一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法技术

本发明专利技术属于固定翼飞机技术领域，具体涉及一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法。包括如下步骤：S100：获得实时的俯仰角θ、滚转角φ和偏航角ψ，令ω1＝[θ φ ψ]；S200：通过ω1＝[θ φ ψ]和参考信号ω

【技术实现步骤摘要】
一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法


[0001]本专利技术属于固定翼飞机
，具体涉及一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法。

技术介绍

[0002]舵面是固定翼飞机控制系统的执行部分，能根据控制信号控制飞机的稳定飞行。
[0003]舵面一般包括三个方向的操纵面：水平方向的叫升降舵，升降舵控制固定翼飞机机头的俯仰；副翼控制高硬度固定翼飞机的滚转(即倾斜)；垂直方向的叫方向舵，方向舵控制固定翼飞机的偏航(即航向)。
[0004]当发生舵面损伤故障时，可能会导致固定翼飞机的控制系统性能下降甚至失控坠机，因此对舵面损伤故障进行容错控制非常有必要。飞机的容错控制系统要能在故障发生时，将系统的故障当做系统参数的有界扰动，依靠控制器本身的鲁棒性使系统依旧保持稳定。

技术实现思路

[0005]本专利技术提供了一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法，通过设计修正函数对固定翼飞机的俯仰角、滚转角、偏航角进行控制，使固定翼飞机在正常和故障状态均能达到稳定飞行的目的，本专利技术具有很强的完整性，鲁棒性以及抗扰动能力。
[0006]本专利技术通过下述技术方案实现：
[0007]固定翼飞机在飞行过程中通过控制器对升降舵、副翼、方向舵进行控制，控制器会实时采集固定翼飞机的俯仰角、滚转角和偏航角，并通过数据处理判断升降舵、副翼、方向舵是否发生损伤故障，并响应的对升降舵、副翼、方向舵进行控制；控制器数据处理得到损伤故障时，控制器通过本专利技术提供的修正函数进行控制。
[0008]本专利技术提供了一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法，包括如下步骤：
[0009]S100：获得实时的俯仰角θ、滚转角φ和偏航角ψ，令ω1＝[θ φ ψ]；
[0010]S200：通过ω1＝[θ φ ψ]和参考信号ω
d
＝[θ
d φ
d ψ
d
]获得跟踪误差z1＝ω1‑
ω
d
；
[0011]S300：通过获得的跟踪误差z1＝ω1‑
ω
d
与阈值进行比较：
[0012](1)若满足跟踪误差小于阈值，则回到步骤S100；
[0013](2)若不满足跟踪误差小于阈值，则进入步骤S400；
[0014]S400：通过修正函数对俯仰角、滚转角和偏航角进行修正；
[0015]其中：θ
d
表示俯仰角的参考角，φ
d
表示滚转角的参考角，ψ
d
表示偏航角的参考角。
[0016]进一步地，修正函数为：
[0017][0018]其中：U＝[U
θ U
φ U
ψ
]T
,U
θ
表示俯仰角的修正值，U
φ
表示滚转角的修正值，U
ψ
表示偏
航角的修正值；
[0019]b＝[b
1 b
2 b3]T
，b1、b2、b3均表示常数；
[0020]J(ω2)＝[J(q) J(p) J(r)]T
，J(p)＝
‑
a5β
‑
a6p
‑
a7r，J(r)＝
‑
a8β
‑
a9p
‑
a
10
r，β表示侧滑角，表示迎角，q为俯仰角的角速度，p为滚转角的角速度，r为偏航角的角速度，a1、a2、a3、a4、a5、a6、a7、a8、a9、a
10
均表示常数；
[0021]是η1的一阶求导，η1为光滑虚拟控制输入；
[0022]s1＝z2，z2＝ω2‑
η1，ω2＝[q p r]，f为故障系数，b为矩阵变量，u＝[δ
e δ
a δ
r
]，δ
e
表示升降舵偏转角，δ
a
表示副翼偏转角，δ
r
表示方向舵偏转角；
[0023]σ1、σ2均表示常数，k1、k2均表示常数，sgn(s1)和sgn(s2)均表示符号函数；
[0024]024]表示俯仰角修正函数中的自适应率，表示滚转角修正函数中的自适应率，表示偏航角修正函数中的自适应率；
[0025]γ＝[γ
1 γ
2 γ3]T
,γ1、γ2、γ3均表示常数，且γ1≠γ2≠γ3；
[0026]sgn(S(t))表示符号函数，S(t)＝[S1(t) S2(t) S3(t)]T
，S1(t)为俯仰角对应的滑模面，S2(t)为滚转角对应的滑模面，S3(t)为偏航角对应的滑模面，表示分数阶，t表示滑模面的积分时间，0≤σ＜1。
[0027]进一步地，俯仰角修正函数为：
[0028][0029]滚转角修正函数为：
[0030][0031]偏航角修正函数为：
[0032][0033]进一步地，进一步地，进一步地，
[0034]为升降舵偏转角引起俯仰角力矩的变化，为迎角变化率引起的俯仰力矩的变化，M
V
为空速引起的俯仰力矩的变化，为速度引起俯仰力矩的变化，为迎角引起的俯仰力矩的变化、M
q
为俯仰角速率引起的俯仰力矩的变化，为气流坐标系(x
a
,y
a
,z
a
)的x
a
轴上推力与速度的偏导数，为z
a
轴上升力与升降舵偏角的气动导数，为z
a
轴上升力与迎角气动导数，Z
V
为z
a
轴上升力与空速的气动导数，V为空速，为升降舵影响产生的迎角，为的一阶求导，m为固定翼飞机的质量，L为升力，q
w
为气流坐标系上的俯仰角速度；为副翼偏转引起的滚转力矩、为侧滑角引起的滚转力矩，为滚转角速度引起的滚转力矩，偏航角速度引起的滚转力矩，为方向舵偏转引起的滚转力矩，为副翼偏转引起的偏航力矩，N
β
为侧滑角引起的偏航力矩，N
p
为滚转角速度引起的偏航力矩，N
r
为偏航角速度引起的偏航力矩，为方向舵偏转引起的偏航力矩；
[0035]035]I
x
、I
y
、I
z
表示无人机在x、y、z三个方向上的转动惯量，I
xz
表示惯性积。
[0036]进一步地，
[0037]进一步地，η1＝
‑
c1z1+τ1，c1为常数，为常数，表示ω
d
的一阶求导，z1＝ω1‑
ω
d
。
[0038]进一步地，
[0039]进一步地，
[0040]进一步地，κ＝[κ
1 κ
2 κ3]T
，κ1、κ2、κ3均为调节自适应变化率的正常数，且κ1≠κ2≠κ3。
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【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法，其特征在于，包括如下步骤：S100：获得实时的俯仰角θ、滚转角φ和偏航角ψ，令ω1＝[θ φ ψ]；S200：通过ω1＝[θ φ ψ]和参考信号ω
d
＝[θ
d φ
d ψ
d
]获得跟踪误差z1＝ω1‑
ω
d
；S300：通过获得的跟踪误差z1＝ω1‑
ω
d
与阈值进行比较：(1)若满足跟踪误差小于阈值，则回到步骤S100；(2)若不满足跟踪误差小于阈值，则进入步骤S400；S400：通过修正函数对俯仰角、滚转角和偏航角进行修正；其中：θ
d
表示俯仰角的参考角，φ
d
表示滚转角的参考角，ψ
d
表示偏航角的参考角。2.一种固定翼飞机舵面损伤故障容错控制方法，其特征在于，修正函数为：其中：U＝[U
θ U
φ U
ψ
]
T
,U
θ
表示俯仰角的修正值，U
φ
表示滚转角的修正值，U
ψ
表示偏航角的修正值；b＝[b
1 b
2 b3]
T
，b1、b2、b3均表示常数；J(ω2)＝[J(q) J(p) J(r)]
T
，J(p)＝
‑
a5β
‑
a6p
‑
a7r，J(r)＝
‑
a8β
‑
a9p
‑
a
10
r，β表示侧滑角，表示迎角，q为俯仰角的角速度，p为滚转角的角速度，r为偏航角的角速度，a1、a2、a3、a4、a5、a6、a7、a8、a9、a
10
均表示常数；是η1的一阶求导，η1为光滑虚拟控制输入；s1＝z2，z2＝ω2‑
η1，ω2＝[q p r]，f为故障系数，b为矩阵变量，u＝[δ
e
δ
a
δ
r
]，δ
e
表示升降舵偏转角，δ
a
表示副翼偏转角，δ
r
表示方向舵偏转角；σ1、σ2均表示常数，k1、k2均表示常数，sgn(s1)和sgn(s2)均表示符号函数；)均表示符号函数；表示俯仰角修正函数中的自适应率，表示滚转角修正函数中的自适应率，表示偏航角修正函数中的自适应率；γ＝[γ
1 γ
2 γ3]
T
,γ1、γ2、γ3均表示常数，且γ1≠γ2≠γ3；sgn(S(t))表示符号函数，S(t)＝[S1(t) S2(t) S3(t)]
T
，S1(t)为俯仰角对...

【专利技术属性】
技术研发人员：岑飞，杨澳琳，高延，殷春，任忠才，郭天豪，魏政磊，蒋永，朱任宇，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：