[发明专利]一种高超声速飞行器升降舵故障控制方法

摘要

本发明提出了一种高超声速飞行器升降舵故障控制方法。所述方法首先基于高超声速飞行器巡航段的纵向模型建立其升降舵发生卡死故障的模型；然后设计状态反馈控制律并建立故障模式、大小、发生时刻已知情况下实现容错控制所需的匹配条件；进而考虑升降舵发生未知故障的情况，推导出控制器参数的自适应学习律。该发明能够通过快速有效地自适应调整正常冗余升降舵的控制输出，实现对发生故障的升降舵所损失的控制效力的补偿，保证高超声速飞行器在某一升降舵发生故障时的飞行安全，并且最大程度恢复飞行器的期望性能。

主权项

1.一种高超声速飞行器升降舵故障的自适应容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1，建立高超声速飞行器巡航段纵向运动学及动力学模型，所述模型表示为：V·=Tcosα-Dm-μsinγr2]]>γ·=L+TsinαmV-(μV2r)cosγVr2]]>h·=Vsinγ]]>α·=q-γ·]]>q·=Myy/Iyy]]>其中V、γ、h、α、q分别表示高超声速飞行器的速度、航迹角、高度、攻角和俯仰角速率；L、D、T分别为升力、阻力和推力；m、μ、r分别表示飞行器的质量、重力常数、飞行器到地心的距离，其中r=R_E+h，R_E为地球半径；I_yy、M_yy分别表示俯仰转动惯量和俯仰转动力矩；步骤2，建立控制系统输入-输出模型；针对所述高超声速飞行器巡航段纵向运动学及动力学模型，以高超声速飞行器的速度V和高度h为输出、油门开度β_c和升降舵舵偏角δ_e作为控制输入，建立输入-输出模型，其表达式如下：V...=fv+b11βc+b12δe]]>h⁽⁴⁾=f_h+b₂₁β_c+b₂₂δ_e其中f_V、f_h、b₁₁、b₁₂、b₂₁、b₂₂分别是关于V、γ、h、α、q和飞行器气动参数的非线性函数；总的舵偏角δ_e与左、右两个升降舵的舵偏角δ_e1和δ_e2的关系为：δ_e=d₁δ_e1+d₂δ_e2，其中d₁和d₂为组合关系系数；步骤3，考虑步骤2所述输入-输出模型升降舵发生卡死故障的情况，建立升降舵的故障模型，其表达式如下：δej=vj+σj(δ‾j-vj),j=1,2]]>其中，表示升降舵卡死故障的大小；v_j表示第j个升降舵的控制输入；σ_j代表故障模式，当第j个升降舵发生故障时，σ_j=1，否则σ_j=0；步骤4，基于速度追踪误差和高度追踪误差定义两个滑模面s₁和s₂：s₁=λ₁₀e₁₀+λ₁₁e₁₁+λ₁₂e₁₂+e₁₃s₂=λ₂₀e₂₀+λ₂₁e₂₁+λ₂₂e₂₂+λ₂₃e₂₃+e₂₄其中，e₁₁=V-V_d，e₁₀=∫e₁₁，e₂₁=h-h_d，e₂₀=∫e₂₁，V_d和h_d为期望的速度和高度信号；λ₁₀,λ₁₁,λ₁₂,λ₂₀,λ₂₁,λ₂₂,λ₂₃为正常数，λ₁₀,λ₁₁,λ₁₂,λ₂₀,λ₂₁,λ₂₂,λ₂₃的取值满足：s³+λ₁₂s²+λ₁₁s+λ₁₀s⁴+λ₂₃s³+λ₂₂s²+λ₂₁s+λ₂₀为Hurwitz多项式；步骤5，确定标称控制输入，其表达式如下：βcv0=B-1-f1-a1sgn(s1)-f2-a2sgn(s2),B=b11b12b21b22]]>其中v₀为升降舵δ_e的标称偏转量；a₁和a₂为两个正常数，决定滑动模态的收敛速度；f₁和f₂分别由下式确定：f1=-V...d+fv+λ10e11+λ11e12+λ12e13]]>f2=hd(4)+fh+λ20e21+λ21e22+λ22e23+λ23e24]]>sgn(·)为符号函数，其定义如下：sgn(x)=1x>00x=0-1x<0]]>或者为减小滑模控制产生的抖振，β_c、v₀分别由下式确定：βcv0=B-1-f1-a1sat(s1ϵ)-f2-a2sat(s2ϵ),B=b11b12b21b22]]>其中，ε为一个小的正常数；sat(·)为饱和函数，其定义如下：sat(x)=xif|x|≤1sgn(x)if|x|>1]]>步骤6，基于步骤5给出的标称控制信号v₀，确定自适应容错控制律：vj=k^1jv0+k^2j,j=1,2]]>其中分别为容错控制器的参数估计值，分别由下式确定：k^.1j=-sgn(dj)Γ1j(b12s1+b22s2)v0]]>k^.2j=-sgn(dj)Γ2j(b12s1+b22s2)]]>其中Γ_1j和Γ_2j为两个正常数，决定了参数自适应律的学习速率。