一種近空間飛行器的容錯滑模控制方法

2023-07-08 23:33:21 2

一種近空間飛行器的容錯滑模控制方法
【專利摘要】本發明公開了一種近空間飛行器的容錯滑模控制方法，對於快慢迴路系統中外部幹擾的數量級遠遠大於系統不確定項的數量級，採用非線性幹擾觀測器技術處理複合幹擾，幹擾觀測器利用已知系統信息估計未知複合幹擾；針對飛行器舵面飽和受限的問題，將舵機偏轉角輸出上界用於設計控制律，確保輸出在一定範圍內，並設計輔助變量，通過自適應律自動調節舵機偏轉角輸出，以免在偏轉角上界過大時，輸出過大現象；同時利用徑向基神經網絡構造一種補償器對舵機發生故障情況下進行容錯補償，進而解決飛行器舵機故障問題。本發明使得近空間飛行器在具有系統不確定性、未知外部幹擾、輸入飽和受限和舵機故障的情況下具有良好的控制性能。
【專利說明】一種近空間飛行器的容錯滑模控制方法

【技術領域】
[0001] 本發明涉及飛行控制【技術領域】，尤其涉及一種近空間飛行器的容錯滑模控制方 法。

【背景技術】
[0002] 近空間飛行器（near-space vehicle, NSV)是指運行在近空間（通常指距地面 20-100千米的空域）範圍內的飛行器，位於近空間之下的空域為傳統航空器運行空間，位 於其上的空域為太空飛行器運行空間。近空間飛行器具有機動性強、飛行包絡大、生存能力強等 優點，研究此類飛行器的飛行控制難度較大。
[0003] 首先，為了設計出具有高精度和強魯棒鎮定能力的控制系統，需要在近空間飛行 器控制器設計時充分考慮系統結構不確定性和外部擾動對系統的影響；其次，NSV舵面偏 轉角不可能無限的增加，即舵面存在飽和受限問題，若在控制器設計過程中忽略輸入飽和 非線性，可能造成控制系統的性能下降，甚至導致系統的不穩定；另外，NSV在執行飛行任 務時可能會遇到舵機故障問題，若不考慮補償舵機故障，可能造成任務無法完成，甚至導致 NSV墜毀。
[0004] 物理意義明確的幹擾觀測器技術，在工程實現上相對簡單，常用於逼近不確定系 統中的幹擾。非線性幹擾觀測器利用系統已知信息估計未知外部幹擾，設計系統的控制律 時，可利用幹擾觀測器的輸出，從而抵消外界幹擾對系統產生的影響。
[0005] 考慮到徑向基神經網絡（Radial Basis Function Neural Networks，RBFNNs) 能夠以任意精度逼近任意連續函數，所以對舵機故障採用RBFNNs構造一種補償器，利用 RBFNNs估計執行器失效部分，在控制律設計中對其進行抵消，從而使執行器鼓掌下穩定安 全飛行。
[0006] 針對非線性系統，滑模控制（Sliding Mode Control，SMC)是一種有效的控制方 法，它通過施加不連續的控制信號來改變系統狀態，迫使系統沿預定的滑動模態進行滑動。 但是在系統控制過程中，控制量需要根據系統當前狀態以躍變方式有目的地不斷變化，造 成系統實際軌跡在滑動模態兩側來回穿越，從而其控制方法對系統參數攝動和外部幹擾具 有良好的適應性和強魯棒性，且相對其他非線性控制方法具有運算量小、工程適用性強等 特點，有很高的理論研究價值，並成功運用於工業控制、機器人、船舶等控制領域，控制效果 良好。
[0007] 現有的近空間飛行器的容錯滑模控制方法一般多採用T-S模糊模型來逼近進空 間飛行器動態姿態模型，對於外部幹擾及執行器飽和現象考慮很少，大多將外部幹擾和執 行器飽和現象當作容錯信息進行處理，其不能完全反映其動態特性，在容錯之前需進行故 障診斷，根據診斷信息對故障進行容錯，這類方法對故障診斷要求較高，若不能精確診斷出 故障信息，則得不到很好的容錯效果，甚至不能保證飛行器穩定飛行導致進空間飛行器墜 毀。本專利方法的優點在於利用幹擾觀測器和神經網絡分別同時對外部幹擾和故障進行處 理，針對執行器輸入飽和問題，專利使用執行器的飽和上界來設計控制律，且利用設計的輔 助變量來調節執行器輸出大小，確保不會出現執行器輸出過大的問題。此外本專利所設計 的控制器不需要直接獲得有關執行機構的具體故障診斷信息，而是通過引入神經網絡來進 行處理，從而使得控制器對執行機構故障具有較強的容錯能力；另一方面，從控制律的表達 式可以看出，所求得的控制量均在飽和範圍內，且能消除外部幹擾、輸入飽和以及執行器故 障給系統帶來的影響。


【發明內容】

[0008] 本發明所要解決的技術問題是針對【背景技術】的缺陷，提供一種能夠使得飛行器在 具有系統不確定性，外部幹擾，輸入飽和和舵機故障的綜合影響下跟蹤指定的姿態角信號 的近空間飛行器的容錯滑模控制方法。
[0009] 本發明為解決上述技術問題採用以下技術方案：
[0010] 一種近空間飛行器的容錯滑模控制方法，包括以下步驟：
[0011] 步驟1)，根據奇異攝動原理和時標分離原則將飛行器的姿態迴路分解為慢迴路和 快迴路；
[0012] 步驟2)，分別將慢迴路的控制系統和快迴路的控制系統變換成對應的仿射非線性 系統方程形式；
[0013] 步驟3)，分別根據慢迴路、快迴路的仿射非線性系統方程來生成慢迴路和快迴路 的控制器；
[0014] 步驟4)，利用步驟3)中生成的慢迴路控制器和快迴路控制器對飛行器進行魯棒 控制。
[0015] 作為本發明一種近空間飛行器的容錯滑模控制方法進一步的優化方案，步驟2) 中的所述慢迴路的控制系統對應的仿射非線性方程為：

【權利要求】
1. 一種近空間飛行器的容錯滑模控制方法，其特徵在於，包括以下步驟： 步驟1)，根據奇異攝動原理和時標分離原則將飛行器的姿態迴路分解為慢迴路和快回 路； 步驟2)，分別將慢迴路的控制系統和快迴路的控制系統變換成對應的仿射非線性系統 方程形式； 步驟3)，分別根據慢迴路、快迴路的仿射非線性系統方程來生成慢迴路和快迴路的控 制器； 步驟4)，利用步驟3)中生成的慢迴路控制器和快迴路控制器對飛行器進行魯棒控制。
2. 根據權利要求1所述的近空間飛行器的容錯滑模控制方法，其特徵在於，步驟2)中 的所述慢迴路的控制系統對應的仿射非線性方程為：
式中，Ω= [α，β，μ]τ為當前姿態角信號，α、β和μ分別表示迎角、側滑角和滾轉 角，0表示對Ω求導；fs(Q) = [fsl，fs2，fs3]T，ω。為慢迴路控制器的控制律；1表示慢回 路複合幹擾；
M表示飛行器質量；V表示飛行器飛行速度；f表示動壓；S表示機翼參考面積；Y表示 傾斜角；T表示發動機推力；g表示重力加速度；δy表示推力矢量舵面沿側向的偏轉角；δz 表示推力矢量舵面沿縱向的偏轉角；Cua表示由迎角α引起的升力係數；CY,e表示由側滑 角β引起的側力係數；
3. 根據權利要求2所述的近空間飛行器的容錯滑模控制方法，其特徵在於，步驟2)中 的所述快迴路的控制系統對應的仿射非線性方程為： ? =./；. (<y) + ^y((W)fI)(V) +Df 式中，ω= [p，q，r]T為當前姿態角速率信號，p、q和r分別表示滾轉角速率、俯仰角速 率和偏航角速率，?表示對ω求導，ff (ω) = [ffl，ff2,ff3]T， ，
2) Ix、Iy和Iz分別表示繞X、y和Z軸的轉動慣量；ixy、Ixz和Iyz表示慣性積；b表示翼展 長度；C表示平均氣動弦長；C1;e表示由側滑角β引起的滾轉力矩係數，C1;p表示由滾轉角 速率P引起的滾轉力矩增量係數；Cu表示由偏航角速率r引起的滾轉力矩增量係數；cm,α 表示由迎角α引起的俯仰力矩係數；Cn^表示由俯仰角速率q引起的俯仰力矩增量係數； Cn,e表示由側滑角β引起的偏航力矩係數；Cn,p表示由滾轉角速率p引起的偏航力矩增量 係數；Ci^表示由偏航角速率r引起的偏航力矩增量係數；

表示由副翼舵δa引起的滾轉力矩增量係數；c；A表示由升降舵δe引起的滾轉力 矩增量係數；表示由方向舵L引起的滾轉力矩增量係數；表示由副翼舵Sa引起 的俯仰力矩增量係數；c?4表示由升降舵\引起的俯仰力矩增量係數；?",4表示由方向 舵L引起的俯仰力矩增量係數；表示由副翼舵sa引起的偏航力矩增量係數；表 示由升降舵\引起的偏航力矩增量係數；表示由方向舵引起的偏航力矩增量系 數；χτ表示發動機噴管距離質心的距離； Df為快迴路複合幹擾，該複合幹擾利用非線性幹擾觀測器進行逼近估計，V= [V1, v3, v4,V5]T為快迴路控制器的控制律即執行器輸入向量，δ(V)= [δ a，δ e，Sy，δ JT為受執行器飽和特性影響的輸出向量，具體滿足以下關係：
VpVyVy￥4和V5均為向量V的元素，δa、δe、δρSy和δζ分別表示副翼舵偏轉角、 升降舵偏轉角、方向舵偏轉角、推力矢量舵沿側向和縱向的偏轉角；SaM、δδΛ、δyM和 Szm分別為副翼舵轉角、升降舵轉角、方向舵轉角、推力矢量舵沿側向偏轉角和推力矢量舵 沿縱向偏轉角的飽和受限值。
4.根據權利要求3所述的近空間飛行器的容錯滑模控制方法，其特徵在於，步驟3)中 所述生成慢迴路控制器的具體步驟如下： 步驟3.I. 1)，利用非線性幹擾觀測器對慢迴路中的複合幹擾進行逼近：
式中，我為慢迴路中複合幹擾的估計值；z為非線性幹擾觀測器的狀態變量， L(Q)與Q(Q)為中間變量，且Δ(Ω) = 為對角元素大於零的對角矩陣，Q(Q)= Oil [qi(Q)，q2(Q)，...，qn(Q)]TeRn為非線性函數向量，η為外部幹擾的維數； 步驟3. 1.2)，根據步驟3.I. 1)中獲得的慢迴路中複合幹擾的估計值A，採用普通滑模法獲?愒冋路的棹制惡.
式中，&(ΩΓ表示對矩陣gs(Q)求逆；es=Ω-Ω。為慢迴路跟蹤誤差，Ω。表示預先 設定的參考指令信號，Pds為慢迴路複合幹擾估計誤差戌的上界值，;Ks 為慢迴路滑模面的參數矩陣，具體滿足以下關係：KS =diag{ksl，ks2,ks3} > 0。
5.根據權利要求4所述的近空間飛行器的容錯滑模控制方法，其特徵在於，步驟3)中 所述生成快迴路控制器的具體步驟如下： 步驟3. 2. 1)，利用徑向基神經網絡估計執行器故障部分：
式中，Pm為執行器故障部分的估計值；#為徑向基神經網絡的權值， 爾=Γμ (.、··'(CL1 ).;/和)-鬥?})為;f的第i個向量的自適應律，kw和Γw分別為神經網 絡權值自適應律中的實數和參數矩陣，且kw> 0，Γν=Γ$>0,Γ【為rw的轉置矩陣， s=Ο, + _[Pyi/為快迴路滑模面，ST表示對列向量s進行轉置；h(ω) =[hph2，…，tgτ為 徑向基向量，1為網絡總節點數，ω= [p，q，r]T為網絡輸入向量，h(c〇)中元素採用高斯基 函數形式，即k=Qxp(-11 ω~^ 11 ),ck為網絡第k個節點的中心向量，bk為網絡第k個節點 的基寬參數，k= 1，2,. . .，1 ; 步驟3. 2. 2)，利用非線性幹擾觀測器對快迴路中的複合幹擾進行逼近：
式中，為快迴路中複合幹擾的估計值；z為幹擾觀測器的狀態變量，L(ef)與Q(ef)為 , cQ(^,) 中間變量，且吵-T-,Q(ef) = [qi(ef)，q2(ef)，...，qn(ef)]TeRnS非線性函數向 量，ω。表示預先設定的參考指令信號，#為徑向基神經網絡的自適應權值； 步驟3. 2. 3)，根據步驟3. 2. 1)中獲得的執行器故障部分的估計值Pm，以及步驟3. 2. 2) 中獲得的快迴路中複合幹擾的估計值，生成快迴路的控制器：
其中，Um =diag{u1M,u2M,…，umM}eRmXm，uiM為第i個執行器的飽和限幅值，i= I, 2, . . . , rn； Λs=diag{IS11，Is21，· · ·，IsnI}，g/?(S'"?/)，εu〉O為正參數， = 且「具有如下形式：
Si為s的第i個元素，Yi>Ο,κ> 〇，εv > 〇,Sat(Si)為[-1，1]之間的飽和函數， 其形式如下：
其中ξ?>〇為飽和函數的邊界層參數，X= [X1,x2，...，xn]T為輔助變量，其自適 應律為：
其 中Kf =KfT > 0，ΛΞ = 丨0.5/c"d〇.5/cd"，0.5/o^7] , Ξ=?.叫..!0.5c'0.5c'
hvn為補償頂·Jt旦蝕形式為： 其中σ> 0,（ = 0.5。，Il&IIgJωIl，f為ζ的估計值。
6.根據權利要求5所述的近空間飛行器的容錯滑模控制方法，其特徵在於，步驟4)中 所述利用慢迴路控制器和快迴路控制器對飛行器進行魯棒控制的具體步驟如下： 步驟4. 1)，將姿態角當前信號Ω減去預定的姿態角指令信號Ω。得到飛行器姿態角誤 差信號es，將該誤差信號es發送至慢迴路控制器，基於動態滑模控制得到姿態角速率指令 信號ω。； 步驟4. 2)，將姿態角速率當前信號ω減去姿態角速率指令信號ω。得到飛行器姿態角 速率誤差信號ef，將誤差信號ef發送至快迴路控制器，基於徑向基神經網絡補償和幹擾觀 測器的輸出得到快迴路中的執行器輸入信號V，將V發送至執行器得到受執行器飽和特性 影響的輸出向量S(V); 步驟4.3)，將執行器輸出向量δ(V)發送至飛行器指令接收器，實現對飛行器預定姿 態角Ω。的跟蹤控制。
【文檔編號】G05B13/04GK104238357SQ201410412694
【公開日】2014年12月24日 申請日期:2014年8月21日 優先權日:2014年8月21日
【發明者】陳謀, 于靖, 吳慶憲, 楊青運 申請人:南京航空航天大學