一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法
一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于自动控制技术领域，尤其涉及一种融合气动舵面和RCS的高超声速飞 行器再入姿态容错控制方法。
【背景技术】
[0002] 与普通飞行器相比，高超声速飞行器高阶非线性、强耦合、不确定等独有的特点以 及外界飞行环境的复杂多变给控制器的设计带来了挑战。再入段控制的目的是设计姿态控 制策略，使得姿态角能够跟踪参考指令，并且保证整个飞行器控制系统稳定。
[0003] 高超声速飞行器再入初期，由于空气稀薄动压小、气动舵面效率低，需要使用反作 用控制系统（reactioncontrolsystem，RCS)控制姿态。RCS由多个喷管推力器构成，利用 横向喷流的反推力控制姿态。与连续气动舵面不同，RCS推力器是开关型的执行机构，只能 提供常值离散力矩，采用一种混合整型线性规划的方法可以有效地解决离散控制量在连续 系统中的设计问题。根据高超声速飞行器再入初期的特点，通常需要反作用控制系统（RCS) 来协助气动舵面完成姿态控制。将气动舵面看作首要执行机构，将期望的力矩在气动舵面 之间进行控制分配。如果气动舵面不能达到期望力矩，则开启RCS。由RCS来提供气动舵面 不能提供的这部分力矩。
[0004] 高超声速飞行器飞行环境的特点或者传感器、执行器以及飞行器结构的老化容易 导致故障的发生。因此，对于飞行器的控制系统而言，提高系统的稳定性和可靠性是至关重 要的。一旦故障发生，往往会造成经济上的损失甚至带来灾难性的后果。当故障发生时，需 要采取更为有效的控制策略保证故障后的系统仍旧可以安全飞行，避免事故的发生。因此， 如何提高飞行器的可靠性，使得飞行器在故障情况下保持安全飞行，已经成为目前控制研 宄领域的一个重要问题。而容错控制作为一种处理故障影响的有效的控制手段，已经成为 控制领域学者研宄的一个热点。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种应用方便简单，且能基于气动舵面和RCS融合控制技 术实现高超声速飞行器再入姿态容错控制方法。
[0006] 为达到上述目的，本发明的一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，采用 Backstepping设计的控制器来得到期望控制力矩：
[0008] 其中，t为期望控制力矩tdes，hJxD=R( ? )，h2(x2) =-J-1DJw，h3=J―1，Zi =x「Qd，z2=x2-x2d，虚拟控制变量x2d =Wx,)-V-qz, +￡irf)，c5 >〇，Dd为参考姿态角指令；
[0009] 当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面上：
[0010] 1)当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为
[0012] 其中，3 = …，As!-，相应的目标函数为：
[0014] 其中，约束条件为：Smin< 6。彡6
[0015] 2)当第j个舵面卡死在某一位置$，气动舵面提供的力矩为：
[0017] 其中，R 7X1为剩余健康舵面，R 3X7为剩余健康舵面对应的控制分配矩 阵，R3X1为〇(?)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：
[0019]其中，约束条件：Smin彡6r彡6
[0020] 如果气动舵面提供的力矩达不到期望力矩，则采用整型线性规划的控制分配方法 将气动舵面欠缺的力矩分配到10个RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中TMS=Tdes-Ts，设 计目标函数如下：
[0022] 满足如下约束条件：
[0025] 其中，uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期 望力矩为，为第i个轴上力矩误差的权重系数，《k表示第k个RCS的权重系数。
[0026] 优选地，针对故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：
[0028] 其中，残差信号为疋=€-&，当残差信号为0时，说明无故障发生；否则，故障发 生。
[0029] 优选地，针对部分失效故障的情况，设计观测器如下：
[0031] 其中，A是对部分失效因子估计，An，A2i为正常数，S^为执行器舵面偏 转角指令的输入，Sn为舵面实际输出；
[0032] 针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下：
[0035] 则定义4 4 -巧。
[0036] 优选地，设计失效因子A的自适应律如下：
[0038] 其中，
，c7>0,p12，p22为P中元素，P满足
，Q =Qt> 0〇
[0039] 优选地，为了识别不同类型的故障，定义性能指标如下：
[0042] 其中，％e2,e3,e4>〇,入>〇,比较In(t)和I2i(t)的大小，当In⑴较小时， 则说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
[0043] 本发明的有益效果：
[0044] 本发明的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法使得气动舵面和RCS两个执行 机构能够很好的融合控制，并且尽量多的使用气动舵面无动力控制；当舵面发生故障时，设 计的估计失效因子的自适应律和容错控制策略很好的保证了系统的稳定，且所有控制变量 和状态变量都是有界的。
【附图说明】
[0045] 图1绘示本发明的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法于实施例中的原理方 框图。
[0046] 图2A绘示本发明中所有执行器正常工作时姿态角跟踪曲线图。
[0047] 图2B绘示本发明中所有执行器正常工作时角速率响应曲线图。
[0048] 图2C绘示本发明中所有执行器正常工作时气动舵面偏转角曲线图。
[0049] 图2D绘示本发明中所有执行器正常工作时RCS提供的力矩数据图。
[0050] 图3A绘示本发明中右内侧升降舵发生50%失效故障时姿态角跟踪曲线图。
[0051] 图3B绘示本发明中右内侧升降舵发生50%失效故障时角速率响应曲线图。
[0052] 图3C绘示本发明中右内侧升降舵发生50%失效故障时气动舵面偏转角曲线图。
[0053] 图3D绘示本发明中右内侧升降舵发生50%失效故障时RCS提供的力矩数据图。
[0054] 图4A绘示本发明中右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时姿态角跟踪曲线图。
[0055] 图4B绘示本发明中右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时角速率响应曲线图。
[0056] 图4C绘示本发明中右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时气动舵面偏转角曲线 图。
[0057] 图4D绘示本发明中右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时RCS提供的力矩数据 图。
【具体实施方式】
[0058] 为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本发明作进一步的说 明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。
[0059] 参照图1至图4D所示，本发明的一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，首 先，采用Backstepping设计的控制器来得到期望控制力矩：
[0060] 定义状态变量Xi=Q，x2= ?，选取再入姿态模型
[0063] y=x:
[0064]其中，h(x) =R(? )，h2(x2) =-J-1SJo，h3=J'
[0065] 步骤1:定义zf xZi的微分：
[0067] 其中，x2为虚拟控制量，选取Lyapunov函数K=彳^/2，导数为：
[0069] 设计虚拟控制量
，使得R < 0。
[0070] 步骤2 :定义z2=x2_x2d，则z2的微分：
[0072]将t看作系统的控制输入，选取Lyapunov函数r2 =6+士2/2，导数为：
[0074] 设计控制输入t为：
[0076] 带入上式，得到：
[0078] 式中变量21^2有界，则状态量Xl，x2&是有界，所以得到的控制力矩t也是有界 的。这里得到的控制力矩t即为期望力矩T&。
[0079] 然后，将把控制力矩tdes分配到各个操纵舵面和RCS上：
[0080] (1)当舵面正常工作时：采用二次规划的方法把期望力矩tdes分配到各个气动舵 面上；
[0081] 气动舵面提供的力矩Ts= 0) (?)S。，为了最大限度使用气动舵面，定义目标函 数如下：
[0083] 其中，0 < 〇 < 1，约束条件：Smin彡SS_，6_和Smin分别为气动舵面允 许偏转范围的上下界。
[0084] (2)当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面 上：
[0085] 首先，选取执行器二阶动态模型：
[0087] 其中， Xn，A2i都是正系数，Sn为执行器输出，即舵面偏转角度，Sei表示执行器 的偏转角指令输入。
[0088] 考虑两种故障类型：
[0089] 1)部分失效故障
[0091] 其中，0彡P# 1，当Pi=1时，表示舵面正常工作。
[0092] 2)卡死故障
[0095] 其中，〇 {为0或1，当〇 f= 0时，舵面发生卡死故障；当〇 f= 1时，舵面未发生 故障。
[0096] 针对故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：
[0098] 其中，残差信号为当残差信号为0时，说明无故障发生；否则，故障发 生。
[0099] 针对执行器部分失效故障的情况，设计观测器如下：
[0101] 其中，A表示部分失效因子的估计值，选取Lyapunov函数
其中，c7〉0，
，Q=Q〉0，
求导得到：
[0103] 使得上式负定，设计A的自适应律为：
[0105] 此时f= -1 /2 < 〇，则变量< 和A都是有界的。
[0106] 针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下：
[0109]则定义名。
[0110] 为了识别不同类型的故障，定义性能指标如下：
[0113] 其中，e1;e2,e3,e4>〇,人>〇,比较In(t)和I2i(t)的大小，当In⑴较小时， 则说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
[0114] 然后，设计容错控制分配方法：
[0115] 1)当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为
[0117] 其中，和-g丨A，…，A}，相应的目标函数为：
[0119] 其中，约束条件为：6。彡6max;
[0120] 2)当第j个舵面卡死在某一位置气动舵面提供的力矩为
[0122] 其中，R7X1为剩余健康舵面，R3X7为剩余健康舵面对应的控制分配矩 阵，R3X1为0(?)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：
[0124] 其中，约束条件：Smin彡6 6
[0125] 然而，当气动舵面提供的力矩不能满足控制需要时，则需要启动RCS来协助完成 姿态控制任务。采用整型线性规划的控制分配方法将气动舵面欠缺的力矩分配到10个 RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中tms=tdes-Ts，设计目标函数如下：
[0127] 满足如下约束条件：
[0130] 其中，uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期 望力矩为1为第i个轴上力矩误差的权重系数，《k表示第k个RCS的权重系数，约 束条件表示，为了减少燃料的使用，RCS实际提供的力矩不能超过期望提供的力矩。
[0131] 下面通过仿真验证本发明的有效性，仿真参数如下：
[0132] 高超声速飞行器再入飞行初始条件为
，[P，q，ru] =[Orad/s,Orad/s,Orad/s]，姿态角指令Dd= [0?lrad,Orad, 0? 2rad]，期望控制力矩tde;s设计过程中的参数：c5= 1，c6= 5 ;失效因子估计值的更新律中的学习参数：c7 = 0.05,转动惯量矩阵J为：
[0134] 式中，RCS提供的力矩矩阵屯为：
[0135]
.控制分 配设计过程中的参数：〇 = 〇? 005,《1(|= 0? 01。
[0136] 仿真结果说明：
[0137] 图2A为所有执行器正常工作时姿态角跟踪曲线图；图2B为所有执行器正常工作 时角速率响应曲线图，可以看出有无RCS时的响应时间、跟踪性能和稳定性较好；图2C为所 有执行器正常工作时气动舵面偏转角曲线图；图2D为所有执行器正常工作时RCS提供的力 矩数据图，前期力矩需求大，气动舵面和RCS同时工作，逐步RCS退出控制，最终由气动舵面 单独控制也能满足跟踪要求。
[0138] 图3A为右内侧升降舵发生50%失效故障时姿态角跟踪曲线图；图3B为右内侧升 降舵发生50%失效故障时角速率响应曲线图；图3C为右内侧升降舵发生50%失效故障时 气动舵面偏转角曲线图，可以看出故障舵面的偏转范围变为正常情况下的一半；图3D为右 内侧升降舵发生50%失效故障时RCS提供的力矩数据图。
[0139] 图4A为右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时姿态角跟踪曲线图；图4B为右侧机 身襟翼在Is处发生卡死故障时角速率响应曲线图；图4C为右侧机身襟翼在Is处发生卡死 故障时气动舵面偏转角曲线图；图4D为右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时RCS提供的 力矩数据图。
[0140] 本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于 本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这 些改进也应视为本发明的保护范围。
【主权项】
1. 一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，采用Backstepping设计 的控制器来得到期望控制力矩： τ = AT1 (-c6z2 - H1(X1)1 Z1- H2 {x2) + x2cj), C6 > O 其中，τ 为期望控制力矩 τ des，Ii1 (X1) = R( · )，h2(x2) = -J-1 Ω Jco，h3= J ―1，Z1 = X1-Dd, Z2= X2-X2d，虚拟控制变量xM +Ω.,)，cv >0，Dd为参考姿态角指令； 当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面上： 1) 当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为： r,v = 其中，；δ = ?Λ'?^!Α，···，Α}，相应的目标函数为：其中，约束条件为：5min< δδ 2) 当第j个舵面卡死在某一位置€，气动舵面提供的力矩为： L=(I)A+(Ι'Λ 其中，δ# R7xi为剩余健康舵面，Φ # R3x7为剩余健康舵面对应的控制分配矩阵， ?se R3X1为Φ (·)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：其中，约束条件：SminS δ δ max; 如果气动舵面提供的力矩达不到期望力矩，则采用整型线性规划的控制分配方法将气 动舵面欠缺的力矩分配到10个RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中τΜ3= τ des-Ts，设计目 标函数如下：满足如下约束条件：其中，Uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期望力 矩为L为第i个轴上力矩误差的权重系数，cok表示第k个RCS的权重系数。2. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，针对 故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：其中，残差信号为< =d,，当残差信号为〇时，说明无故障发生；否则，故障发生。3. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，针对 部分失效故障的情况，设计观测器如下： + + AA'i = PiAA 5 2 = 1,2, · · -8 其中，A是对部分失效因子估计，λ π，λ2?为正常数，δ M为执行器舵面偏转角 指令的输入，S π为舵面实际输出； 针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下： Sji = ~ + , J = 1,2.. .8 则定义4=?-笔。4. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，设计 失效因子A的自适应律如下： A =-A =(^>12 +KP22)\SCI Ic1 其中，% , c7>o，Pl2，p22为P 中元素，P满足 47+λ^ = -0，Q = Qt > Oo5. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，为了 识别不同类型的故障，定义性能指标如下：其中，ε i，ε 2, ε 3, ε 4> 0, λ > 0,比较I n(t)和I2i(t)的大小，当In(t)较小时，则 说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
【专利摘要】本发明公开了一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，首先，采用Backstepping方法设计控制器，得到期望控制力矩；然后，在考虑舵面发生部分失效故障和卡死故障的情况下，将期望控制力矩分配到执行机构上，以气动舵面作为第一执行机构，RCS作为第二执行机构；当气动舵面提供的控制力矩不足，才启动RCS。设计容错控制策略，使得闭环系统稳定，并且在仿真中得到了验证。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN104898682
【申请号】CN201510224893
【发明人】齐瑞云, 钱佳淞, 姜斌, 何晶晶
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年5月5日
【技术领域】
[0001] 本发明属于自动控制技术领域，尤其涉及一种融合气动舵面和RCS的高超声速飞 行器再入姿态容错控制方法。
【背景技术】
[0002] 与普通飞行器相比，高超声速飞行器高阶非线性、强耦合、不确定等独有的特点以 及外界飞行环境的复杂多变给控制器的设计带来了挑战。再入段控制的目的是设计姿态控 制策略，使得姿态角能够跟踪参考指令，并且保证整个飞行器控制系统稳定。
[0003] 高超声速飞行器再入初期，由于空气稀薄动压小、气动舵面效率低，需要使用反作 用控制系统（reactioncontrolsystem，RCS)控制姿态。RCS由多个喷管推力器构成，利用 横向喷流的反推力控制姿态。与连续气动舵面不同，RCS推力器是开关型的执行机构，只能 提供常值离散力矩，采用一种混合整型线性规划的方法可以有效地解决离散控制量在连续 系统中的设计问题。根据高超声速飞行器再入初期的特点，通常需要反作用控制系统（RCS) 来协助气动舵面完成姿态控制。将气动舵面看作首要执行机构，将期望的力矩在气动舵面 之间进行控制分配。如果气动舵面不能达到期望力矩，则开启RCS。由RCS来提供气动舵面 不能提供的这部分力矩。
[0004] 高超声速飞行器飞行环境的特点或者传感器、执行器以及飞行器结构的老化容易 导致故障的发生。因此，对于飞行器的控制系统而言，提高系统的稳定性和可靠性是至关重 要的。一旦故障发生，往往会造成经济上的损失甚至带来灾难性的后果。当故障发生时，需 要采取更为有效的控制策略保证故障后的系统仍旧可以安全飞行，避免事故的发生。因此， 如何提高飞行器的可靠性，使得飞行器在故障情况下保持安全飞行，已经成为目前控制研 宄领域的一个重要问题。而容错控制作为一种处理故障影响的有效的控制手段，已经成为 控制领域学者研宄的一个热点。
【发明内容】
[0005] 本发明的目的在于提供一种应用方便简单，且能基于气动舵面和RCS融合控制技 术实现高超声速飞行器再入姿态容错控制方法。
[0006] 为达到上述目的，本发明的一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，采用 Backstepping设计的控制器来得到期望控制力矩：
[0008] 其中，t为期望控制力矩tdes，hJxD=R( ? )，h2(x2) =-J-1DJw，h3=J―1，Zi =x「Qd，z2=x2-x2d，虚拟控制变量x2d =Wx,)-V-qz, +￡irf)，c5 >〇，Dd为参考姿态角指令；
[0009] 当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面上：
[0010] 1)当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为
[0012] 其中，3 = …，As!-，相应的目标函数为：
[0014] 其中，约束条件为：Smin< 6。彡6
[0015] 2)当第j个舵面卡死在某一位置$，气动舵面提供的力矩为：
[0017] 其中，R 7X1为剩余健康舵面，R 3X7为剩余健康舵面对应的控制分配矩 阵，R3X1为〇(?)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：
[0019]其中，约束条件：Smin彡6r彡6
[0020] 如果气动舵面提供的力矩达不到期望力矩，则采用整型线性规划的控制分配方法 将气动舵面欠缺的力矩分配到10个RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中TMS=Tdes-Ts，设 计目标函数如下：
[0022] 满足如下约束条件：
[0025] 其中，uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期 望力矩为，为第i个轴上力矩误差的权重系数，《k表示第k个RCS的权重系数。
[0026] 优选地，针对故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：
[0028] 其中，残差信号为疋=€-&，当残差信号为0时，说明无故障发生；否则，故障发 生。
[0029] 优选地，针对部分失效故障的情况，设计观测器如下：
[0031] 其中，A是对部分失效因子估计，An，A2i为正常数，S^为执行器舵面偏 转角指令的输入，Sn为舵面实际输出；
[0032] 针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下：
[0035] 则定义4 4 -巧。
[0036] 优选地，设计失效因子A的自适应律如下：
[0038] 其中，
，c7>0,p12，p22为P中元素，P满足
，Q =Qt> 0〇
[0039] 优选地，为了识别不同类型的故障，定义性能指标如下：
[0042] 其中，％e2,e3,e4>〇,入>〇,比较In(t)和I2i(t)的大小，当In⑴较小时， 则说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
[0043] 本发明的有益效果：
[0044] 本发明的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法使得气动舵面和RCS两个执行 机构能够很好的融合控制，并且尽量多的使用气动舵面无动力控制；当舵面发生故障时，设 计的估计失效因子的自适应律和容错控制策略很好的保证了系统的稳定，且所有控制变量 和状态变量都是有界的。
【附图说明】
[0045] 图1绘示本发明的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法于实施例中的原理方 框图。
[0046] 图2A绘示本发明中所有执行器正常工作时姿态角跟踪曲线图。
[0047] 图2B绘示本发明中所有执行器正常工作时角速率响应曲线图。
[0048] 图2C绘示本发明中所有执行器正常工作时气动舵面偏转角曲线图。
[0049] 图2D绘示本发明中所有执行器正常工作时RCS提供的力矩数据图。
[0050] 图3A绘示本发明中右内侧升降舵发生50%失效故障时姿态角跟踪曲线图。
[0051] 图3B绘示本发明中右内侧升降舵发生50%失效故障时角速率响应曲线图。
[0052] 图3C绘示本发明中右内侧升降舵发生50%失效故障时气动舵面偏转角曲线图。
[0053] 图3D绘示本发明中右内侧升降舵发生50%失效故障时RCS提供的力矩数据图。
[0054] 图4A绘示本发明中右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时姿态角跟踪曲线图。
[0055] 图4B绘示本发明中右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时角速率响应曲线图。
[0056] 图4C绘示本发明中右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时气动舵面偏转角曲线 图。
[0057] 图4D绘示本发明中右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时RCS提供的力矩数据 图。
【具体实施方式】
[0058] 为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本发明作进一步的说 明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。
[0059] 参照图1至图4D所示，本发明的一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，首 先，采用Backstepping设计的控制器来得到期望控制力矩：
[0060] 定义状态变量Xi=Q，x2= ?，选取再入姿态模型
[0063] y=x:
[0064]其中，h(x) =R(? )，h2(x2) =-J-1SJo，h3=J'
[0065] 步骤1:定义zf xZi的微分：
[0067] 其中，x2为虚拟控制量，选取Lyapunov函数K=彳^/2，导数为：
[0069] 设计虚拟控制量
，使得R < 0。
[0070] 步骤2 :定义z2=x2_x2d，则z2的微分：
[0072]将t看作系统的控制输入，选取Lyapunov函数r2 =6+士2/2，导数为：
[0074] 设计控制输入t为：
[0076] 带入上式，得到：
[0078] 式中变量21^2有界，则状态量Xl，x2&是有界，所以得到的控制力矩t也是有界 的。这里得到的控制力矩t即为期望力矩T&。
[0079] 然后，将把控制力矩tdes分配到各个操纵舵面和RCS上：
[0080] (1)当舵面正常工作时：采用二次规划的方法把期望力矩tdes分配到各个气动舵 面上；
[0081] 气动舵面提供的力矩Ts= 0) (?)S。，为了最大限度使用气动舵面，定义目标函 数如下：
[0083] 其中，0 < 〇 < 1，约束条件：Smin彡SS_，6_和Smin分别为气动舵面允 许偏转范围的上下界。
[0084] (2)当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面 上：
[0085] 首先，选取执行器二阶动态模型：
[0087] 其中， Xn，A2i都是正系数，Sn为执行器输出，即舵面偏转角度，Sei表示执行器 的偏转角指令输入。
[0088] 考虑两种故障类型：
[0089] 1)部分失效故障
[0091] 其中，0彡P# 1，当Pi=1时，表示舵面正常工作。
[0092] 2)卡死故障
[0095] 其中，〇 {为0或1，当〇 f= 0时，舵面发生卡死故障；当〇 f= 1时，舵面未发生 故障。
[0096] 针对故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：
[0098] 其中，残差信号为当残差信号为0时，说明无故障发生；否则，故障发 生。
[0099] 针对执行器部分失效故障的情况，设计观测器如下：
[0101] 其中，A表示部分失效因子的估计值，选取Lyapunov函数
其中，c7〉0，
，Q=Q〉0，
求导得到：
[0103] 使得上式负定，设计A的自适应律为：
[0105] 此时f= -1 /2 < 〇，则变量< 和A都是有界的。
[0106] 针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下：
[0109]则定义名。
[0110] 为了识别不同类型的故障，定义性能指标如下：
[0113] 其中，e1;e2,e3,e4>〇,人>〇,比较In(t)和I2i(t)的大小，当In⑴较小时， 则说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
[0114] 然后，设计容错控制分配方法：
[0115] 1)当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为
[0117] 其中，和-g丨A，…，A}，相应的目标函数为：
[0119] 其中，约束条件为：6。彡6max;
[0120] 2)当第j个舵面卡死在某一位置气动舵面提供的力矩为
[0122] 其中，R7X1为剩余健康舵面，R3X7为剩余健康舵面对应的控制分配矩 阵，R3X1为0(?)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：
[0124] 其中，约束条件：Smin彡6 6
[0125] 然而，当气动舵面提供的力矩不能满足控制需要时，则需要启动RCS来协助完成 姿态控制任务。采用整型线性规划的控制分配方法将气动舵面欠缺的力矩分配到10个 RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中tms=tdes-Ts，设计目标函数如下：
[0127] 满足如下约束条件：
[0130] 其中，uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期 望力矩为1为第i个轴上力矩误差的权重系数，《k表示第k个RCS的权重系数，约 束条件表示，为了减少燃料的使用，RCS实际提供的力矩不能超过期望提供的力矩。
[0131] 下面通过仿真验证本发明的有效性，仿真参数如下：
[0132] 高超声速飞行器再入飞行初始条件为
，[P，q，ru] =[Orad/s,Orad/s,Orad/s]，姿态角指令Dd= [0?lrad,Orad, 0? 2rad]，期望控制力矩tde;s设计过程中的参数：c5= 1，c6= 5 ;失效因子估计值的更新律中的学习参数：c7 = 0.05,转动惯量矩阵J为：
[0134] 式中，RCS提供的力矩矩阵屯为：
[0135]
.控制分 配设计过程中的参数：〇 = 〇? 005,《1(|= 0? 01。
[0136] 仿真结果说明：
[0137] 图2A为所有执行器正常工作时姿态角跟踪曲线图；图2B为所有执行器正常工作 时角速率响应曲线图，可以看出有无RCS时的响应时间、跟踪性能和稳定性较好；图2C为所 有执行器正常工作时气动舵面偏转角曲线图；图2D为所有执行器正常工作时RCS提供的力 矩数据图，前期力矩需求大，气动舵面和RCS同时工作，逐步RCS退出控制，最终由气动舵面 单独控制也能满足跟踪要求。
[0138] 图3A为右内侧升降舵发生50%失效故障时姿态角跟踪曲线图；图3B为右内侧升 降舵发生50%失效故障时角速率响应曲线图；图3C为右内侧升降舵发生50%失效故障时 气动舵面偏转角曲线图，可以看出故障舵面的偏转范围变为正常情况下的一半；图3D为右 内侧升降舵发生50%失效故障时RCS提供的力矩数据图。
[0139] 图4A为右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时姿态角跟踪曲线图；图4B为右侧机 身襟翼在Is处发生卡死故障时角速率响应曲线图；图4C为右侧机身襟翼在Is处发生卡死 故障时气动舵面偏转角曲线图；图4D为右侧机身襟翼在Is处发生卡死故障时RCS提供的 力矩数据图。
[0140] 本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于 本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这 些改进也应视为本发明的保护范围。
【主权项】
1. 一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，采用Backstepping设计 的控制器来得到期望控制力矩： τ = AT1 (-c6z2 - H1(X1)1 Z1- H2 {x2) + x2cj), C6 > O 其中，τ 为期望控制力矩 τ des，Ii1 (X1) = R( · )，h2(x2) = -J-1 Ω Jco，h3= J ―1，Z1 = X1-Dd, Z2= X2-X2d，虚拟控制变量xM +Ω.,)，cv >0，Dd为参考姿态角指令； 当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面上： 1) 当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为： r,v = 其中，；δ = ?Λ'?^!Α，···，Α}，相应的目标函数为：其中，约束条件为：5min< δδ 2) 当第j个舵面卡死在某一位置€，气动舵面提供的力矩为： L=(I)A+(Ι'Λ 其中，δ# R7xi为剩余健康舵面，Φ # R3x7为剩余健康舵面对应的控制分配矩阵， ?se R3X1为Φ (·)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：其中，约束条件：SminS δ δ max; 如果气动舵面提供的力矩达不到期望力矩，则采用整型线性规划的控制分配方法将气 动舵面欠缺的力矩分配到10个RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中τΜ3= τ des-Ts，设计目 标函数如下：满足如下约束条件：其中，Uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期望力 矩为L为第i个轴上力矩误差的权重系数，cok表示第k个RCS的权重系数。2. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，针对 故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：其中，残差信号为< =d,，当残差信号为〇时，说明无故障发生；否则，故障发生。3. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，针对 部分失效故障的情况，设计观测器如下： + + AA'i = PiAA 5 2 = 1,2, · · -8 其中，A是对部分失效因子估计，λ π，λ2?为正常数，δ M为执行器舵面偏转角 指令的输入，S π为舵面实际输出； 针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下： Sji = ~ + , J = 1,2.. .8 则定义4=?-笔。4. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，设计 失效因子A的自适应律如下： A =-A =(^>12 +KP22)\SCI Ic1 其中，% , c7>o，Pl2，p22为P 中元素，P满足 47+λ^ = -0，Q = Qt > Oo5. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，为了 识别不同类型的故障，定义性能指标如下：其中，ε i，ε 2, ε 3, ε 4> 0, λ > 0,比较I n(t)和I2i(t)的大小，当In(t)较小时，则 说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
【专利摘要】本发明公开了一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，首先，采用Backstepping方法设计控制器，得到期望控制力矩；然后，在考虑舵面发生部分失效故障和卡死故障的情况下，将期望控制力矩分配到执行机构上，以气动舵面作为第一执行机构，RCS作为第二执行机构；当气动舵面提供的控制力矩不足，才启动RCS。设计容错控制策略，使得闭环系统稳定，并且在仿真中得到了验证。
【IPC分类】G05D1/08
【公开号】CN104898682
【申请号】CN201510224893
【发明人】齐瑞云, 钱佳淞, 姜斌, 何晶晶
【申请人】南京航空航天大学
【公开日】2015年9月9日
【申请日】2015年5月5日
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