一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法技术

本发明专利技术涉及一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法，第一步建立一种标准的高超声速飞行器纵向动力学模型并将其分解为速度，高度以及姿态子系统；第二步建立具有一般性的飞行器执行器故障模型并通过构建平滑函数来补偿执行器的输入约束特性；第三步分别通过动态逆、反步法以及滑模控制法对三个子系统设计自适应补偿控制器以及自适应律。该方法保证了在平飞工作状态下，具有执行器输入约束特性的高超声速飞行器发生执行器故障时飞行器速度和高度等纵向模型参数的稳定性，具有较强的容错能力和对外部扰动的鲁棒性等优点。

An Adaptive Fault Tolerant Control Method for Hypersonic Vehicles Considering Actuator Input Constraints

The present invention relates to an adaptive fault-tolerant control method for hypersonic vehicle with actuator input constraints. The first step is to establish a standard hypersonic vehicle longitudinal dynamics model and decompose it into subsystems of speed, height and attitude. The second step is to establish a general actuator fault model for aircraft and to establish a fault model for hypersonic vehicle. The smoothing function is constructed to compensate the input constraints of the actuator. The third step is to design adaptive compensation controller and adaptive law for three subsystems by dynamic inversion, backstepping and sliding mode control. This method guarantees the stability of longitudinal model parameters such as velocity and altitude of hypersonic vehicle when actuator failures occur, and has strong fault tolerance and robustness to external disturbances.

【技术实现步骤摘要】
一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法
本专利技术涉及一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法，主要应用于高超声速飞行器在平飞段工作时发生执行器故障且具有执行器输入约束特性情况时的高度和速度跟踪控制，属于飞行器控制

技术介绍
近几年来，高超声速飞行器作为一种通往临近空间的可靠且经济的运输工具，吸引了极大的商业和军事关注。然而由于其特殊的构造，独特的飞行条件，导致高高超声速飞行器对空气动力学参数极其敏感以及其动力学特征的高度非线性。所有的这些因素使得高超声速飞行器的控制设计具相比较于传统的飞行器有着很大难度。目前为止，包括鲁棒控制，滑模控制以及线性二次控制等控制方法都已经被运用于高超声速飞行器纵向模型的控制设计，相比较于这些提到的控制方法，自适应控制提供了一种解决未知非线性模型的有效方法。一方面，在飞行器控制中，执行器输入值过大可能会导致控制效果恶化甚至完全失控，在飞行器中往往会加入限制回路来限制执行器过大的输出，例如攻角边界限制器，这就导致飞行器的执行器是具有输入约束特性的，具有输入约束特性系统的控制问题近些年来受到了极大的关注，通过构建辅助系统，系统输入饱和问题可以得到解决。但是当系统具有未知的时延环节时，辅助系统模型难以建立，并且给闭环系统稳定性分析造成很大难度，运用自适应补偿控制可以很好的解决系统中存在未知增益环节这一问题。另一方面，由于频繁的运作以及严酷的工作环境飞行器升降舵可能会受到故障的影响，这些故障对于飞行器而言时毁灭性的，而在现今的控制研究中故障模型的建立往往被假设为每一个升降舵只会发生一次故障，而且故障的模式(控制效果完全失效)以及参数不会发生改变。显然这是一种极端的情况，实际的飞行器升降舵故障所包含的类型是复杂的。本专利技术中所提出的升降舵故障模型可以很好的涵盖各种类型的故障，更具实际性。
技术实现思路
本专利技术的技术解决问题是：由于高超声速飞行器飞行过程中可能受到各方面扰动因素的影响从而导致升降舵出现各类故障，以及高超声速飞行器可能具有执行器输入约束特性，本专利技术提供了一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法，解决了高超声速飞行器飞行过程中各类升降舵故障以及执行器具有的输入约束特性对飞行器的影响，保证了系统的容错能力和鲁棒性。本专利技术的技术解决方案为一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法，针对高超声速飞行器高度和速度等纵向参数跟踪控制过程中同时存在升降舵故障、执行器输入约束的问题，其实现步骤如下：第一步根据权利要求1中所述的一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法,建立一种标准的高超声速飞行器纵向动力学模型并将其分解为速度，高度以及姿态子系统：其中V，h，γ，α和q分别代表速度，高度，航迹角，攻角和俯仰率；和分别代表速度，高度，航迹角，攻角和俯仰率对于时间t的一阶导数；m和Iyy分别代表飞行器质量和惯性力矩；T,D,L和Myy分别表示推力，阻力，升力和俯仰力矩；g为当地重力加速度。将该纵向模型分解为速度，高度以及姿态子系统如下：(1)速度子系统：(2)高度子系统：(3)姿态子系统：第二步根据权利要求1所述的一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法，建立具有一般性的飞行器执行器故障模型并通过构建平滑函数来补偿执行器的输入约束特性：(1)建立具有一般性的飞行器执行器故障模型：ξi＝βi(t)vi(t)+fi(t),i＝1,2,3,v1(t)，v2(t)，v3(t)分别表示执行器1，执行器2，执行器3的控制信号(执行器1为燃油阀，执行器2为升降舵，执行器3为鸭翼)。ξi表示控制信号的实际效果。βi(t)表示执行器i的有效性，即执行器健康指数，满足0≤βi(t)≤1。fi(t)表示执行器i受到的加性故障。(2)通过构建平滑函数来补偿执行器的输入约束特性：Wi(ξi)为补偿执行器i的输入约束特性的平滑函数，该平滑函数中对于任意变量y有其中和分别为执行器i的输入约束上界和下界。在这里定义δi(t)＝ui(t)-Wi(ξi)为补偿误差，其中ui(t)为执行器i的实际输出。这样通过中值定理将执行器输出改写为：其中为Wi(ξi)对aiξi的偏导(0＜ai＜1)，Wi(0)为Wi(ξi)在ξi为0时的值。结合上面两个模型可以得到执行器输出为：其中第三步根据权利要求1叙述的一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法，分别通过动态逆、反步法以及滑模控制法对三个子系统设计自适应补偿控制器以及自适应律：(1)通过动态逆方法设计速度子系统的控制器以及自适应律：定义跟踪误差z1＝V-Vd，其中Vd为速度V的指令信号，通过速度子系统的模型，可以得到z1的导数满足如下关系：其中S为飞行器的机翼面积，为z1对于时间t的一阶导数，为气动参数，Θ1为未知8维实向量，Δ1(t)为有界的未知的5维实向量，φ1为已知的8维实向量，为已知的5维实向量。定义其中和分别为Θ1和B1的估计值，和分别为Θ1和B1的估计误差。设计出控制律如下：其中自适应律为：控制律以及自适应律中：为对于时间t的一阶导数，为对于时间t的一阶导数；为动压，l1，ρ1，λ1，κ1均为常数，Γ1为8×8的定值实矩阵，p1，F1为辅助函数。(2)通过反步法设计高度子系统的控制器以及自适应律：定义跟踪误差z2＝h-hd，z3＝γ-γd，其中hd为高度h的指令信号，其中γd为高度γ的镇定函数。z2，z3的导数满足如下关系：其中为z2对于时间t的一阶导数，为z3对于时间t的一阶导数，为指令信号hd对于时间t的一阶导数，为气动参数，Θ2为未知7维实向量，Δ2(t)为有界的未知的9维实向量，φ2为已知的7维实向量，为已知的9维实向量。对于第二个状态量设计镇定函数如下：定义其中和分别为Θ2和B2的估计值，和分别为Θ2和B2的估计误差，设计控制律如下：其中自适应律为：控制律以及自适应律中：为对于时间t的一阶导数，为对于时间t的一阶导数；为动压，l2，l3，ρ2，λ2，λ3，κ2均为常数，Γ2为7×7的定值实矩阵，p2，F2，p3，F3为辅助函数。(3)通过滑模控制法设计姿态子系统的控制器以及自适应律：定义跟踪误差z4＝α-αd，其中αd为攻角α的指令信号，定义滑模面其中为z4对于时间t的一阶导数，s的导数满足如下关系：其中为s对于时间t的一阶导数，为气动参数，Θ3为未知5维实向量，Δ3(t)为有界的未知的9维实向量，φ3为已知的5维实向量，为已知的9维实向量。定义其中和分别为Θ3和B3的估计值，和分别为Θ3和B3的估计误差。设计出控制律如下：其中自适应律为：控制律以及自适应律中：为对于时间t的一阶导数，为对于时间t的一阶导数；l4，ρ3，λ4，κ3均为常数，Γ3为5×5的定值实矩阵，p4，F4为辅助函数。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)与以往飞行器设计过程中建立的故障模型相比，本专利技术中所建立的故障模型更能适用于一般情况，可以很好的涵盖各种类型的故障，更加符合实际；(2)与传统的高超声速飞行器自适应控制相比，通过建立平滑函数解决了执行器具有输入约束特性的问题，从而使得在自适应设计得以直接使用；(3)本专利技术中提出的控制律能保证高度和速度的追踪误差最终收敛到一本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法，其特征在于：包括以下步骤：第一步，根据高超声速飞行器的动力学微分方程，建立一种标准的高超声速飞行器纵向动力学模型并将其分解为速度子系统，高度子系统及姿态子系统；第二步，基于第一步建立的高超声速飞行器纵向动力学模型，建立具有一般性的飞行器执行器故障模型，并通过构建平滑函数来补偿执行器的输入约束特性；第三步，在第一步和第二步的基础上，分别通过动态逆、反步法以及滑模控制法对速度子系统、高度子系统及姿态子系统，设计自适应补偿控制器以及自适应律。

【技术特征摘要】
1.一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法，其特征在于：包括以下步骤：第一步，根据高超声速飞行器的动力学微分方程，建立一种标准的高超声速飞行器纵向动力学模型并将其分解为速度子系统，高度子系统及姿态子系统；第二步，基于第一步建立的高超声速飞行器纵向动力学模型，建立具有一般性的飞行器执行器故障模型，并通过构建平滑函数来补偿执行器的输入约束特性；第三步，在第一步和第二步的基础上，分别通过动态逆、反步法以及滑模控制法对速度子系统、高度子系统及姿态子系统，设计自适应补偿控制器以及自适应律。2.根据权利要求1中所述的一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法,其特征在于：所述第一步中，建立一种标准的高超声速飞行器纵向动力学模型并将其分解为速度，高度以及姿态子系统如下：(1)建立一种标准的高超声速飞行器纵向动力学模型其中V，h，γ，α和q分别代表速度，高度，航迹角，攻角和俯仰率；和分别代表速度，高度，航迹角，攻角和俯仰率对于时间t的一阶导数；m和Iyy分别代表飞行器质量和惯性力矩；T,D,L和Myy分别表示推力，阻力，升力和俯仰力矩；g为当地重力加速度；(2)将(1)中的纵向动力学模型分解为速度子系统，高度子系统以及姿态子系统如下：(a)速度子系统：(b)高度子系统：(c)姿态子系统：3.根据权利要求1所述的一种考虑执行器输入约束的高超声速飞行器自适应容错控制方法，其特征在于：所述第二步，建立具有一般性的飞行器执行器故障模型并通过构建平滑函数来补偿执行器的输入约束特性如下：(1)建立具有一般性的飞行器执行器故障模型:ξi＝βi(t)vi(t)+fi(t),i＝1,2,3,v1(t)，v2(t)，v3(t)分别表示执行器1，执行器2，执行器3的控制信号，ξi表示控制信号的实际效果，βi(t)表示执行器i的有效性，即执行器健康指数，满足0≤βi(t)≤1；fi(t)表示执行器i受到的加性故障；(2)通过构建平滑函数来补偿执行器的输入约束特性：Wi(ξi)为补偿执行器i的输入约束特性的平滑函数，该平滑函数中对于任意变量y有其中和分别为执行器i的输入约束上界和下界，δi(t)＝ui(t)-Wi(ξi)为补偿误差；ui(t)为执行器i的实际输出，其值为：其中为Wi(ξi)对aiξi的偏导(0＜ai＜1)，Wi(0)为Wi(ξi)在ξi为0时的值。4.根据权利要求1叙述...

【专利技术属性】
技术研发人员：王陈亮，李梓明，杨晨，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11