考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法技术方案

本发明专利技术公开了一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转稳定控制系统及方法，该系统中添加有用于观测舵机失效及气动扰动的自适应二阶观测部分和二阶滑模旋转稳定控制部分，使得该旋转稳定控制模块能够在飞行器出现舵机失效或气动扰动情况下控制飞行器，实现飞行器旋转通道稳定。通过自适应二阶观测器对舵机失效及气动扰动进行观测，并通过状态方程中引入考虑舵机失效及气动扰动来给出更为合理的控制指令，进而通过控制指令抵消舵机失效及气动扰动对飞行器旋转稳定的不良影响，通过在控制律中引入二阶滑模面，来保证旋转角及旋转角速度准确收敛至期望值。

Rotation control system and method of aircraft considering actuator failure and aerodynamic disturbance

【技术实现步骤摘要】
考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法
本专利技术涉及旋转稳定控制
，具体涉及一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法。
技术介绍
在飞行器旋转稳定控制领域，舵机失效是诸多设备扰动之中最为严重的一种，由于大多数飞行器是依靠舵机对机体进行控制，一旦出现舵机失效，轻则会影响机体稳定，重则会引起机体失控，造成无法预料的严重后果。气动扰动是影响飞行器旋转稳定的诸多因素之中较为常见的一种，尤其是飞行器在做大攻角机动时，气动力呈现明显的非线性特性，一旦出现旋转失效，仍然会影响机体稳定，甚至引起机体失控。考虑舵机失效及气动扰动是当前飞行器旋转稳定控制系统设计过程中无法回避的问题。由于上述原因，本专利技术人对现有的飞行器旋转稳定控制系统做了深入的研究，设计出一种能够解决上述问题的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转稳定控制系统及方法。
技术实现思路
为了克服上述问题，本专利技术人进行了锐意研究，设计出一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转稳定控制系统及方法，该系统中添加有用于观测舵机失效及气动扰动的自适应二阶观测部分和二阶滑模旋转稳定控制部分，使得该旋转稳定控制模块能够在飞行器出现舵机失效或气动扰动情况下控制飞行器，实现飞行器旋转通道稳定。通过自适应二阶观测器对舵机失效及气动扰动进行观测，并通过状态方程中引入考虑舵机失效及气动扰动来给出更为合理的控制指令，进而通过控制指令抵消舵机失效及气动扰动对飞行器旋转稳定的不良影响，通过在控制律中引入二阶滑模面，来保证旋转角及旋转角速度准确收敛至期望值，从而完成本专利技术。具体来说，本专利技术的目的在于提一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法，系统能够观测舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性的影响，在考虑舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性影响的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定；其中，所述控制系统通过下式(一)解算舵机控制律，本专利技术所具有的有益效果包括：(1)在根据本专利技术提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法中，在考虑舵机失效及气动扰动的基础上进行旋转控制，并保证飞行器旋转通道的稳定；(2)在根据本专利技术提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统及方法中，引入了自适应二阶观测器对舵机失效及气动扰动进行观测，获得准确扰动估计值；(3)在根据本专利技术提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转稳定控制系统及方法中，引入了变量滑模面，来保证旋转角及旋转角速度准确收敛至期望值(4)在根据本专利技术提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转稳定控制系统及方法中，能够在有限时间实现对飞行器旋转稳定控制，达到快速控制的目的，具有极高的工程实践价值。附图说明图1示出本专利技术实验例1中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角变化曲线；图2示出本专利技术实验例1中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角速度变化曲线；图3示出本专利技术实验例1中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的舵偏角变化曲线；图4示出本专利技术实验例2中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角变化曲线；图5示出本专利技术实验例2中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的旋转角速度变化曲线；图6示出本专利技术实验例2中，利用考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法在不同攻角的气动系数下获得的舵偏角变化曲线；图7示出本专利技术实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、效率变为原来的70％时的旋转角变化曲线和STWO控制下效率变为原来的70％时的旋转角变化曲线；图8示出本专利技术实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、效率变为原来的70％时的旋转角速度变化曲线和STWO控制下效率变为原来的70％时的旋转角速度变化曲线；图9示出本专利技术实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、效率变为原来的70％时的舵偏角变化曲线和STWO控制下效率变为原来的70％时的舵偏角变化曲线；图10示出本专利技术实验例3中，在考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，在舵机效率变为原来的70％和无舵机失效时的自适应系数变化曲线；图11示出本专利技术实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、舵机卡死时的旋转角变化曲线和STWO控制下舵机卡死时的旋转角变化曲线；图12示出本专利技术实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、舵机卡死时的旋转角速度变化曲线和STWO控制下舵机卡死时的旋转角速度变化曲线；图13示出本专利技术实验例3中，飞行器在本申请中提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，没有出现舵机失效、舵机卡死时的舵偏角变化曲线和STWO控制下舵机卡死时的舵偏角变化曲线；图14示出本专利技术实验例3中，在考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制方法控制下，在有舵机卡死和无舵机失效时的自适应系数变化曲线。具体实施方式下面通过附图和实施例对本专利技术进一步详细说明。通过这些说明，本专利技术的特点和优点将变得更为清楚明确。在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。气动扰动是飞行器在做大攻角机动时气动系数存在明显的非线性特性，极易引起旋转通道失稳，进而影响飞行器性能；所述舵机失效是指舵机在运行过程中效率明显降低或者卡死的情况。根据本专利技术提供的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统，该系统能够观测舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性的影响，在考虑舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性影响的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定。该舵机控制律是在考虑了舵机失效及气动扰动的情况下解算出来的，自然能够抵消舵机失效及气动扰动代理的不良影响，从而实现旋转通道稳定。本申请中所述大攻角是指攻角值在10度以上；本申请中所述气动扰动是指在大攻角状态下，气动系数的变化趋势呈现非线性特性。在一个优选的实施方式中，所述舵机控制律通过下式(一)获得：其中，δ表示舵机控制律，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，ξ为微分算子，表示其中的高阶量，表示微分算子的导数，二者之间通过龙格库塔算法求解，为本领域中已知的常本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统，该系统能够观测舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性的影响，在考虑舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性影响的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定，/n所述舵机控制律通过下式(一)获得/n

【技术特征摘要】
1.一种考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统，该系统能够观测舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性的影响，在考虑舵机失效及气动扰动对飞行器旋转通道稳定性影响的情况下提供用于控制飞行器的舵机控制律，从而使得飞行器旋转通道稳定，
所述舵机控制律通过下式(一)获得



其中，δ表示舵机控制律，u表示等效控制量，也可以用u(t)表示，s表示多变量滑模面，ξ为微分算子，表示其中的高阶量，表示微分算子的导数，b1、b2和τ都表示控制系数，表示系统补偿；φ表示旋转角，表示旋转角速度。


2.根据权利要求1所述的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统，其特征在于，
所述控制系统通过下式(二)的状态方程解算旋转角误差的导数及旋转角速度误差的导数；



其中，x1表示旋转角误差，x2表示旋转角速度误差，是旋转角误差的导数，即为旋转角速度误差，表示旋转角速度误差的导数，即为旋转角加速度误差，ωRR表示舵机带宽，Kδ表示舵机传动比，δ表示舵机控制律，表示系统扰动观测值；x1＝φ-φd，φd表示期望旋转角，表示期望旋转角速度。


3.根据权利要求2所述的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统，其特征在于，
系统扰动的观测值通过下式(三)获得，



其中，旋转角速度观测值，表示旋转角速度观测值的导数，表示系统扰动观测值的导数；a1(t)和a2(t)表示自适应控制参数，k为设计参数。


4.根据权利要求3所述的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统，其特征在于，
所述自适应控制参数a1(t)和a2(t)通过下式(四)获得，



其中，L(t)表示自适应参数，c1和c2都表示自适应设计系数。


5.根据权利要求4所述的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统，其特征在于，
所述自适应参数L(t)通过下式(五)获得，
L(t)＝l·sgn(||s||-ε)(五)
其中，l和ε都表示自适应参数设计系数。


6.根据权利要求1所述的考虑舵机失效及气动扰动的飞行器旋转控制系统，其特征在于...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵良玉，马乾才，苟秋雄，牛智奇，王洋，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：北京;11