[发明专利]一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法

权利要求书

1.一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法，其特征在于通过以下步骤实现：

第一步，根据(1)式所给出的在速度坐标系下火星探测无人机的纵向运动方程，建立由(4)式所描述的连续型特征模型：

(1)式中：v为火星探测无人机的飞行速度，γ为航迹倾斜角，h为飞行高度，α为攻角，q为俯仰角速度；u为俯仰控制力矩，是系统的输入，y为系统的输出；m为无人机的质量，F为作用在机体上的拉力，δ为拉力方向与水平方向的夹角，G为火星重力加速度，I_y为绕纵轴的转动惯量，f为故障项，其表达式为：为故障函数，β(t-T_f)是故障开关函数，定义为：

T_f为执行器故障发生的时刻；D、L分别为作用在机体上的阻力、升力，D、L的表达式分别为：

(2)和(3)式中：ρ为火星表面大气密度，S_w为参考面积；(2)式中：C_d为阻力系数，(3)式中：C₁为升力系数；

(4)式中：e＝y-h_r，h_r为飞行高度的期望值，为连续型特征模型的总输入，E为建模误差；a₁(t)，a₂(t)，b(t)为连续型特征模型的系数；

第二步，根据(5)式所给出的参数估计算法，对由第一步得到的连续型特征模型的系数a₁(t)，a₂(t)，b(t)进行在线辨识得到a₁(t)，a₂(t)，b(t)的估计值，分别为：

(5)式中：λ₁,λ₂均为正常数；

第三步，根据第二步得到的a₁(t)，a₂(t)，b(t)的估计值设计容错控制器：

u＝u_g+u_d+u_I， (6)

(6)式中：u_g为黄金分割自适应控制律，设计为：

(7)式中：b₀，λ₀均为大于0的控制增益调节参数，视控制效果适当增减，l₁＝0.382，l₂＝0.618；u_d为连续型逻辑微分控制律，u_I为比例控制律；

第四步，将第三步设计的u施加到由(1)式所描述的系统中，以控制火星探测无人机的飞行高度。