基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制方法技术

本申请涉及基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制方法。所述方法包括：构建飞机舵面故障时的初始非线性增维模型；构建线性矩阵不等式约束的优化问题，求解所述优化问题以确定所述主动增益矩阵L和所述中间增益矩阵P的取值；将所述主动增益矩阵L和所述中间增益矩阵P代入所述初始非线性增维模型，构建目标非线性增维模型；实时采集飞机系统状态输入所述目标非线性增维模型，得到输出控制指令，并基于所述输出控制指令控制所述飞机舵面。通过本申请的技术方案，能够保证在舵面出现损伤故障的情形下，飞机可按照预定指令飞行，保障主动容错控制的控制效果。保障主动容错控制的控制效果。保障主动容错控制的控制效果。

【技术实现步骤摘要】
基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制方法


[0001]本申请一般地涉及飞机飞行控制
，尤其涉及一种基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制方法。

技术介绍

[0002]随着现代飞机技术的快速发展，飞机执行任务越来越复杂。在执行任务过程中，敌方攻击、结冰、自身结构故障等因素均会造成飞机舵面出现故障。而舵面故障轻则导致飞机无法完成任务，重会引发飞行事故，严重威胁飞机飞行安全；考虑到飞机舵面偏转角和角速率均存在饱和幅值限制，为此，针对饱和情形下的飞机舵面容错控制方法的研究意义重大。
[0003]目前，针对飞机舵面故障时的控制方法主要包括主动容错控制和被动容错控制。相较于被动容错控制，主动容错控制能够应对更多的舵面故障类型。对于主动容错控制而言，必须考虑到飞机舵面偏转角和角速率存在饱和幅值的限制；因为当舵面正常工作时，控制器的作用可确保舵面偏转角和角速率均在饱和范围以内，而当舵面出现故障时，会导致舵面偏转角和角速率进入饱和状态，如忽略此影响因素，飞机可能失控甚至坠毁。
[0004]针对舵面饱和的处理方法一般包括两种，一种是在设计舵面容错控制器时，不考虑饱和约束因素影响，通过添加补偿器以实现有效的容错控制；另一种是在设计舵面容错控制器时，确保舵面偏转角始终在饱和范围以内。然而，第一种方法在飞机舵面没有达到饱和时，主动容错控制性能较好，飞机能按预定指令维持性能，而缺点在于一旦出现饱和，补偿器无法完全改善飞机的控制性能，飞机可能面临失稳的风险；而第二种方法可确保舵面输出始终在容许范围内，虽然可以避免舵面偏转进入饱和状态，但是容错控制器本身可能无解，导致主动容错控制的控制效果较差。

技术实现思路

[0005]为了解决现有技术中的上述技术问题，本申请提供了一种基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制方法，以解决主动容错控制的控制效果较差的问题。
[0006]本专利技术提供了一种基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制方法，包括：构建飞机舵面故障时的初始非线性增维模型，所述初始非线性增维模型满足关系式：
[0007][0008]其中，为飞机增维状态向量，所述飞机增维状态向量至少包括时刻t时输出控制指令与预期控制指令之间的总偏差；为时刻t时瞬时增维状态向量；K为舵面故障因子矩阵，用于反映每一个飞机舵面的故障损失值；u为输入向量，G(t)为预设函数，d(t)包括飞机干扰函数ξ(t)、时刻t的预期控制指令和时刻t的传感器故障向量；均为适维矩阵,sat[u]为各飞机舵面偏转角度的饱和范围；所述输入向量u与主动增益矩阵L、舵面故障自适应估计矩阵和飞机系统状态有关，所述舵面故障自适应估计矩阵与有关；构建线性矩阵不等式约束的优化问题，求解所述优化问题以确定所述主动增益矩阵L和所述中间
增益矩阵P的取值，所述优化问题满足关系式：
[0009][0010][0011]其中，α为主动容错控制的鲁棒性指标；ψ
g
为描述飞机非线性特性的李普希兹常数项，为一正值；Q为对称正定矩阵且满足Q＝P
‑1；L
Q
＝LP
‑1、H
Q
＝HP
‑1，H为满足约束条件的设定矩阵，用于约束舵面控制输入不出现饱和现象；Δ
i
为第i个预设对角矩阵，m为所述预设对角矩阵的维度，为第i个预设对角矩阵，m为所述预设对角矩阵的维度，为第j个预设向量，φ
j
为第j个预设常数；γ为预先设定的正常数；R与容错吸引域有关，所述容错吸引域满足关系式：n表示求矩阵的n范数；将所述主动增益矩阵L和所述中间增益矩阵P代入所述初始非线性增维模型，构建目标非线性增维模型，所述目标非线性增维模型输入为飞机系统状态，输出为输出控制指令；实时采集飞机系统状态输入所述目标非线性增维模型，得到输出控制指令，并基于所述输出控制指令控制所述飞机舵面。
[0012]在一些实施例中，所述飞机增维状态向量还包括时刻t的飞机系统状态；所述飞机系统状态包括飞机的迎角、侧滑角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率；所述传感器故障向量包括迎角传感器、侧滑角传感器和滚转角速率传感器的示数。
[0013]在一些实施例中，所述输出控制指令和所述预期控制指令均包括飞机的迎角、侧滑角和滚转角速率。
[0014]在一些实施例中，所述主动增益矩阵L包括主动第一增益子矩阵L1和主动第二增益子矩阵L2，所述输入向量u与主动增益矩阵L、舵面故障自适应估计矩阵和飞机系统状态之间满足关系式：
[0015][0016]其中，L1为所述主动第一增益子矩阵，用于对每个飞机舵面上的所述迎角传感器、所述侧滑角传感器和所述滚转角速率传感器进行增益；L2为所述主动第二增益子矩阵，用于对飞机的迎角、侧滑角、滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率进行增益；η为时刻t时输出控制指令与预期控制指令之间的总偏差，x为所述飞机系统状态。
[0017]本申请实施例提供的上述基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制
方法，考虑飞机存在的非线性特性及外界因素扰动，构建非线性舵面多故障模型；综合输出控制指令及舵面故障自适应估计矩阵考虑飞机可能出现传感器故障情形，提出初始非线性增维模型，以便于主动容错控制方法的设计，实现舵面故障后满意的主动容错控制的控制效果；考虑舵面偏转饱和非线性约束特性，提出凸包组合饱和设计方案，为确保凸包组合饱和容错控制方法有解，引入容错吸引域优化设计方案，最大化容错吸引域以确保舵面主动容错控制达到满意的控制效果，同时将主动增益矩阵L和舵面故障自适应估计矩阵的设计方法，转化为线性矩阵不等式约束下的优化问题，可以保证在舵面出现损伤故障的情形下，飞机可按照预定指令飞行，保障主动容错控制的控制效果。
附图说明
[0018]通过参考附图阅读下文的详细描述，本申请示例性实施方式的上述以及其他目的、特征和优点将变得易于理解。在附图中，以示例性而非限制性的方式示出了本申请的若干实施方式，并且相同或对应的标号表示相同或对应的部分，其中：
[0019]图1是根据本申请实施例的一种基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制方法的流程图；
[0020]图2是根据本申请实施例的基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制设计框图；
[0021]图3是根据本申请实施例的迎角输出控制指令的响应曲线的示意图；
[0022]图4是根据本申请实施例的侧滑角输出控制指令的响应曲线的示意图；
[0023]图5是根据本申请实施例的滚转角速率输出控制指令的响应曲线的示意图；
[0024]图6是根据本申请实施例的鸭翼偏转角曲线的示意图；
[0025]图7是根据本申请实施例的右升降副翼偏转角曲线的示意图；
[0026]图8是根据本申请实施例的左升降副翼偏转角曲线的示意图；
[0027]图9是根据本申请实施例的方向舵偏转角曲线的示意图；
[0028]图10是根据本申请实施例的俯仰角速率响应曲线的示意图本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于自适应律估计的多操纵面飞机舵面主动容错控制方法，其特征在于，包括：构建飞机舵面故障时的初始非线性增维模型，所述初始非线性增维模型满足关系式：其中，为飞机增维状态向量，所述飞机增维状态向量至少包括时刻t时输出控制指令与预期控制指令之间的总偏差；为时刻t时瞬时增维状态向量；K为舵面故障因子矩阵，用于反映每一个飞机舵面的故障损失值；u为输入向量，G(t)为预设函数，d(t)包括飞机干扰函数ξ(t)、时刻t的预期控制指令和时刻t的传感器故障向量；均为适维矩阵,sat[u]为各飞机舵面偏转角度的饱和范围；所述输入向量u与主动增益矩阵L、舵面故障自适应估计矩阵和飞机系统状态有关，所述舵面故障自适应估计矩阵与有关；构建线性矩阵不等式约束的优化问题，求解所述优化问题以确定所述主动增益矩阵L和所述中间增益矩阵P的取值，所述优化问题满足关系式：和所述中间增益矩阵P的取值，所述优化问题满足关系式：其中，α为主动容错控制的鲁棒性指标；ψ
g
为描述飞机非线性特性的李普希兹常数项，为一正值；Q为对称正定矩阵且满足Q＝P
‑1；L
Q
＝LP
‑1、H
Q
＝HP
‑1，H为满足约束条件的设定矩阵，用于约束舵面控制输入不出现饱和现象；Δ
i
为第i个预设对角矩阵，m为所述预设对角矩阵的维度，为第i个预设对角矩阵，m为所述预设对角矩阵的维度，为第j个预设向量，φ
j
为第j个预设常数；γ为预先设定...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘聪，钱坤，丁奇，陈为伦，李凯，杨梦雪，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学航空机务士官学校，
类型：发明
国别省市：