一种升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制与重构方法及相关装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制与重构方法及相关装置，属于飞行器容错控制技术领域。本发明专利技术的飞机纵向容错控制与重构方法，将飞机升降舵突然失效的过程用马尔可夫过程继续描述。然后，本发明专利技术建立了具有马尔可夫跳跃特征故障的飞机纵向姿态控制系统的数学模型。考虑到系统模型的不确定性和外部干扰，本发明专利技术利用滑模控制技术，对已建立的具有马尔可夫跳跃特征故障的飞机纵向姿态控制系统提出了一种容错控制方案。与现有的一些滑模控制器设计方法相比，本发明专利技术所提出的方法需要求解的线性矩阵不等式数量更少。最后，通过仿真试验，表明本发明专利技术所设计的容错控制方法在飞机纵向姿态控制中的有效性和优势。制方法在飞机纵向姿态控制中的有效性和优势。制方法在飞机纵向姿态控制中的有效性和优势。

【技术实现步骤摘要】
一种升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制与重构方法及相关装置


[0001]本专利技术属于飞行器容错控制
，尤其是一种升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制与重构方法及相关装置。

技术介绍

[0002]由于可靠性对飞机的飞行控制系统至关重要，因此容错控制在近些年来受到了广泛的关注。在过去几十年中，开发了许多有效的容错控制方法，比如：抗饱和容错控制方法、基于采样数据的容错控制方法、容错自适应控制方法、快速终端滑模容错控制方法、基于扩展状态观测器的容错控制方法等等。对于飞机而言，升降舵的突发故障是飞机作动器中常发生的故障，会导致飞机产生不稳定的飞行机动。尽管已经进行了大量的研究来处理升降舵故障，但很少有研究处理飞机升降舵的突然故障。因此，有必要研究升降舵突然发生故障时飞机的姿态容错控制方法。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的在于克服上述现有技术的缺点，提供一种升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制与重构方法及相关装置。
[0004]为达到上述目的，本专利技术采用以下技术方案予以实现：
[0005]一种升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制与重构方法，包括以下步骤：
[0006]步骤1：构建飞机的姿态运动学方程和动力学方程，选取状态变量，将所述动力学方程转化到线性状态空间，考虑飞机姿态控制系统参数矩阵的难测量性和外部噪声干扰，在飞机姿态控制系统的状态空间方程上进行校正，得到校正后的飞机姿态控制系统的状态空间方程；
[0007]构建飞机的升降舵遭遇突然故障时的具有马尔可夫跳跃特征故障的模型，代入校正后的飞机姿态控制系统的状态空间方程，构建具有突发升降舵故障的飞机纵向姿态控制系统；步骤2：构建一个整体形式的滑模面模型，基于所述具有突发升降舵故障的飞机纵向姿态控制系统，求解飞机纵向姿态，将飞机纵向姿态代入所述整体形式的滑模面模型中，以所述整体形式的滑模面模型的导数为0对所述整体形式的滑模面模型求导，得到飞机纵向姿态控制系统方程设计容错控制器；
[0008]步骤3：获取飞行的实时数据，将飞机实时的状态信息，包括姿态信息、速度信息以及位置信息输入到容错控制器内，容错控制器输出容错控制信号，作用于飞机的升降舵作动机构，实现升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制。
[0009]进一步的，步骤1的具体操作为：
[0010](101)构建飞机的姿态运动学方程和动力学方程为：
[0011][0012][0013]式中，q＝[q1,q2,q3]T
为四元数，用来描述飞机的姿态；T
u
为飞机的输入力矩；ω
r
＝[ω
rx
,ω
ry
,ω
rz
]T
为飞机机体系相对于轨道系的角速度；ω为飞机机体系相对于惯性系的角速度；J＝diag{J
x
,J
y
,J
z
}为飞机的惯性矩阵；
[0014](10)对式(1)和式(2)进行线性化，得到飞机的线性姿态控制系统的数学表达式为：
[0015][0016]式中，τ1、τ2和τ3为绕x轴、y轴和z轴的控制扭矩；ω0为无人机角速度；σ1＝(J
y
‑
J
z
)/J
x
；σ2＝(J
x
‑
J
z
)/J
y
；σ3＝(J
y
‑
J
x
)/J
z
；为四元数q的第一个元素的一阶导数；为四元数q的第三个元素的一阶导数；为四元数q的第一个元素的二阶导数；为四元数q的第二个元素的二阶导数；为四元数q的第三个元素的二阶导数；
[0017](103)定义τ＝[τ1,τ2,τ3]T
.于是，式(3)所描述的飞机姿态控制系统方程的状态空间方程写成：
[0018]dx(t)＝[Ax(t)+Bτ(t)]dt
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)
[0019]式中，B＝[03×3,J
‑1]T
/2，/2，I3×3为行列数为3的单位矩阵；
[0020](103)考虑到系统参数矩阵的难测量性和外部噪声干扰，将式(4)改写为：
[0021]dx(t)＝[(A+ΔA(t))x(t)+Bτ(t)]dt+Dx(t)dz(t),
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)
[0022]式中，D为系数矩阵，z(t)为布朗运动的微商，用于描述测量随机噪声；ΔA(t)为表示系统参数矩阵的不确定性项，满足ΔA(t)＝GF(t)N，其中示系统参数矩阵的不确定性项，满足ΔA(t)＝GF(t)N，其中G1、G2、N1和N2为常数矩阵，F1(t)和F2(t)为两个函数矩阵；
[0023](104)构建飞机的升降舵遭遇突然故障时的模型如下：
[0024][0025]式中，u(t)为控制扭矩；θ
t
为齐次马尔可夫过程；为对角矩阵，用于表征不同故障模式下飞机升降舵的有效性损失；
[0026](105)基于式(6)，构建具有突发升降舵故障的飞机纵向姿态控制系统为：
[0027][0028]式中，θ
t
的值存储在在Q＝{1，2，
…
，N}中，θ
t
的演化特征如下：
[0029][0030]式中，h为大于0的常数；π
ij
表示不同故障模式之间的转换率，满足
[0031][0032]进一步的，使用来表示未知转换率，所有转换率收集在以下矩阵中
[0033][0034]定义
[0035]Q
i
＝Q
ki
∪Q
uki
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(11)
[0036]式中，Q
ki
＝{j:π
ij is known for j∈Q}，Q
uki
＝{j:π
ij is unknown for j∈Q}；通过Q
ki
和Q
uki
，得到：
[0037][0038]进一步的，若Q
ki
不为空，则Q
ki
表示为
[0039][0040]式中，表示式(10)中的Π矩阵的第i行中第s个已知元素的索引；
[0041]同理，若Q
uki
不为空，则Q
uki
表示为
[0042][0043]式中，表示式(10)中的Π矩阵的第i行中第s个已知元素的索引。
[0044]进一步的，步骤2具体为：
[0045](201)构建一个整体形式的滑模面模型：
[0046][0047]式中，P
i
为正定矩阵；K
i
为状态反馈增益矩阵；x(v)为飞机状态；
[0048](202)求解式(7)得到：
[0049]本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制与重构方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：构建飞机的姿态运动学方程和动力学方程，选取状态变量，将所述动力学方程转化到线性状态空间，考虑飞机姿态控制系统参数矩阵的难测量性和外部噪声干扰，在飞机姿态控制系统的状态空间方程上进行校正，得到校正后的飞机姿态控制系统的状态空间方程；构建飞机的升降舵遭遇突然故障时的具有马尔可夫跳跃特征故障的模型，代入校正后的飞机姿态控制系统的状态空间方程，构建具有突发升降舵故障的飞机纵向姿态控制系统；步骤2：构建一个整体形式的滑模面模型，基于所述具有突发升降舵故障的飞机纵向姿态控制系统，求解飞机纵向姿态，将飞机纵向姿态代入所述整体形式的滑模面模型中，以所述整体形式的滑模面模型的导数为0对所述整体形式的滑模面模型求导，得到飞机纵向姿态控制系统方程设计容错控制器；步骤3：获取飞行的实时数据，将飞机实时的状态信息，包括姿态信息、速度信息以及位置信息输入到容错控制器内，容错控制器输出容错控制信号，作用于飞机的升降舵作动机构，实现升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制。2.根据权利要求1所述的升降舵舵面失效下的飞机纵向容错控制与重构方法，其特征在于，步骤1的具体操作为：(101)构建飞机的姿态运动学方程和动力学方程为：(101)构建飞机的姿态运动学方程和动力学方程为：式中，q＝[q1,q2,q3]
T
为四元数，用来描述飞机的姿态；T
u
为飞机的输入力矩；ω
r
＝[ω
rx
,ω
ry
,ω
rz
]
T
为飞机机体系相对于轨道系的角速度；ω为飞机机体系相对于惯性系的角速度；J＝diag{J
x
,J
y
,J
z
}为飞机的惯性矩阵；(10)对式(1)和式(2)进行线性化，得到飞机的线性姿态控制系统的数学表达式为：式中，τ1、τ2和τ3为绕x轴、y轴和z轴的控制扭矩；ω0为无人机角速度；σ1＝(J
y
‑
J
z
)/J
x
；σ2＝(J
x
‑
J
z
)/J
y
；σ3＝(J
y
‑
J
x
)/J
z
；为四元数q的第一个元素的一阶导数；为四元数q的第三个元素的一阶导数；为四元数q的第一个元素的二阶导数；为四元数q的第二个元素的二阶导数；为四元数q的第三个元素的二阶导数；(103)定义于是式(3)所描述的飞机姿态控制系统方
程的状态空间方程写成：dx(t)＝[Ax(t)+Bτ(t)]dt
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(4)式中，B＝[03×3,J
‑1]
T
/2，/2，I3×3为行列数为3的单位矩阵；(103)考虑到系统参数矩阵的难测量性和外部噪声干扰，将式(4)改写为：dx(t)＝[(A+ΔA(t))x(t)+Bτ(t)]dt+Dx(t)dz(t),
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)式中，D为系数矩阵，z(t)为布朗运动的微商，用于描述测量随机噪声；ΔA(t)为表示系统参数矩阵的不确定性项，满足ΔA(t)＝GF(t)N，其中统参数矩阵的不确定性项，满足ΔA(t)＝GF(t)N，其中G1、G2、N1和N2为常数矩阵，F1(t)和F2(t)为两个函数矩阵；(104)构建飞机的升降舵遭遇突然故障时的模型如下：式中，u(t)为控制扭矩；θ
t
为齐次马尔可夫...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘贞报，邹旭，支国柱，王潇，赵闻，党庆庆，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：