一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法 |
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申请号 | CN202410197441.9 | 申请日 | 2024-02-22 | 公开(公告)号 | CN117762023B | 公开(公告)日 | 2024-05-14 |
申请人 | 西北工业大学; | 发明人 | 岳晓奎; 毕诚; 丁一波; 代洪华; 宋闯; 潘兴华; 程进; 徐骋; 李娜英; 魏振岩; 孙军; 李勰; 刘传凯; 李文博; 黄盘兴; | ||||
摘要 | 本 发明 提供了一种基于预定性能的高速 飞行器 控制及容错分配方法,涉及高速飞行器 姿态 控制与容错分配技术领域,包括:构建高速飞行器姿态模型;根据第一待设计参数设计预设性能函数,并基于预设性能函数建立转换误差系统模型;针对转换误差系统模型采用反步法设计内外环 控制器 ,并为补偿干扰设计自适应更新律,并通过内外环控制器获得高速飞行器姿态控制 力 矩指令;根据高速飞行器姿态控制力矩指令和故障信息设计容错控制分配器,并对容错控制分配器的优化目标函数进行优化求解,得到获得高速飞行器的执行器控制指令。本发明可以通过预设控制器性能,实现高速飞行器姿态稳定 跟踪 控制,同时能够在考虑故障恢复和性能最优的情况下实现容错控制分配。 | ||||||
权利要求 | 1.一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法,其特征在于,包括: |
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说明书全文 | 一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法技术领域背景技术[0002] 目前,无论是在国防军事领域还是在人们的日常生活中,高速飞行器都得到了广泛应用。姿态控制分系统作为高速飞行器最重要的分系统之一,已经成为了科研人员研究的重点。可靠且高效的姿态控制和分配方法及故障后的容错恢复技术能够有效提高高速飞行器的飞行性能,保障飞行器安全完成各种飞行任务,给国家和社会带来经济效益的同时避免造成人员和财产上的损失。 [0003] 传统的高速飞行器姿态控制方法仅能实现跟踪误差稳定,并不能对控制的过程加以约束,这就会导致尽管最终能够实现飞行器姿态的稳定控制,但控制过程可能并不能满足实际需求。过长的控制收敛时间可能影响飞行器的快速机动,不稳定的控制过程可能对飞行器安全造成隐患。同时,当前的高速飞行器通常包括多个姿控执行器,这些执行器相互耦合,传统的控制分配方法难以实现执行器快速有效的指令分配,且无法考虑故障信息,难以直接从分配角度实现容错恢复。因此,需要研究能够约束控制过程的高速飞行器姿态控制方法和能够结合故障信息同时解决执行器耦合和容错恢复问题的控制分配方法。 发明内容[0004] 为了克服现有技术的不足,本发明的目的是提供一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法。 [0005] 为实现上述目的,本发明提供了如下方案: [0006] 一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法,包括: [0007] 根据高速飞行器的飞行信息构建高速飞行器姿态模型; [0008] 获取第一待设计参数,并根据所述第一待设计参数设计预设性能函数,并基于所述预设性能函数建立转换误差系统模型; [0010] 基于二次规划方法,根据所述高速飞行器姿态控制力矩指令和故障信息设计容错控制分配器,并对所述容错控制分配器的优化目标函数进行优化求解,得到获得高速飞行器的执行器控制指令。 [0011] 优选地,所述高速飞行器姿态模型的表达式为: ;其中,为飞行器姿态角向量, 、 和 分别表示飞行器的攻角、侧滑角和倾斜角,为飞行器姿态角速度向量, 、和 分别表示飞行器的滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率, 为飞行器惯量矩阵, 为飞行器所受三轴控制力矩,为飞行器所受外部干扰力矩, 和 均为矩阵,矩阵 和 分别为: ; 。 [0012] 优选地,所述预设性能函数的表达式为: ;其中, 为所述预设性能函数, 、 与 分别为第一系数、第二系数和第三系数; 、与 的表达式为: ;其中,参数 、 、 与 均为所述 第一待设计参数,参数 表示初始误差界限,参数 表示性能函数变化初始方向,参数表示性能函数稳态收敛值,参数 表示最长收敛时间。 [0013] 优选地,所述转换误差系统模型的表达式为: [0014] ;其中,为转换误差, , ,, 为飞行器姿态角跟踪误差, , 为飞行器所受综合干扰, 为飞 行器姿态角指令,A为第一中间矩阵,B为第二中间矩阵,Q为第一中间向量,P为第二中间向量, 为向量 形成的对角矩阵; [0015] 和 的表达式为: [0016] ; [0017] ;其中, 、 为性能函数的待设计参数,、分别表示上下限系数。 [0018] 优选地,所述外环控制器的表达式为: [0019] ;其中, 为第一待设计控制器参数, , 为第一中间状态量,为, 为外环控制器输出。 [0020] 优选地,所述内环控制器的表达式为: [0021] ;其中,, 为第二中间状态量, 为第二待设计控制器参数, 是干扰上界估计, 为高速飞行器的姿态控制力矩指令,所述自适应更新律为: ;其中, , ,均为第二待设计参数。 [0022] 优选地,所述优化目标函数的表达式为: [0023] ;其中,为执行器状态向量, , 和 分别为第 个执行器的输出最值, 为执行器数量, 为力矩分配函数, 为执行器失效系数矩阵, 为表示权值系数,和 为待设计的正定矩阵。 [0024] 根据本发明提供的具体实施例,本发明公开了以下技术效果: [0025] 本发明提供了一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法,包括:根据高速飞行器的飞行信息构建高速飞行器姿态模型;获取第一待设计参数,并根据所述第一待设计参数设计预设性能函数,并基于所述预设性能函数建立转换误差系统模型;针对所述转换误差系统模型采用反步法设计外环控制器和内环控制器,并为补偿干扰设计自适应更新律,并通过外环控制器和内环控制器获得高速飞行器姿态控制力矩指令;基于二次规划方法,根据所述高速飞行器姿态控制力矩指令和故障信息设计容错控制分配器,并对所述容错控制分配器的优化目标函数进行优化求解,得到获得高速飞行器的执行器控制指令。本发明可以通过预设控制器性能,实现高速飞行器姿态稳定跟踪控制,同时能够在考虑故障恢复和性能最优的情况下实现容错控制分配。附图说明 [0026] 为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案,下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动性的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。 [0027] 图1为本发明实施例提供的基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法流程图; [0028] 图2为本发明实施例提供的基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法的实施流程示意图; [0029] 图3为本发明实施例提供的飞行器姿态角曲线图; [0030] 图4为本发明实施例提供的飞行器姿态角跟踪误差曲线图; [0031] 图5为本发明实施例提供的飞行器执行器1输出曲线图; [0032] 图6为本发明实施例提供的飞行器滚转力矩曲线图; [0033] 图7为本发明实施例提供的飞行器俯仰力矩曲线图; [0034] 图8为本发明实施例提供的飞行器偏航力矩曲线图。 具体实施方式[0035] 下面将结合本发明实施例中的附图,对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。 [0036] 本发明的目的是提供一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法,可以通过预设控制器性能,实现高速飞行器姿态稳定跟踪控制,同时能够在考虑故障恢复和性能最优的情况下实现容错控制分配。 [0037] 为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂,下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。 [0038] 图1为本发明实施例提供的基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法流程图,如图1所示,本发明提供了一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法,包括: [0039] 步骤100:根据高速飞行器的飞行信息构建高速飞行器姿态模型; [0040] 步骤200:获取第一待设计参数,并根据所述第一待设计参数设计预设性能函数,并基于所述预设性能函数建立转换误差系统模型; [0041] 步骤300:针对所述转换误差系统模型采用反步法设计外环控制器和内环控制器,并为补偿干扰设计自适应更新律,并通过外环控制器和内环控制器获得高速飞行器姿态控制力矩指令; [0042] 步骤400:基于二次规划方法,根据所述高速飞行器姿态控制力矩指令和故障信息设计容错控制分配器,并对所述容错控制分配器的优化目标函数进行优化求解,得到获得高速飞行器的执行器控制指令。 [0043] 参见图2,本发明提供一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错控制分配方法,包括以下步骤: [0044] S1、建立高速飞行器姿态模型为: [0045] (1) [0046] 式中, 为飞行器姿态角向量, 、 和 分别表示飞行器的攻角、侧滑角和倾斜角, 为飞行器姿态角速度向量, 、和 分别表示飞行器的滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率, 为飞行器惯量矩阵, 为飞行器所受三轴控制力矩, 为飞行器所受外部干扰力矩。矩阵 和 分别为: [0047] (2) [0048] (3) [0049] S2、设计预设性能函数为: (4) [0050] 其中, 、 与 的表达式为: [0051] (5) [0052] 其中,参数 表示初始误差界限,参数 表示性能函数变化初始方向,参数表示性能函数稳态收敛值,参数 表示最长收敛时间。 [0053] S3、定义飞行器姿态角跟踪误差为 ,根据S1中建立的高速飞行器姿态模型可以得到其导数为: [0054] (6) [0055] 其中, , , 为飞行器所受综合干扰,其中综合干扰满足 ,其中 为未知有界正常数。 [0056] 基于S2中设计的预设性能函数,考虑如下转换误差: [0057] (7) [0058] 其中, , 、为性能函数待设计参数,分别表示上下限系数。对转换误差求导可以得到: [0059] (8) [0060] 式中: [0061] (9) [0062] 建立转换误差系统模型为: [0063] (10) [0064] 其中, 为向量 形成的对角矩阵。 [0065] S4、针对S2中建立的转换误差系统模型采用反步法设计外环控制器,具体步骤如下: [0066] 首先定义 ,对 求导可得: [0067] (11) [0068] 设计Lyapunov函数为: [0069] (12) [0070] 对函数关于时间求导可得: [0071] (13) [0072] 为使 ,设计: [0073] (14) [0074] 即可设计外环控制器为: [0075] (15) [0076] 其中, 为待设计控制器参数。 [0077] S5、为实现S4中所设计的外环控制需进一步设计内环控制器使得 跟踪 ,具体步骤如下: [0078] 首先定义 ,对 求导可得: [0079] (16) [0080] 定义Lyapunov函数为: [0081] (17) [0082] 其中, ,导数为 , 为综合干扰上界估计。对Lyapunov函数关于时间求导可得: [0083] (18) [0084] 为使 ,设计内环控制器为: [0085] (19) [0086] 其中, 为控制器力矩指令, , 为待设计控制器参数。 [0087] 设计综合干扰上界估计的自适应更新律为: [0088] [0089] 其中, , , 均为待设计参数。 [0090] 即为通过控制器获得的高速飞行器姿态控制力矩指令。 [0091] S6.根据力矩控制指令 和故障信息基于二次规划方法设计容错控制分配器,所设计优化目标函数为: [0092] [0093] 其中, 为执行器状态向量, , 和分别为第 个执行器的输出最值, 为执行器数量, 为力矩分配函数, 为执行器失效系数矩阵, 表示第 个执行器的失效程度, 为表 示权值系数, 和 为待设计的正定矩阵。 [0094] 通过求解上述优化问题,最终可以得到高速飞行器执行器控制指令 。 [0095] 以下通过Matlab/Simulink进行仿真来说明本发明所述的一种基于预定性能的高速飞行器控制及容错分配方法的具体计算过程。 [0096] 仿真参数设置如下: [0097] 高速飞行器具体参数为:惯量矩阵为: [0098] (20) [0099] 参考面积 ,翼展 ,机翼弦长 ,执行器个数为8,各执行器作动范围为: [0100] (21) [0102] (22) [0103] 仿真过程参数为:仿真总时长为6s,仿真步长为0.005s,飞行器飞行高度为64km,飞行器速度为7333.8m/s。 [0104] 预定性能控制器参数为: , , , , ,, , , , , 。 [0105] 容错控制分配器参数为: , , 。 [0106] 故障设置:执行器1发生失效系数为0.8的故障。 [0107] 为了防止综合干扰上界估计值过高导致控制作用过大,采用如下自适应更新律: [0108] (23) [0109] 在上述设置下,仿真结果如图3 图8所示。图3为飞行器姿态角跟踪曲线,结果表明~姿态角能够在短时间内快速准确收敛,且姿态角跟踪误差小于 度。图4为跟踪误差曲线,结果表明姿态角误差始终能够保持在预设性能边界内。图5为执行器1的输出曲线,可以看出实际值与指令值之间有明显的误差,这表明执行器1出现了失效故障。图6 图8为飞行~ 器所受三轴力矩曲线,从图中可以看到,所设计控制分配器的分配指令能够使得实际三轴力矩快速准确地跟踪上指令力矩。上述结果表明所设计控制器及容错分配器能够使得飞行器姿态稳定跟踪指令,且在故障下能够实现容错恢复。 [0111] 本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述,以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想;同时,对于本领域的一般技术人员,依据本发明的思想,在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述,本说明书内容不应理解为对本发明的限制。 |