一种双余度补偿式尾翼舵面故障状态控制方法与流程

本发明涉及到飞行器技术领域，特别涉及一种双余度补偿式尾翼舵面故障状态控制方法。

背景技术：

飞行器纵向机动是保证基本飞行安全的最重要机动控制。尾翼舵面是控制飞行器纵向机动的操纵面，为提高飞行器生存力，无人机常采用双余度尾翼舵面设计，当一组出现故障时，剩余舵面可以重新组合操纵，弥补故障舵面带来的操纵效能下降，以满足一定纵向机动要求和基本飞行安全。

公开的资料一般仅考虑舵面故障引起的舵效下降对飞行安全的影响，例如：论文《小型无人机舵面故障的控制重构设计》(发表于2011年《计算机工程与应用》)讨论了单自由度副翼、尾翼舵面不同故障状态的控制重构设计；这篇论文及公开资料均未考虑铰链力矩对补偿式尾翼舵面剩余操纵能力的影响。

当一组尾翼舵面故障时，为弥补故障舵面的气动贡献，剩余正常舵面出舵量大幅增加，往往处于大舵偏范围，此时舵效呈现为增量减小的非线性，但舵面铰链力矩非线性规律与舵效相反，呈现为增量增大的非线性，前缘补偿式舵面更为明显。如果仅考虑舵效对控制重构和飞行包线的影响，在舵效到达最大值之前舵面铰链力矩可能已达到舵机系统和结构强度极限，导致舵机破坏或舵面损失，从而导致舵面全部操纵功能丧失，危及飞行安全，降低飞行器生存力。

技术实现要素：

本发明为了克服上述现有技术的缺陷，提出一种双余度补偿式尾翼舵面故障状态控制方法，本发明考虑尾翼舵面铰链力矩和舵面效率对飞行器剩余操纵能力的综合影响，为飞行控制专业提供可以控制的舵面故障偏度范围，为应急处置提供满足安全飞行的高度、速度范围，从而提高飞行器生存力。

本发明通过下述技术方案实现：

一种双余度补偿式尾翼舵面故障状态控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

A、故障状态物理模型建立步骤,按照舵面故障数量、损伤程度、故障时刻建立多维物理模型；按照最低余度(单余度)、最少舵面、最低舵效的原则进行故障状态分级，获得故障状态严酷边界，见图2；

B、故障状态参数化通用模型建立步骤,根据多维物理模型建立故障状态的舵面控制模型、气动力学通用模型；

C、舵效和铰链力矩限制边界计算步骤,按照故障状态分级推进方法计算剩余舵面最大配平能力，获得满足舵效限制的速度、高度包线；按照故障状态分级推进方法计算故障舵面、剩余正常舵面的铰链力矩，获得满足舵机铰链力矩输出的速度、高度包线；

D、剩余操纵能力、安全飞行包线确定步骤,对满足飞行特性和舵面铰链力矩的剩余操纵能力、飞行包线求交集，获得舵面不同故障状态安全可控的舵偏范围和飞行包线。

E、提前装订应急处置包线，在线使用,提前装订满足尾翼舵效和铰链力矩限制的故障应急飞行包线和舵偏范围，在飞行过程中遭遇尾舵故障时，启动应急模式，在故障应急飞行包线内飞行和使用尾翼舵面。

所述的故障状态分级推进方法为：从铰链力矩最大、舵偏最大的严酷边界与过载能力要求最高的组合到故障状态边界内与过载能力降低的顺序，从外向内寻找不同故障状态可控的机动或安全飞行包线。从而实现采用最少的计算量获得满足安全飞行的最大包线范围，优化精简故障状态计算量。

所述的故障状态参数化气动力学通用模型为：

其中：Ci为气动力六分量，以飞行力学中的风轴系为例，Ci即分别代表飞行器升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、滚转力矩、偏航力矩六个分量；

K为舵面损伤或变形系数：S_{舵面损失面积}/S_{舵面总面积}或

S_{舵面变形等效面积}/S_{舵面总面积}

F_{(δ故障尾翼舵面)}为故障尾翼舵面偏度函数，分别为：

a)无故障时，为正常舵面偏度；

b)卡滞故障时，为卡滞偏度δ_{故障尾翼舵面}或最大舵偏δmax；

c)舵面漂浮时,为铰链力矩为0所对应的偏度；

F_{(t故障时间函数)}为故障尾翼舵面时间函数，当故障开始取值1，无故障时取值0；

m为正常舵面数量；n为故障舵面数量。

所述故障状态参数化建模中的舵面漂浮偏度采用以下方法获得：原始数据为马赫数、高度、攻角、侧滑角、舵偏角五个因变量构成的多维铰链力矩系数矩阵，通过多维插值计算获得铰链力矩为零的原始舵偏角矩阵，在控制模型中采用降阶插值法得到飞行过程中的漂浮舵偏角度。

本发明的有益效果主要表现在：

本发明中，通过故障状态分级推进方法，优化精简了故障状态的分析范围，从而实现采用最少的计算量获得满足安全飞行的最大包线范围；建立了故障状态通用模型表征多种故障状态、简化了数学模型；采用多维铰链力矩原始系数矩阵，通过多维插值计算获得铰链力矩为零的舵偏角，在控制模型中采用降阶插值法得到飞行过程中的漂浮舵偏角度，实现了漂浮状态尾翼舵偏角的精确计算；通过舵面铰链力矩和舵效对飞行器剩余操纵能力的交集限制，确定可控的尾舵故障精确偏度范围；通过提前装订满足尾翼舵面舵效和铰链力矩限制的故障应急飞行包线和舵偏范围，为飞行过程中遭遇尾舵故障预设了应急飞行包线和尾翼舵面使用范围，从而提高了飞行器生存力。

附图说明

图1是舵效满足的配平包线范围示意图。

图2是铰链力矩满足的配平包线范围示意图。

图3是舵面故障状态安全飞行包线范围示意图。

图4是本发明流程框图。

图5是故障状态三维参数模型和故障状态分级方法示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步说明。

参见图4、图5，本发明包括五个步骤：建立故障状态物理模型和状态分级；通用气动力建模；尾翼舵效和铰链力矩限制边界确定；确定剩余操纵能力和安全可控边界；装订应急飞行包线，故障时在线启用。具体为：一种双余度补偿式尾翼舵面故障状态控制方法，包括如下步骤：

A、故障状态物理模型建立步骤。按照舵面故障数量、损伤程度、故障时刻建立多维物理模型；按照最低余度(单余度)、最少舵面、最低舵效的原则进行故障状态分级，获得故障状态严酷边界，见图2；

B、故障状态参数化通用模型建立步骤。根据多维物理模型建立故障状态的舵面控制模型、气动力学通用模型；

C、舵效和铰链力矩限制边界确定步骤。按照故障状态分级推进方法计算剩余舵面最大配平能力，获得满足舵效限制的速度、高度包线；按照故障状态分级推进方法计算故障舵面、剩余正常舵面的铰链力矩，获得满足舵机铰链力矩输出的速度、高度包线；

D、剩余操纵能力、安全飞行包线确定步骤。对满足飞行特性和舵面铰链力矩的剩余操纵能力、安全飞行包线求交集，获得舵面不同舵偏故障状态安全可控的速度、高度包线。

E、提前装订满足舵效和铰链力矩限制的故障应急飞行包线和舵偏范围，在飞行过程中遭遇尾舵故障时，启动应急模式，在故障应急飞行包线内飞行和使用尾翼舵面。

所述步骤A具体体现在：

1)按照故障数量、损伤程度、故障时刻建立尾翼舵面故障时的多维物理模型。

a)舵面故障数量分为以下情况：单块舵面故障，内或外，上或下；一组(两块)舵面故障，左右对称或不对称；多块面故障，即大于一组舵面故障；所有舵面故障。

b)舵面损伤程度分为以下情况：舵面完全失效情况，不响应控制指令，卡死和漂浮两种，其中卡死情况又包括：卡在故障位置和移动到最大舵偏处两种情况，漂浮指舵面绕轴随风飘动；舵面部分失效情况，能响应控制指令，但不能达到预期效果，例如舵面损伤或变形。

c)失效时刻。失效可以是飞行过程中的任意时刻。

2)故障状态分级

舵面故障情况的组合有很多种，但有些故障状态是边界，有些故障不是边界，因此，如果确定了边界情况，其他故障情况则是安全的。

多舵面的气动布局，由于位置差异和几何尺寸不同，每块舵面的气动贡献往往不同，效率较高的舵面出现故障，对剩余舵面的出舵需求更大，这种情况是故障边界。面积大的尾翼舵面故障是边界，面积较小的舵面故障是边界内。以此确定严重边界：

a)可控故障

单舵面失效，为严重边界内的故障情况；

一组舵面完全失效，舵效大的一组失效为可控故障的严重边界；

b)不可控故障

多块(一组以上)舵面故障，飞机不可控；

所有舵面完全失效，飞机完全失控。

所述步骤B具体体现在：

综合故障数量、损伤程度、故障时刻三个物理量，建立气动力通用模型为：

其中：Ci为气动力六分量，以飞行力学中的风轴系为例，Ci即分别代表飞行器升力、阻力、侧向力、俯仰力矩、滚转力矩、偏航力矩六个分量；

K为舵面损伤或变形系数：S_{舵面损失面积}/S_{舵面总面积}或

S_{舵面变形等效面积}/S_{舵面总面积}

F_{(δ故障尾翼舵面)}为故障尾翼舵面偏度函数，分别为：

a)无故障时，为正常舵面偏度；

b)卡滞故障时，为卡滞偏度δ_{故障尾翼舵面}或最大舵偏δmax；

c)舵面漂浮时,为铰链力矩为0所对应的偏度；

F_{(t故障时间函数)}为故障尾翼舵面时间函数，当故障开始取值1，无故障时取值0；

m为正常舵面数量；n为故障舵面数量。

舵面漂浮故障时，其铰链力矩为0，漂浮时的舵偏角刚好是其飞行攻角下铰链力矩为零的舵偏角，即满足以下方程：

Mj_(δ＝0)+Mj_(δ＝X)＝0

其范围为正负最大结构限制舵偏，精确的漂浮偏度采用以下方法获得：原始数据为马赫数、高度、攻角、侧滑角、舵偏角五个因变量构成的多维铰链力矩系数矩阵，通过多维插值计算获得铰链力矩为零的原始舵偏角矩阵，在控制模型中采用降阶插值法得到飞行过程中的漂浮舵偏角度。

所述步骤C具体体现在：

1)故障分级步骤。按照最低余度(单余度)、最少舵面、最低舵效的原则进行故障状态分级，获得故障状态严酷边界；按照从铰链力矩最大、舵偏最大的严酷边界与过载能力要求最高的组合到故障状态边界内与过载能力降低的顺序，进行舵效和铰链力矩的限制包线评估；

2)从舵面故障严重边界开始，从饱和位置向中立位置以间隔一定角度，在原包线范围内进行评估，获得舵效满足情况下不同舵偏故障位置的配平包线范围,如图1所示，其中横坐标为马赫数、纵坐标为飞行高度；

3)从舵面故障严重边界开始，从饱和位置向中立位置以间隔一定角度，在原包线范围内，评估各故障情况下的舵面铰链力矩，获得铰链力矩满足情况下不同舵偏故障位置的配平包线范围,如图2所示，其中横坐标为马赫数、纵坐标为飞行高度；

所述步骤D具体体现在：

对满足舵效和铰链力矩的包线求交集，确定满足原飞行包线的最大舵偏故障范围和不同故障舵偏情况下的缩小包线范围，如图3最小范围即为同时满足舵效和铰链力矩的安全飞行包线，其中横坐标为马赫数、纵坐标为飞行高度。

所述步骤E具体体现在：

提前装订满足舵效和铰链力矩限制的故障应急飞行包线和舵偏范围，在飞行过程中遭遇尾舵故障时，启动应急模式，在故障应急飞行包线内飞行和使用尾翼舵面，飞控计算机控制飞机按应急航线飞行。