CN104765312B - 飞行器可重构控制系统实现方法 - Google Patents

Abstract

一种飞行器可重构控制系统实现方法，该系统包括：控制器模块、力矩控制分配模块、舵面重构分配器、矢量推力重构控制器、两个故障识别单元和状态测量单元，本发明采用加权广义逆方法设计的可重构控制系统，当执行机构发生故障时，不需改变控制律，只通过改变操纵效率加权矩阵的权值，就可实现控制系统的快速可重构，通过引入间接控制量，操纵矩阵的逆与执行机构的状态无关，可以离线计算，减少控制器的计算量。

Description

飞行器可重构控制系统实现方法

技术领域

本发明涉及的是一种飞行器控制领域的技术，具体是一种多桨和多舵面组合飞行器的可重构控制系统实现方法。

背景技术

现有技术中飞行器控制系统重构方法有两种方式：一种利用硬件(多传感器和多作动器备份)方法实现，这种方法已经应用于当前飞行器控制系统中，但该方法给系统带来重量和成本的增加；另外一种是通过一定的容错算法实现的，是充分利用故障信息对故障下系统建模，利用飞行器气动和结构上的冗余，按照一定的算法进行控制方法或控制律调整，使得系统飞行器稳定，并且满足故障下系统性能要求，该方法易于实现，不提高硬件成本，因此得到广泛应用。

经过对现有技术的检索，中国文献专利号CN101321667B公开(公告)日2013.06.05，公开了一种飞行器控制系统，针对客机上的阵风和/或结构载荷的重构方法。该方法在控制系统中加入非线性观测器，把操纵输入和控制器输出作为观测器的输入，通过在观测器中集成一定的算法，使得观测器输出为阵风和载荷结构，从而实现对阵风和载荷的重构。但该重构方法引入了观测器，增加了设备占用的空间和设备的费用；利用测量误差来驱动观测器模型，改变了系统原有的控制规律，容易造成系统不稳定。

邱岳恒，赵鹏轩等在“基于ABC广义逆优化算法的重构控制研究”([J],测控技术,2014,33(8).)中公开了基于广义控制分配法的基本原理，并采用人工蜂群算法对加权矩阵参数寻优以提高分配效率，然后对三种典型故障推导出对应的重构分配器，最后通过仿真验证了方法的可行性，该方案采用的智能算法具有计算量较大，不容易收敛，受初始值影响等问题，在实际工程应用有很大的局限性。

闫骁娟，陈丽在“平流层演示验证飞行器可重构控制系统设计”([J],测控技术，2012,31(8).)是一种基于广义逆的可重构的控制系统设计，是基于本研究组成员前期工作发表的，文中初步考虑十型尾翼和两个矢量螺旋桨，并进行纵向和横向解耦的控制器设计。但该技术针对解耦的控制系统进行，难以实现飞行器的通用可重构控制器设计。

发明内容

针对上述现有技术的缺陷和不足，本发明提出一种飞行器可重构控制系统实现方法，充分利用多执行机构的优势，不进行控制器的解耦，直接进行全状态控制器设计，通过建立执行机构故障类型与操纵效率加权矩阵取值对照表，采用加权伪逆法解决多螺旋桨与气动舵面组合飞行器的非线性操纵的控制分配与可重构问题，本发明能够应用于多矢量螺旋桨与气动舵面组合飞行器，在执行机构发生故障时，不需改变控制律，只通过改变操纵效率加权矩阵的权值，就可实现控制系统的快速可重构。本发明适用于多矢量螺旋桨和多舵面组合飞行器；且多螺旋桨之间、多舵面之间也存在控制分配环节。

本发明具体通过以下技术方案实现：

本发明涉及一种飞行器可重构控制系统，包括：控制器模块、力矩控制分配模块、舵面重构分配器、矢量推力重构控制器、两个故障识别单元和状态测量单元，其中：控制器模块根据跟踪输出误差输出总的控制力和力矩至力矩控制分配模块，力矩控制分配模块进行舵面和矢量推力的力和力矩分配，两个故障识别单元分别根据飞行器的螺旋桨和舵面的故障数据设定故障权值系数，并分别输出至舵面重构分配器和矢量推力重构控制器以实现可重构控制分配，得到实际控制量并输出至飞行器，状态测量单元对飞行器的当前位置和状态检测并反馈实现闭环控制。

所述的控制器模块通过常规的PID(比例‐积分‐微分控制器)控制器实现，该控制器模块通过调节其中的P、I、D(比例‐积分‐微分)三个参数，实现对飞行器位置和姿态的基本控制，其输入为目标跟踪轨迹和当前状态反馈值，输出为六维控制力和力矩F_T。

所述的故障识别单元判断的故障包括但不限于：舵面卡死在零位；螺旋桨i正常出力；螺旋桨i损坏不出力；螺旋桨i转角卡死，推力正常；螺旋桨i转角正常，推力效率降低；螺旋桨i转角卡死，推力效率降低。

技术效果

与现有技术相比，本发明采用加权广义逆方法设计的可重构控制系统，当执行机构发生故障时，不需改变控制律，只通过改变操纵效率加权矩阵的权值，就可实现控制系统的快速可重构。通过引入间接控制量，操纵矩阵的逆与执行机构的状态无关，可以离线计算，减少控制器的计算量。本发明能够首先在舵面和矢量推力之间进行分配，然后充分利用好的执行机构后，如果控制能力不够再在故障的执行机构中分配，仿真实验结果也表明，本发明设计的可重构系统实现简单、计算量小，对多种故障有较强的鲁棒性，能够实现若干故障下的系统可重构，显著增强系统的容错飞行能力。

附图说明

图1为实施例1中飞行器螺旋桨和尾翼配置图。

图2为实施例1中三个舵面之间的示意图；

图中：舵面δ₀用于方向舵，δ₁和δ₂用于升降舵面或者用于方向舵面。

图3为实施例1中矢量推力分解示意图。

图4为本发明的总体结构示意图。

图5为矢量推力可重构模块原理图。

图6为实施例中一个舵面卡死，而多种矢量推力故障的控制系统仿真示意图；

图中：(a)为轨迹和姿态角时间历程；(b)为推力时间历程，(c)为矢量转角时间历程，(d)为舵偏角时间历程。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

实施例1

如图1所示，本实施例针对的是多矢量推力和多舵面组合飞行器，其多舵面是指飞行器的舵面可以实现基本的俯仰和偏航和滚转功能，具体为带有六个螺旋桨和气动舵面的飞行器，1～6及其位置分别代表飞行器螺旋桨的布置情况，尾部Y型气动舵面布置情况。

本实施实例螺旋桨安装部位如下表所示，其中：原点为飞行器的体积中心

	x(m)	y(m)	z(m)
				螺旋桨1	27.0834	‐12.01	5.329
螺旋桨2	‐4.9166	‐13.095	5.964
				螺旋桨3	‐20.9166	‐12.01	5.329
螺旋桨4	27.0834	12.01	5.329
				螺旋桨5	‐4.9166	13.095	5.964
螺旋桨6	‐20.9166	12.01	5.329

如图2所示，此例中飞行器的三个舵面的角度δ₀、δ₁和δ₂可以如下分解，实现副翼δ_a、升降舵δ_e和方向舵δ_r功能，且满足：其中：三个舵面的角度，即δ₀用于方向舵，δ₁和δ₂分别用于升降舵面和方向舵面，但不能同时用于方向舵面和升降舵面。用于方向舵面时，会有副翼的滚转作用。

对应上述分解，舵面的可重构控制律为：其中：三个舵面的舵偏角的加权系数向量为：W_δ＝[w_δ0 w_δ1 w_δ2]，分别作用于每个舵偏角，其值为1代表多偏角正常，为0代表舵偏角卡死在某角度。

如图3所示，多矢量推力指该飞行器配置两个及两个以上推力螺旋桨，且推力的方向可以改变，为矢量螺旋桨推力，每一个矢量螺旋桨在机体坐标系下分解为沿x轴和z轴两个分力，具体为：其中：f_i为第i个矢量推力大小，μ_i为第i个矢量推力的矢量转角大小，f_Hi和f_Vi分别为该矢量推力的两个水平分量。

减少控制器的计算量，所述的多矢量推力组合成六维的控制力和力矩表达式为：F_T＝P·F_THV，其中：F_T＝[X Y Z L M N]^T，其中：X、Y、Z分别为三轴控制力，L、M、N分别为三轴控制力矩。

间接控制量F_THV＝[f_H1,f_H2,f_H3,f_H4,f_H5,f_H6,f_V1,f_V2,f_V3,f_V4,f_V5,f_V6]^T，其中f_H1～f_H6为第1至第6个矢量推力在X轴的分量，f_V1～f_V6为第1至第6个矢量推力在Z轴的分量。

P矩阵代表矢量推力安装位置的矩阵，也称间接操纵矩阵：

其中：x_i、y_i、z_i分别为第i个螺旋桨在机体坐标系下的安装位置。

所述的间接操纵矩阵P只和执行机构的安装位置有关系，因此给定的动力配置条件下，该矩阵为常值矩阵，其逆可以离线计算。

控制力和力矩与加权的间接控制量的关系为：F_T＝WP·F_THV，其中：W为权值矩阵；当控制器模块计算出F_T时，通过控制分配模块得到舵面和矢量推力所需承担的控制力和力矩的大小。

对应上述关系，矢量推力的可重构控制律为：F_THV＝(PW)^-1F_T。

然后通过矢量推力分解的逆运算，计算单个推力的大小T_i和方向δ_c。

所述的矢量推力分解的逆运算是指：

所述控制分配模块是指：其中：V为飞行速度，V₀为最佳飞行速度，V₁为第一临界速度，V₂为第二临界速度，w₁,w₂分别为舵面和螺旋桨所分担的力和力矩的权值。

本实施例的具体步骤如下：

步骤1)分别通过惯性导航传感器采集飞行器姿态数据、通过全球定位系统采集飞行器的位置和速度数据，并将采集到的信息输出至飞行器；

步骤2)舵偏角传感器和螺旋桨转速和矢量转角传感器分别采集舵偏角和推力的状态信息，并输出至故障识别单元，进行加权矩阵的权值系数设定；

所述的飞行器状态信息包括：飞行器的位置和姿态角。

所述的加权矩阵的权值系数设定的具体操作步骤包括：

2.1根据舵偏角测量数据判断舵面卡死还是正常，若卡死则该舵面权值设为0，并将卡死的角度传给舵偏角重构分配模块。

2.2根据矢量推力的测量数据，判断矢量推力是卡死还是效率降低，并把相应的权值向量赋值。如果矢量偏角卡死，则把卡死的角度传给矢量推力重构模块。

步骤3)如图4所示，根据步骤1得到的飞行器当前状态和用户输入的目标状态，采用控制其模块计算得到控制力。

步骤4)将步骤3计算得到的控制力通过控制分配模块给舵面和螺旋桨，其中螺旋桨承担的力矩为F_T＝w₂×T_tall，舵面承担的力矩为F_D＝w₁×T_tall，w₁和w₂分别为气动舵面和螺旋桨所分担的力和力矩的权值。

步骤5)利用步骤2建立的执行机构故障类型与操纵效率加权矩阵取值对照表，解决飞行器非线性操纵的控制分配与重构问题，得到实际输出的舵偏角和矢量推力，具体步骤包括：

5.1采用舵面重构控制律得到实际的舵偏角输出量。

5.2采用矢量推力重构模块得到实际的矢量推力的大小和方向。

矢量推力重构模块实施如下，见图5：为了实现统一分配形式下的故障的诊断，采用三个对角加权矩阵，对角线元素对应于各矢量推力的状态，可根据矢量推力正常或故障状态设置不同的权值。对于正常的执行机构，转角和推力都是控制变量，采用如下算式计算控制力：F_THV＝(PW₁)^-1F_Tc。再由矢量推力分解的逆运算，得到实际的没有故障的推力输出值F_T'，如果正常执行机构能够满足飞行要求，则不需要有故障的执行机构参与控制；如果不能够满足飞行要求，即F_T'和F_Tc之间有误差为：ΔF_Tc，则ΔF_Tc需要在有故障的矢量推力间进行二次分配，即故障下可重构。有故障的矢量推力计算力表达式为：F_T＝PW_sSW₂ΔF_Tc，则可重构分配公式为：F_T”＝(PW_sSW₂)^-1ΔF_Tc。因此同样通过矢量推力分解的逆运算，作用于飞行器上，进行控制飞行。

所述的控制力中的参数W₁＝diag([w_f1w_f2w_f3w_f4w_f5w_f6w_f1w_f2w_f3w_f4w_f5w_f6])，

W₂＝diag([γ₁(1-w_f1)γ₂(1-w_f2)γ₃(1-w_f3)γ₄(1-w_f4)γ₅(1-w_f5)γ₆(1-w_f6)])，

W_s＝diag([w_μ1 w_μ2 w_μ3 w_μ4 w_μ5 w_μ6 w_μ1 w_μ2 w_μ3 w_μ4 w_μ5 w_μ6])，其中：w_fi代表执行机构推力的权值，w_μi代表执行机构转角的权值，_γi代表转角故障的执行机构推力的权值。转角正常则必须使用W₁，转角卡死必须用W_s，推力只有效率降低没有卡死的故障，所以只能限制最大值的改变。所以重构时只有转角故障一种矩阵形式。

螺旋桨故障对应的权值系数为：

其中：i代表1至6个螺旋桨。

步骤6)将步骤5得到的实际舵偏角输出和矢量推力输出结果作用于飞行器的控制上，采集飞行器的当前飞行状态数据和舵偏角输出和矢量推力的实际输出值，通过仿真数据输出值和实际故障情况对比，验证结果的正确性。

对示例系统进行仿真，给出一个舵面卡死、多种矢量推力故障的仿真结果，这里部分螺旋浆发生故障时，但保证左右两侧各有螺旋桨能够工作，使系统有偏航的能力：可以看到在第四种推力故障条件下，矢量推力没有左偏航能力，这时方向舵偏转实现补偿，三个螺旋桨卡死能否实现同样的运动轨迹和卡死的位置有关。

将系统应用于多螺旋桨飞行器上，通过采集实际飞行实验数据，分析位置跟踪和控制器输出结果，该方法能有效的解决执行机构故障，并在故障条件下完成期望的飞行轨迹。

Claims (3)

1.一种飞行器可重构控制系统实现方法，其特征在于，该飞行器可重构控制系统包括：控制器模块、力矩控制分配模块、舵面重构分配器、矢量推力重构控制器、两个故障识别单元和状态测量单元，其中：控制器模块根据跟踪输出误差输出总的控制力和力矩至力矩控制分配模块，力矩控制分配模块进行舵面和矢量推力的力和力矩分配，两个故障识别单元分别根据飞行器的螺旋桨和舵面的故障数据设定故障权值系数，并分别输出至舵面重构分配器和矢量推力重构控制器以实现重构控制分配，得到实际控制量并输出至飞行器，状态测量单元对飞行器的当前位置和状态检测并反馈实现闭环控制；

所述的实现方法具体包括以下步骤：

步骤1)分别通过惯性导航传感器采集飞行器姿态数据、通过全球定位系统采集飞行器的位置和速度数据，并将采集到的信息输出至飞行器；

步骤2)舵偏角传感器和螺旋桨转速和矢量转角传感器分别采集舵偏角和推力的状态信息，并输出至故障识别单元，进行加权矩阵的权值系数设定；

步骤3)根据步骤1得到的飞行器当前状态和用户输入的目标状态，采用控制器模块计算得到控制力；

步骤4)将步骤3计算得到的控制力通过控制分配模块给舵面和螺旋桨，其中螺旋桨承担的力为F_T＝w₂×T_tall，舵面承担的力为F_D＝w₁×T_tall，w₁和w₂分别为气动舵面和螺旋桨所分担的力和力矩的权值；

步骤5)利用步骤2建立的执行机构故障类型与操纵效率加权矩阵取值对照表，解决飞行器非线性操纵的控制分配与重构问题，得到实际输出的舵偏角和矢量推力，具体包括：

5.1采用舵面重构控制律得到实际的舵偏角输出量；

5.2采用矢量推力重构模块得到实际的矢量推力的大小和方向，具体为：采用三个对角加权矩阵，对角线元素对应于各矢量推力的状态，对于正常的执行机构，转角和推力都是控制变量，即控制力：其中：P矩阵代表矢量推力安装位置的矩阵，也称间接操纵矩阵；再由矢量推力分解的逆运算，得到实际的没有故障的推力输出值F′_T，当正常执行机构能够满足飞行要求，则不需要有故障的执行机构参与控制；当不能够满足飞行要求，即F′_T和F_Tc之间有误差ΔF_Tc，则ΔF_Tc需要在有故障的矢量推力间进行二次分配，即故障下可重构，其矢量推力计算力表达式为：F_T＝PW_sSW₂ΔF_Tc，则可重构分配公式为：同样通过矢量推力分解的逆运算作用于飞行器上，进行控制飞行；

步骤6)将步骤5得到的实际舵偏角输出和矢量推力输出结果作用于飞行器的控制上，采集飞行器的当前飞行状态数据、舵偏角和矢量推力的实际输出值，通过仿真数据输出值和实际故障情况对比，验证结果的正确性；

所述的控制力中的参数为：

W₁＝diag([w_f1 w_f2 w_f3 w_f4 w_f5 w_f6 w_f1 w_f2 w_f3 w_f4 w_f5 w_f6])，

W₂＝diag([γ₁(1-w_f1)γ₂(1-w_f2)γ₃(1-w_f3)γ₄(1-w_f4)γ₅(1-w_f5)γ₆(1-w_f6)])，

W_s＝diag([w_μ1 w_μ2 w_μ3 w_μ4 w_μ5 w_μ6 w_μ1 w_μ2 w_μ3 w_μ4 w_μ5 w_μ6])，其中：w_fi代表第i个执行机构推力的权值，w_μi代表第i个执行机构转角的权值，γ_i代表第i个转角故障的执行机构推力的权值。

2.根据权利要求1所述的实现方法，其特征是，所述的加权矩阵的权值系数设定的具体操作步骤包括：

2.1根据舵偏角测量数据判断舵面卡死还是正常，若卡死则该舵面权值设为0，并将卡死的角度传给舵偏角重构分配模块；

2.2根据矢量推力的测量数据，判断矢量推力是卡死还是效率降低，并把相应的权值向量赋值，如果矢量偏角卡死，则把卡死的角度传给矢量推力重构模块。

3.根据权利要求1所述的实现方法，其特征是，螺旋桨故障的权值，即所述转角故障的执行机构推力的权值为：