一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿方法技术

本发明专利技术公开了一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿控制方法，包括：根据飞行器的结构及飞行环境，采用T

【技术实现步骤摘要】
一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿方法


[0001]本专利技术属于自动控制
，具体地，涉及一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿方法。

技术介绍

[0002]随着航空航天技术的发展与进步，新型的航空航天技术相继出现。这些新型的航空应用系统自身结构特性及其复杂的工作环境，其系统动力学模型具有多变量、强耦合、快时变、强非线性等特点。特别地，当系统元部件发生故障时，系统会出现大幅度的参数或结构不确定，进而引起系统动态特性突变。若控制器无法有效应对系统的动态突变，则会导致系统性能下降，甚至不稳定，从而引发安全事故。当系统发生故障时，其动态特性将会发生改变。因此，如何增强控制系统有效处理动态突变的能力来提高系统的安全性能成为研究热点。
[0003]目前，关于挠性高超声速飞行器容错控制方法主要集中以下几个方面：(1) 基于扰动观测器的执行器故障补偿，(2) 基于自适应控制的执行器故障补偿；(3) 基于反步法技术的执行器故障补偿设计等。在以往的故障补偿设计过程中，通常情况下高超声速飞行器的挠性运动由简化的二阶常微分系统进行描述，降低的系统模型的精确性和复杂性，难以刻画飞行器实际的动力学特性，此外，上述的研究均解决执行器故障下的高超声速飞行器的容错控制问题，且分布式故障补偿问题缺乏研究。

技术实现思路

[0004]为了克服现有技术中存在的不足，本专利技术针对分布式故障下的挠性高超声速飞行器纵向动力学系统，提供了一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿方法，该故障补偿方法基于控制分离技术和T
‑/>S模糊控制技术，保证飞行器在分布式故障发生时仍能够具有期望的闭环稳定和输出跟踪性能，提高了飞行器控制系统的性能。
[0005]为实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案：一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿控制方法，具体包括如下步骤：步骤1：根据飞行器的结构及飞行环境，采用常微分系统与偏微分系统相互耦合的分布参数系统刻画飞行器纵向动力学系统特性，采用T
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S模糊控制技术将常微分系统进行分段线性化；基于偏微分系统建立分布式故障下的挠性高超声速飞行器纵向动力学系统模型；步骤2：根据步骤1建立的分布式故障下的挠性高超声速飞行器纵向动力学系统模型，基于对分布式故障的结构特性分析，得出分布式故障存在于偏微分系统的内部动态，构造可逆的状态变换，将分布式故障全部传递至偏微分系统的边界上，得到等价动力学系统模型；步骤3：建立T
‑
S模糊容错控制框架，基于步骤2得到的等价动力学系统模型，采用线性矩阵不等式的方法得到控制增益矩阵，将控制增益矩阵输入建立的T
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S模糊容错控制
框架中，实现飞行器的状态在分布式故障下一致有界稳定；步骤4：引入鲁棒性能指标，基于步骤3的T
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S模糊容错控制框架，设计基于控制分离的鲁棒T
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S模糊容错控制机制，建立线性矩阵不等式，得到控制增益矩阵，将控制增益矩阵输入建立的T
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S模糊容错控制框架中，实现飞行器的状态在分布式故障下渐近稳定。
[0006]进一步地，步骤1包括以下子步骤：步骤11：根据飞行器的结构及飞行环境，飞行器的刚体运动由飞行高度、飞行速度、攻角、俯仰角、俯仰角速度五个飞行状态组成，将刚体运动表示为一组非线性常微分系统：其中，为飞行高度的变化率，为飞行速度的变化率，为攻角的变化率，为俯仰角的变化率，为俯仰角速度的变化率，g为重力加速度，m0为飞行器的质量，为飞行器的升力，，为升力系数，；为飞行器的阻力，，为阻力系数，；为飞行器的推力，，为推力系数，，为飞行器的油门开度；为飞行器的俯仰力矩，，为由攻角引起的俯仰力矩系数，；为由俯仰角速度引起的俯仰力矩系数，，为平均气动弦；为由升降舵引起的俯仰力矩系数，，为飞行器的升降舵偏转角；为飞行器的转动惯量；S为基准面，为动压；步骤12：将组合成飞行器刚体运动状态，将组合成飞行器的控制信号，将飞行器的纵向动力学系统的刚体运动表示为仿射非线性系统：其中，为飞行器刚体运动状态的变化率，为飞行器刚体运动特性，
；为飞行器的控制分配矩阵，；步骤13：采用T
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S模糊控制技术，将步骤12中仿射非线性系统表示为：其中，l为模糊集的数目，i为模糊集的索引，，为飞行器刚体运动状态矩阵，，为控制分配矩阵，，为已知的关于状态及时间的函数，，，为采用T
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S模糊控制技术划分的模糊集段数，j为模糊集段数的索引，为第i个模糊集对应的子系统在整个模糊集对应的全局系统中的隶属程度；步骤14：在飞行器的高速飞行过程中，产生挠性运动，考虑挠性运动受到刚体运动的耦合特性，飞行器的挠性运动由一组偏微分系统进行描述：
其中，z代表与飞行器质心的相对位置，L代表等价偏微分系统的总长度，代表飞行器挠性振动在相对位置z处的纵向加速率，代表飞行器挠性振动在相对位置z处的纵向力，代表偏微分系统的边界信号对内部动态的影响，代表飞行器挠性振动在z=0处弯曲力矩的变化率，代表飞行器挠性振动在z=0处的剪切应力，m代表质量密度，EI代表抗刚度系数，代表已知的系数，代表飞行器挠性振动在z=0处的纵向位移，代表飞行器挠性振动在z=0处的旋转角度，代表飞行器挠性振动在z=L处的弯曲力矩，代表飞行器挠性振动在z=L处的剪切应力；步骤15：结构损伤故障由分布式故障进行刻画，打破偏微分系统的齐次性质，建立分布式故障下的挠性高超声速飞行器纵向动力学系统模型：其中：表示已知的参数向量，代表故障信号，且故障信号是有界的。
[0007]进一步地，所述偏微分系统的初始状态为和，其中，代表飞行器挠性振动在相对位置z处的初始纵向位移，代表飞行器挠性振动在相对位置z处的初始纵向速率。
[0008]进一步地，步骤2包括如下子步骤：步骤21：根据步骤1建立的分布式故障下的挠性高超声速飞行器纵向动力学系统模型，基于对分布式故障的结构特性分析，得出分布式故障存在于偏微分系统的内部动态，构造可逆的状态变换，其中，代表飞行器挠性振动在L
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z处的弯曲力矩；步骤22：根据构造的状态变换，将分布式故障的特性全部转移至偏微分系统的边界上，得到等价偏微分系统：其中，代表等价偏微分系统在相对位置z处的纵向加速率，代表等价偏微分系统在相对位置z处的纵向合力，常数，代表等价偏微分
系统在相对位置z=0处的纵向振动位移，代表等价偏微分系统在相对位置z=0处的旋转角度，代表等价偏微分系统在相对位置z=L处的弯曲力矩，代表等价偏微分系统在相对位置z=L处的剪切应力，为第一已知常数向量，，为第二已知常数向量，，为等价偏微分系统的输出信号向量，为等价偏微分系统的输出信号，，代表等价偏微分系统在相对位置z=L处的纵向速率，代表等价偏微分系统在相对位置z=L处的旋转角度，为第三已知常数向量，，为已知的分布式故障参数向量；步骤23：分布式故障由偏微分系统内部转移至偏微分系统的边界上，不改变偏微分系统的特征，得到分布式故障下的等价动力学系统模型：其中，为飞行器刚体运动的系统矩阵，，为飞行器刚体本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿控制方法，其特征在于，具体包括如下步骤：步骤1：根据飞行器的结构及飞行环境，采用常微分系统与偏微分系统相互耦合的分布参数系统刻画飞行器纵向动力学系统特性，采用T
‑
S模糊控制技术将常微分系统进行分段线性化；基于偏微分系统建立分布式故障下的挠性高超声速飞行器纵向动力学系统模型；步骤2：根据步骤1建立的分布式故障下的挠性高超声速飞行器纵向动力学系统模型，基于对分布式故障的结构特性分析，得出分布式故障存在于偏微分系统的内部动态，构造可逆的状态变换，将分布式故障全部传递至偏微分系统的边界上，得到等价动力学系统模型；步骤3：建立T
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S模糊容错控制框架，基于步骤2得到的等价动力学系统模型，采用线性矩阵不等式的方法得到控制增益矩阵，将控制增益矩阵输入建立的T
‑
S模糊容错控制框架中，实现飞行器的状态在分布式故障下一致有界稳定；步骤4：引入鲁棒性能指标，基于步骤3的T
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S模糊容错控制框架，设计基于控制分离的鲁棒T
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S模糊容错控制机制，建立线性矩阵不等式，得到控制增益矩阵，将控制增益矩阵输入建立的T
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S模糊容错控制框架中，实现飞行器的状态在分布式故障下渐近稳定。2.根据权利要求1所述的一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿方法，其特征在于，步骤1包括以下子步骤：步骤11：根据飞行器的结构及飞行环境，飞行器的刚体运动由飞行高度、飞行速度、攻角、俯仰角、俯仰角速度五个飞行状态组成，将刚体运动表示为一组非线性常微分系统：其中，为飞行高度的变化率，为飞行速度的变化率，为攻角的变化率，为俯仰角的变化率，为俯仰角速度的变化率，g为重力加速度，m0为飞行器的质量，为飞行器的升力，，为升力系数，；为飞行器的阻力，，为阻力系数，；为飞行器的推力，，为推力系数，，为飞行器的油门开度；为飞行器的俯仰力矩，，为由攻角引起的俯仰力矩系数，；为由俯仰角速度引起的俯仰力矩系数，，为平均气动弦；为由升降舵引起的俯仰力矩系
数，，为飞行器的升降舵偏转角；为飞行器的转动惯量；S为基准面，为动压；步骤12：将组合成飞行器刚体运动状态，将组合成飞行器的控制信号，将飞行器的纵向动力学系统的刚体运动表示为仿射非线性系统：其中，为飞行器刚体运动状态的变化率，为飞行器刚体运动特性，；为飞行器的控制分配矩阵，；步骤13：采用T
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S模糊控制技术，将步骤12中仿射非线性系统表示为：其中，l为模糊集的数目，i为模糊集的索引，，为飞行器刚体运动状态矩阵，，为控制分配矩阵，，为已知的关于状态及时间的函
数，，，为采用T
‑
S模糊控制技术划分的模糊集段数，j为模糊集段数的索引，为第i个模糊集对应的子系统在整个模糊集对应的全局系统中的隶属程度；步骤14：在飞行器的高速飞行过程中，产生挠性运动，考虑挠性运动受到刚体运动的耦合特性，飞行器的挠性运动由一组偏微分系统进行描述：其中，z代表与飞行器质心的相对位置，L代表等价偏微分系统的总长度，代表飞行器挠性振动在相对位置z处的纵向加速率，代表飞行器挠性振动在相对位置z处的纵向力，代表偏微分系统的边界信号对内部动态的影响，代表飞行器挠性振动在z=0处弯曲力矩的变化率，代表飞行器挠性振动在z=0处的剪切应力，m代表质量密度，EI代表抗刚度系数，代表已知的系数，代表飞行器挠性振动在z=0处的纵向位移，代表飞行器挠性振动在z=0处的旋转角度，代表飞行器挠性振动在z=L处的弯曲力矩，代表飞行器挠性振动在z=L处的剪切应力；步骤15：结构损伤故障由分布式故障进行刻画，打破偏微分系统的齐次性质，建立分布式故障下的挠性高超声速飞行器纵向动力学系统模型：其中：表示已知的参数向量，代表故障信号，且故障信号是有界的。3.根据权利要求2所述的一种挠性高超声速飞行器分布式故障补偿方法，其特征在于，所述偏微分系统的初始状态为和，其中，代表飞行器挠性振动在相对位置z处的初始纵向位移，代表飞行器挠性振动在相对位置z处的初始纵向速率。4.根据权利要求2所述的一种...

【专利技术属性】
技术研发人员：赵冬，任璐，吴巧云，
申请(专利权)人：安徽大学，
类型：发明
国别省市：