δ max; 如果气动舵面提供的力矩达不到期望力矩，则采用整型线性规划的控制分配方法将气 动舵面欠缺的力矩分配到10个RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中τΜ3= τ des-Ts，设计目 标函数如下：满足如下约束条件：其中，Uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期望力 矩为L为第i个轴上力矩误差的权重系数，cok表示第k个RCS的权重系数。2. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，针对 故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：其中，残差信号为< =d,，当残差信号为〇时，说明无故障发生；否则，故障发生。3. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，针对 部分失效故障的情况，设计观测器如下： + + AA'i = PiAA 5 2 = 1,2, · · -8 其中，A是对部分失效因子估计，λ π，λ2?为正常数，δ M为执行器舵面偏转角 指令的输入，S π为舵面实际输出； 针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下： Sji = ~ + , J = 1,2.. .8 则定义4=?-笔。4. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，设计 失效因子A的自适应律如下： A =-A =(^>12 +KP22)\SCI Ic1 其中，% , c7>o，Pl2，p22为P 中元素，P满足 47+λ^ = -0，Q = Qt > Oo5. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，为了 识别不同类型的故障，定义性能指标如下：其中，ε i，ε 2, ε 3, ε 4> 0, λ > 0,比较I n(t)和I2i(t)的大小，当In(t)较小时，则 说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
【专利摘要】本发明公开了一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，首先，采用Backstepping方法设计控制器，得到期望控制力矩；然后，在考虑舵面发生部分失效故障和卡死故障的情况下，将期望控制力矩分配到执行机构上，以气动舵面作为第一执行机构，RCS作为第二执行机构；当气动舵面提供的控制力矩不足，才启动RCS。设计容错控制策略，使得闭环系统稳定，并且在仿真中得到了验证。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN104898682
【申请号】CN201510224893
【发明人】齐瑞云, 钱佳淞, 姜斌, 何晶晶
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年5月5日