基于解析冗余的导弹舵机故障容错控制方法与流程

本发明涉及导弹控制技术领域，具体涉及一种基于解析冗余的导弹舵机故障容错控制方法。

背景技术：
舵机是导弹控制系统的执行机构，它根据导弹的控制信号控制导弹的飞行和稳定。当舵机出现故障时可能导致导弹的失控，因此有必要对舵机实行容错控制。容错控制分为硬件冗余容错控制和解析冗余容错控制两种方法。硬件冗余容错控制是通过对重要部件或易发生故障部件进行备份提高容错能力。解析冗余容错控制是利用系统之间或系统各部件之间的功能关系构成功能上的冗余，当某一部件发生故障时，利用剩余的部件重构系统的输入输出映射，从而达到对系统继续控制，使系统继续正常工作的目的。“基于解析余度的导弹执行机构故障诊断方法”(北京理工大学学报第32卷第11期2012年11月)一文中介绍基于解析冗余的导弹执行机构故障诊断方法，但并没有介绍基于解析冗余的导弹执行机构故障容错控制方法。“舵机卡死故障的导弹容错控制研究”(弹箭与制导学报第28卷第5期2008年10月)一文中针对×型布局的单片舵机卡死故障提出了一种有效的容错控制方法，通过解析冗余方法，用正常工作的舵机补偿卡死舵机产生的干扰力矩。该文中提出的方法解决了×型布局的单片舵机卡死故障容错控制问题，但不能直接应用于+型布局的单片舵机卡死故障容错控制。对于大多数弹道式导弹而言，其俯仰通道的需用控制量远大于偏航和滚转通道的控制量，该文提出的容错控制方法不能充分挖掘舵机故障时俯仰通道的控制能力。

技术实现要素：
本发明克服了现有技术的不足，提供一种可兼容不同舵机布局的单片舵机卡死故障容错控制方法。为解决上述的技术问题，本发明采用以下技术方案：一种基于解析冗余的导弹舵机故障容错控制方法，所述的方法包括以下步骤：步骤一、判断导弹的舵机是否出现故障，当某一舵机的舵指令与舵反馈之差超出预定的误差范围时，判定该舵机出现故障；步骤二、控制导弹的俯仰通道，通过导弹的滚转运动，将所述出现故障的舵机调整到弹轴坐标系的纵向面内；步骤三、利用+型布局舵偏合成和分配公式，重新分配各舵偏，实现容错控制。更进一步的技术方案是步骤二中还包括：当控制系统重构后，对俯仰和偏航通道进行控制，消除因故障舵机对俯仰和偏航通道造成干扰引起的偏差步骤。控制导弹的俯仰通道，通过导弹的滚转运动，将有故障的舵机调整到弹轴坐标系的纵向面内，故障舵机可在正上方或正下方，由于滚转通道对控制指令的响应速度远大于俯仰和偏航通道，因此在滚转运动期间内，故障舵机对俯仰和偏航通道造成干扰可暂不考虑，等控制系统重构后，立即对俯仰和偏航通道进行控制，消除干扰引起的偏差。更进一步的技术方案是若导弹故障前采用的是尾翼×型布局，所述×型布局尾舵的舵偏分配公式为：所述×型布局尾舵的舵偏合成公式为：当第一舵机发生故障时，δ1＝δ0，容错控制步骤包括：步骤1、控制导弹滚转通道逆时针旋转45°；在控制导弹滚转的过程中，第二舵机、第三舵机和第四舵机的指令为：式中：步骤2、利用+型布局舵偏合成和分配公式，重新分配各舵偏；所述+型布局尾舵的舵偏合成公式为：由于第一舵机1发生了故障，δ1＝δ0，舵偏分配公式：利用所述舵偏分配公式实现第一舵机1发生卡死故障时的容错控制。更进一步的技术方案是若导弹故障前采用的是尾翼×型布局，所述×型布局尾舵的舵偏分配公式为：当第二舵机发生故障时，δ1＝δ0，容错控制步骤包括：步骤1、控制导弹滚转通道顺时针旋转45°；在控制导弹滚转的过程中，第一舵机1、第三舵机3和第四舵机4的指令为：式中：步骤2、利用+型布局舵偏合成和分配公式，重新分配各舵偏；所述+型布局尾舵的舵偏合成公式为：由于第二舵机2发生了故障，δ2＝δ0，舵偏分配公式：利用所述舵偏分配公式实现第二舵机发生卡死故障时的容错控制。更进一步的技术方案是若导弹故障前采用的是尾翼×型布局，所述×型布局尾舵的舵偏分配公式为：当第一舵机发生故障时，δ3＝δ0，容错控制步骤包括：步骤1、控制导弹滚转通道逆时针旋转45°；步骤2、利用+型布局舵偏合成和分配公式，重新分配各舵偏；所述+型布局尾舵的舵偏合成公式为：舵偏分配公式为：利用所述舵偏分配公式实现第三舵机发生卡死故障时的容错控制。更进一步的技术方案是若导弹故障前采用的是尾翼×型布局，所述×型布局尾舵的舵偏分配公式为：当第四舵机发生故障时，δ4＝δ0，容错控制步骤包括：步骤1、控制导弹滚转通道顺时针旋转45°；步骤2、利用+型布局舵偏合成和分配公式，重新分配各舵偏；所述+型布局尾舵的舵偏合成公式为：舵偏分配公式为：利用所述舵偏分配公式实现第四舵机发生卡死故障时的容错控制。更进一步的技术方案是若导弹故障前采用的是尾翼+型布局，当第一舵机产生卡死故障时，直接采用舵机分配公式实现容错控制，所述舵机分配公式为：更进一步的技术方案是若导弹故障前采用的是尾翼+型布局，当第三舵机产生卡死故障时，直接采用舵机分配公式实现容错控制，所述舵机分配公式为：更进一步的技术方案是若导弹故障前采用的是尾翼+型布局，当第二舵机产生卡死故障时，直接采用舵机分配公式实现容错控制，所述舵机分配公式为：更进一步的技术方案是若导弹故障前采用的是尾翼+型布局，当第四舵机产生卡死故障时，直接采用舵机分配公式实现容错控制，所述舵机分配公式为：根据本发明的实施例，本发明的容错控制原理为：当导弹出现某一舵机卡死故障时，快速控制导弹的滚转通道，通过导弹的滚转运动，将有故障的舵机调整到弹轴坐标系的纵向面内，然后利用+型布局导弹舵偏合成和分配公式，重新分配各舵偏。与现有技术相比，本发明的有益效果之一是：(1)扩大了解析冗余方法在容错控制中的适用范围，无论弹道的舵片是采用+型布局还是×型布局，本方法均能适用；(2)采用本方法，可充分挖掘导弹俯仰通道...