基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛行器姿態(tài)分散式容錯控制方法
【專利摘要】本發(fā)明針對存在干擾以及參數(shù)不確定的近空間飛行器，考慮了其在發(fā)生作動器和操縱面故障后的魯棒容錯控制問題，基于分散式容錯控制框架，設計了一種基于多觀測器的作動器故障檢測和辨識單元，用于系統(tǒng)實時得到作動器的故障信息，針對姿態(tài)角速度環(huán)設計了自適應滑模觀測器，所設計的觀測器具有很強的魯棒性，且無需知道不確定或者干擾的上界，將操縱面損傷故障的信息和干擾信息全隱含在其中。并基于觀測器模型設計容錯控制器，所設計的容錯控制系統(tǒng)實現(xiàn)了多種不同類型故障和多故障情況下的魯棒容錯控制。最后將所設計的方法分別應用于作動器和操縱面故障情況的近空間飛行器姿態(tài)穩(wěn)定控制和跟蹤控制中，實現(xiàn)了飛行姿態(tài)魯棒容錯控制。
【專利說明】基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛行器姿態(tài)分散式容錯控制方法

【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器姿態(tài)容錯控制領域，特別是涉及基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛行器 姿態(tài)分散式容錯控制方法。
[0002]

【背景技術】
[0003] 作為一種新的航空航天飛行器，近空間飛行器（NSV)的故障主要由作動器，操縱 面，傳感器和結構故障引起。為了提高NSV安全性和可靠性，NSV在氣動布局設計上已經(jīng)對 傳統(tǒng)的副翼，方向舵和升降舵進行合理地分割，這樣可以在大大提高系統(tǒng)的可靠性和安全 性的同時，也使得姿態(tài)控制系統(tǒng)成為一個過驅動系統(tǒng)。
[0004] 基于狀態(tài)或參數(shù)估計的故障檢測和識別（FDI)技術是飛控系統(tǒng)容錯控制最常用 的方法，它是一種基于模型的方法，目前較為主流的各種FDI方法，有觀測器方法，多模型 方法，人工智能方法，其中基于觀測器受到許多研究者的關注，觀測器方法已經(jīng)由傳統(tǒng)的線 性系統(tǒng)發(fā)展到非線性系統(tǒng)。但是針對過驅動系統(tǒng)，由于輸入個數(shù)大于輸出個數(shù)，很難得到足 夠多的激勵信號以獲得正確的故障信息。而且現(xiàn)在的FDI方法主要是針對單一類型的單個 故障，對于多個類型的多個故障，很難尋找到一個合適的FDI。而NSV在飛行過程中極可能 會由一個微小故障引起多個類型的連鎖故障。這就不得不考慮飛行器在飛行過程中的多種 故障同時發(fā)生的FDI設計問題。
[0005] 眾所周知，飛行器的操縱面由作動器控制回路驅動，在作動器回路設計方面，往往 將其設計成一個穩(wěn)定的傳遞函數(shù)。傳統(tǒng)的故障檢測和診斷單元很少涉及執(zhí)行器動態(tài)，其主 要原因是考慮執(zhí)行器動態(tài)后，原系統(tǒng)動態(tài)方程階數(shù)會相應的增加，這會增加故障檢測和診 斷的難度。而當設計FDI未考慮執(zhí)行器動態(tài)時，在Hard-In-Loop上會造成故障或參數(shù)的估 計存在誤差。
[0006]


【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 針對以上問題，本發(fā)明提出一種分散式容錯控制框架，該框架作動器回路的動態(tài) 被充分考慮，將飛控系統(tǒng)的FDI單元分為兩部分，一個用于進行作動器的損傷和卡死辨識， 另外一個基于觀測器的輔助系統(tǒng)用來將操縱面損傷故障和干擾隱含進去。并設計一個可重 構容錯控制器的用來實現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)的容錯控制首先給出系統(tǒng)在作動器卡死，損傷和操 縱面損傷故障下的NSV姿態(tài)控制系統(tǒng)，為達此目的，本發(fā)明提供.基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛 行器姿態(tài)分散式容錯控制方法，具體步驟如下： 1)外環(huán)控制器得到變量信號 < 以及飛行器的移動變量信號Xl和x2，變量信號xi經(jīng)外 環(huán)控制器處理得到變量信號4，將變量信號4輸出給指令濾波器經(jīng)指令濾波器處理得到 信號變量4和信號變量； 2)信號變量< 和信號變量^^進行信號疊加處理后經(jīng)過濾波誤差補償?shù)玫阶兞啃盘杅 ，并將所得變量信號e傳送給內(nèi)環(huán)控制器信號變量;^和信號變量以及經(jīng)過決策機制處 ^2 Λ 2

【權利要求】
1. 基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛行器姿態(tài)分散式容錯控制方法，具體步驟如下，其特征在 于： 1) 外環(huán)控制器得到變量信號蛘以及飛行器的移動變量信號Xl和χ2，變量信號4經(jīng)外 環(huán)控制器處理得到變量信號4，將變量信號4輸出給指令濾波器經(jīng)指令濾波器處理得到 信號變量4和信號變量
2) 信號變量< 和信號變量進行信號疊加處理后經(jīng)過濾波誤差補償?shù)玫阶兞啃盘枺? ，并將所得變量信號傳送給內(nèi)環(huán)控制器信號變量 < 和信號變量以及經(jīng)過決策機制處 理所得的變量Σ、"、"，ν，經(jīng)過內(nèi)環(huán)控制器處理得到信號變量u。并將所得信號變量u。傳 D k 送給作動器以及FD控制器以刀
合成器； 4) 所述作動器對所得信號變量u。進行處理得到信號變量u并將信號變量u傳送給飛 行器以及FD控制器以Z
5
?合成器以及輔助系統(tǒng)； 5) 所述飛行器通過對信號變量u進行處理得到移動變量信號Xl和χ2，并將移動變量信 號 Xl和x2傳送給外環(huán)控制器以及內(nèi)環(huán)控制器以及輔助系統(tǒng)； 6) 所述輔助系統(tǒng)對所得移動變量信號Xl和x2以及信號變量u進行處理得到信號變量 i、? , v，并將信號變量4i , v傳送給決策機制； 7) 所述FD控制器將所得信號變量u。以及信號變量u進行處理后傳送給 合成器進行合成再傳送給決策機制；

8) 所述決策機制將所述信號變量'、^，v以及
$ 合成器合成后數(shù)據(jù)進行處 η η 理得到變量Σ、n=, ν，再將變量Σ、"、丨，ν傳輸給內(nèi)環(huán)控制器進行循環(huán)。 D k D k
2. 根據(jù)權利要求1所述的基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛行器姿態(tài)分散式容錯控制方法，其 特征在于：所述步驟7中FD控制器設計如下：
(4. 8) 其中4為估計的操縱面偏轉，4 >〇。定義殘差信號4 =4-?，設計閾值3 >〇 ,則可以 得到故障檢測時間A當5?，即表示為
(4. 9) 可以看出當時，表示無故障發(fā)生，反之，即有故障發(fā)生。
3. 根據(jù)權利要求1所述的基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛行器姿態(tài)分散式容錯控制方法，其 特征在于：所述步驟4中合成器設計如下：
其中：4s > 0 ,彳> 0 , flj5 =?5 -u2.,劣=烤-。Ζ為一設計的常數(shù)。
4. 根據(jù)權利要求1所述的基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛行器姿態(tài)分散式容錯控制方法，其 特征在于：所述步驟8決策機制設計如下： 通過觀測器和作動器實際之間的誤差來判斷當前的故障類型。設計的決策機 制為
其中q > 0 , > 0,4 > 0。最合適的觀測器可以根據(jù)性能指標（4. 22)來確定。如果得 到哪個觀測器下可以使得此時性能指標（4.22)具有最小值，則可以判斷此刻發(fā)生了何種 故障類型。于是由故障判斷的結果可以得到當前的故障參數(shù)值如下
5. 根據(jù)權利要求1所述的基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛行器姿態(tài)分散式容錯控制方法，其 特征在于：所述步驟6輔助系統(tǒng)設計如下： 方程表不為：
其中!J= diag]^,?]，= ，…,馬]1*，定義觀測誤差e =z-x2，于是我們針對（4. 24)角 速率回路設計一個觀測器如下結構：
其中? = [4…,4廣表示操縱面損傷因子的估計值，并由如下的自適應律得出：
矩陣。其可以確保估計值處于設定的最小值4和最大值式之間?；ｍ椩O計如下，
時變參數(shù)m(i)由如下自適應律更新得到： w(i) = rere, ra(0)>0 (4. 28) 定義損傷因子估計誤差為由觀測器方程（4.25)和方程（4. 24)，可以得到觀 測誤差動態(tài)方程為：
6.根據(jù)權利要求1所述的基于執(zhí)行器動態(tài)的無人飛行器姿態(tài)分散式容錯控制方法，其 特征在于：所述步驟1指令濾波器設計如下： 定義兩個跟蹤誤差向量馬,馬€妒為：： Ει = χι-τ( (4. 34) E2=z-4 (4. 35) < ,4為濾波器的輸出。由（4. 33)、（4. 34)和（4. 35)，可得：
【文檔編號】G05D1/08GK104102225SQ201410293081
【公開日】2014年10月15日 申請日期:2014年6月27日 優(yōu)先權日:2014年6月27日
【發(fā)明者】周洪成, 胡艷 申請人:金陵科技學院