CN104898682B - 一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法 - Google Patents

一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，首先，采用Backstepping方法设计控制器，得到期望控制力矩；然后，在考虑舵面发生部分失效故障和卡死故障的情况下，将期望控制力矩分配到执行机构上，以气动舵面作为第一执行机构，RCS作为第二执行机构；当气动舵面提供的控制力矩不足，才启动RCS。设计容错控制策略，使得闭环系统稳定，并且在仿真中得到了验证。

Description

一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法
技术领域
本发明属于自动控制技术领域，尤其涉及一种融合气动舵面和RCS的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法。
背景技术
与普通飞行器相比，高超声速飞行器高阶非线性、强耦合、不确定等独有的特点以及外界飞行环境的复杂多变给控制器的设计带来了挑战。再入段控制的目的是设计姿态控制策略，使得姿态角能够跟踪参考指令，并且保证整个飞行器控制系统稳定。
高超声速飞行器再入初期，由于空气稀薄动压小、气动舵面效率低，需要使用反作用控制系统(reaction control system，RCS)控制姿态。RCS由多个喷管推力器构成，利用横向喷流的反推力控制姿态。与连续气动舵面不同，RCS推力器是开关型的执行机构，只能提供常值离散力矩，采用一种混合整型线性规划的方法可以有效地解决离散控制量在连续系统中的设计问题。根据高超声速飞行器再入初期的特点，通常需要反作用控制系统(RCS)来协助气动舵面完成姿态控制。将气动舵面看作首要执行机构，将期望的力矩在气动舵面之间进行控制分配。如果气动舵面不能达到期望力矩，则开启RCS。由RCS来提供气动舵面不能提供的这部分力矩。
高超声速飞行器飞行环境的特点或者传感器、执行器以及飞行器结构的老化容易导致故障的发生。因此，对于飞行器的控制系统而言，提高系统的稳定性和可靠性是至关重要的。一旦故障发生，往往会造成经济上的损失甚至带来灾难性的后果。当故障发生时，需要采取更为有效的控制策略保证故障后的系统仍旧可以安全飞行，避免事故的发生。因此，如何提高飞行器的可靠性，使得飞行器在故障情况下保持安全飞行，已经成为目前控制研究领域的一个重要问题。而容错控制作为一种处理故障影响的有效的控制手段，已经成为控制领域学者研究的一个热点。
发明内容
本发明的目的在于提供一种应用方便简单，且能基于气动舵面和RCS融合控制技术实现高超声速飞行器再入姿态容错控制方法。
为达到上述目的，本发明的一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，采用Backstepping设计的控制器来得到期望控制力矩：
其中，τ为期望控制力矩τdes，h1(x1)＝R(·)，h2(x2)＝-J-1ΩJω，h3＝J-1，z1＝x1-Ωd，z2＝x2-x2d，虚拟控制变量Ωd为参考姿态角指令；
当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面上：
1)当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为
其中，相应的目标函数为：
其中，约束条件为：δmin≤δc≤δmax；
2)当第j个舵面卡死在某一位置气动舵面提供的力矩为：
其中，δr∈R7×1为剩余健康舵面，Φr∈R3×7为剩余健康舵面对应的控制分配矩阵，Φs∈R3×1为Φ(·)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：
其中，约束条件：δmin≤δr≤δmax；
如果气动舵面提供的力矩达不到期望力矩，则采用整型线性规划的控制分配方法将气动舵面欠缺的力矩分配到10个RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中τrcs＝τdes-τδ，设计目标函数如下：
满足如下约束条件：
其中，uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期望力矩为 为第i个轴上力矩误差的权重系数，ωk表示第k个RCS的权重系数。
优选地，针对故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：
其中，残差信号为当残差信号为0时，说明无故障发生；否则，故障发生。
优选地，针对部分失效故障的情况，设计观测器如下：
其中，是对部分失效因子ρi的估计，λ1i,λ2i为正常数，δci为执行器舵面偏转角指令的输入，δ1i为舵面实际输出；
针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下：
则定义
优选地，设计第i个舵面的部分失效因子的自适应律如下：
其中，c7>0，p12,p22为P中元素，P满足Q＝QT＞0。
优选地，为了识别不同类型的故障，定义性能指标如下：
其中，ε1,ε2,ε3,ε4＞0,λ＞0，比较I1i(t)和I2i(t)的大小，当I1i(t)较小时，则说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
本发明的有益效果：
本发明的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法使得气动舵面和RCS两个执行机构能够很好的融合控制，并且尽量多的使用气动舵面无动力控制；当舵面发生故障时，设计的估计失效因子的自适应律和容错控制策略很好的保证了系统的稳定，且所有控制变量和状态变量都是有界的。
附图说明
图1绘示本发明的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法于实施例中的原理方框图。
图2A绘示本发明中所有执行器正常工作时姿态角跟踪曲线图。
图2B绘示本发明中所有执行器正常工作时角速率响应曲线图。
图2C绘示本发明中所有执行器正常工作时气动舵面偏转角曲线图。
图2D绘示本发明中所有执行器正常工作时RCS提供的力矩数据图。
图3A绘示本发明中右内侧升降舵发生50％失效故障时姿态角跟踪曲线图。
图3B绘示本发明中右内侧升降舵发生50％失效故障时角速率响应曲线图。
图3C绘示本发明中右内侧升降舵发生50％失效故障时气动舵面偏转角曲线图。
图3D绘示本发明中右内侧升降舵发生50％失效故障时RCS提供的力矩数据图。
图4A绘示本发明中右侧机身襟翼在1s处发生卡死故障时姿态角跟踪曲线图。
图4B绘示本发明中右侧机身襟翼在1s处发生卡死故障时角速率响应曲线图。
图4C绘示本发明中右侧机身襟翼在1s处发生卡死故障时气动舵面偏转角曲线图。
图4D绘示本发明中右侧机身襟翼在1s处发生卡死故障时RCS提供的力矩数据图。
具体实施方式
为了便于本领域技术人员的理解，下面结合实施例与附图对本发明作进一步的说明，实施方式提及的内容并非对本发明的限定。
参照图1至图4D所示，本发明的一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，首先，采用Backstepping设计的控制器来得到期望控制力矩：
定义状态变量x1＝Ω，x2＝ω，选取再入姿态模型
y＝x1
其中，h1(x1)＝R(·)，h2(x2)＝-J-1ΞJω，h3＝J-1。
步骤1：定义z1＝x1-Ωd，则z1的微分：
其中，x2为虚拟控制量，选取Lyapunov函数导数为：
设计虚拟控制量使得
步骤2：定义z2＝x2-x2d，则z2的微分：
将τ看作系统的控制输入，选取Lyapunov函数导数为：
设计控制输入τ为：
带入上式，得到：
式中变量z1,z2有界，则状态量x1,x2也是有界，所以得到的控制力矩τ也是有界的。这里得到的控制力矩τ即为期望力矩τdes。
然后，将把控制力矩τdes分配到各个操纵舵面和RCS上：
(1)当舵面正常工作时：采用二次规划的方法把期望力矩τdes分配到各个气动舵面上；
气动舵面提供的力矩τδ＝Φ(·)δc，为了最大限度使用气动舵面，定义目标函数如下：
其中，0＜σ＜1，约束条件：δmin≤δc≤δmax，δmax和δmin分别为气动舵面允许偏转范围的上下界。
(2)当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面上：
首先，选取执行器二阶动态模型：
其中，λ1i,λ2i都是正系数，δ1i为执行器输出，即舵面偏转角度，δci表示执行器的偏转角指令输入。
考虑两种故障类型：
1)部分失效故障
其中，0≤ρi≤1，当ρi＝1时，表示舵面正常工作。
2)卡死故障
其中，σf为0或1，当σf＝0时，舵面发生卡死故障；当σf＝1时，舵面未发生故障。
针对故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：
其中，残差信号为当残差信号为0时，说明无故障发生；否则，故障发生。
针对执行器部分失效故障的情况，设计观测器如下：
其中，表示部分失效因子的估计值，选取Lyapunov函数其中，c7＞0，P满足Q＝QT＞0，求导得到：
使得上式负定，设计的自适应律为：
此时则变量和都是有界的。
针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下：
则定义
为了识别不同类型的故障，定义性能指标如下：
其中，ε1,ε2,ε3,ε4＞0,λ＞0，比较I1i(t)和I2i(t)的大小，当I1i(t)较小时，则说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
然后，设计容错控制分配方法：
1)当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为
其中，相应的目标函数为：
其中，约束条件为：δmin≤δc≤δmax；
2)当第j个舵面卡死在某一位置气动舵面提供的力矩为
其中，δr∈R7×1为剩余健康舵面，Φr∈R3×7为剩余健康舵面对应的控制分配矩阵，Φs∈R3×1为Φ(·)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：
其中，约束条件：δmin≤δr≤δmax。
然而，当气动舵面提供的力矩不能满足控制需要时，则需要启动RCS来协助完成姿态控制任务。采用整型线性规划的控制分配方法将气动舵面欠缺的力矩分配到10个RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中τrcs＝τdes-τδ，设计目标函数如下：
满足如下约束条件：
其中，uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期望力矩为 为第i个轴上力矩误差的权重系数，ωk表示第k个RCS的权重系数，约束条件表示，为了减少燃料的使用，RCS实际提供的力矩不能超过期望提供的力矩。
下面通过仿真验证本发明的有效性，仿真参数如下：
高超声速飞行器再入飞行初始条件为：[φ,β,α]＝[0.2rad,0.3rad,0.1rad]，[p,q,rω]＝[0rad/s,0rad/s,0rad/s]，姿态角指令Ωd＝[0.1rad,0rad,0.2rad]，期望控制力矩τdes设计过程中的参数：c5＝1，c6＝5；失效因子估计值的更新律中的学习参数：c7＝0.05，转动惯量矩阵J为：
式中，RCS提供的力矩矩阵Ψ为：
控制分配设计过程中的参数：σ＝0.005，ω1,…，ω10＝0.01。
仿真结果说明：
图2A为所有执行器正常工作时姿态角跟踪曲线图；图2B为所有执行器正常工作时角速率响应曲线图，可以看出有无RCS时的响应时间、跟踪性能和稳定性较好；图2C为所有执行器正常工作时气动舵面偏转角曲线图；图2D为所有执行器正常工作时RCS提供的力矩数据图，前期力矩需求大，气动舵面和RCS同时工作，逐步RCS退出控制，最终由气动舵面单独控制也能满足跟踪要求。
图3A为右内侧升降舵发生50％失效故障时姿态角跟踪曲线图；图3B为右内侧升降舵发生50％失效故障时角速率响应曲线图；图3C为右内侧升降舵发生50％失效故障时气动舵面偏转角曲线图，可以看出故障舵面的偏转范围变为正常情况下的一半；图3D为右内侧升降舵发生50％失效故障时RCS提供的力矩数据图。
图4A为右侧机身襟翼在1s处发生卡死故障时姿态角跟踪曲线图；图4B为右侧机身襟翼在1s处发生卡死故障时角速率响应曲线图；图4C为右侧机身襟翼在1s处发生卡死故障时气动舵面偏转角曲线图；图4D为右侧机身襟翼在1s处发生卡死故障时RCS提供的力矩数据图。
本发明具体应用途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，采用Backstepping设计的控制器来得到期望控制力矩：
定义状态变量x1＝Ω，x2＝ω，选取再入姿态模型
<mrow> <msub> <mover> <mi>x</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mn>1</mn> </msub> <mo>=</mo> <msub> <mi>h</mi> <mn>1</mn> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>x</mi> <mn>1</mn> </msub> <mo>)</mo> </mrow> <msub> <mi>x</mi> <mn>2</mn> </msub> </mrow>
<mrow> <msub> <mover> <mi>x</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mn>2</mn> </msub> <mo>=</mo> <msub> <mi>h</mi> <mn>2</mn> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>x</mi> <mn>2</mn> </msub> <mo>)</mo> </mrow> <mo>+</mo> <msub> <mi>h</mi> <mn>3</mn> </msub> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mi>&amp;tau;</mi> </mrow>
y＝x1
其中，h1(x1)＝R(·)，h2(x2)＝-J-1ΞJω，h3＝J-1，J为转动惯量矩阵，τ为控制输入；定义z1＝x1-Ωd，z2＝x2-x2d，Ωd为参考姿态角指令，虚拟控制变量设计控制输入τ为：这里得到的控制力矩τ即为期望力矩τdes；
当舵面发生故障时，设计容错控制分配算法将期望力矩分配到各个气动舵面上：
1)当气动舵面发生部分失效故障时，气动舵面提供力矩为：
<mrow> <msub> <mi>&amp;tau;</mi> <mi>&amp;delta;</mi> </msub> <mo>=</mo> <mi>&amp;Phi;</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>)</mo> </mrow> <mover> <mi>&amp;rho;</mi> <mo>^</mo> </mover> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>c</mi> </msub> </mrow>
其中， 为部分失效因子的估计值，相应的目标函数为：
<mrow> <msub> <mi>min</mi> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>c</mi> </msub> </msub> <mi>J</mi> <mo>=</mo> <mfrac> <mn>1</mn> <mn>2</mn> </mfrac> <mo>&amp;lsqb;</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>1</mn> <mo>-</mo> <mi>&amp;sigma;</mi> <mo>)</mo> </mrow> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>&amp;tau;</mi> <mrow> <mi>d</mi> <mi>e</mi> <mi>s</mi> </mrow> </msub> <mo>-</mo> <mi>&amp;Phi;</mi> <mo>(</mo> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>)</mo> <mover> <mi>&amp;rho;</mi> <mo>^</mo> </mover> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>c</mi> </msub> <mo>)</mo> </mrow> <mi>T</mi> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>&amp;tau;</mi> <mrow> <mi>d</mi> <mi>e</mi> <mi>s</mi> </mrow> </msub> <mo>-</mo> <mi>&amp;Phi;</mi> <mo>(</mo> <mo>&amp;CenterDot;</mo> <mo>)</mo> <mover> <mi>&amp;rho;</mi> <mo>^</mo> </mover> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>c</mi> </msub> <mo>)</mo> </mrow> <mo>+</mo> <msubsup> <mi>&amp;sigma;&amp;delta;</mi> <mi>c</mi> <mi>T</mi> </msubsup> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>c</mi> </msub> <mo>&amp;rsqb;</mo> </mrow>
其中，0＜σ＜1，约束条件为：δmin≤δc≤δmax，δmin为气动舵面允许偏转范围的下界，δc为气动舵面偏转角指令，δmax为气动舵面允许偏转范围的上界；
2)当第j个舵面卡死在某一位置气动舵面提供的力矩为：
<mrow> <msub> <mi>&amp;tau;</mi> <mi>&amp;delta;</mi> </msub> <mo>=</mo> <msub> <mi>&amp;Phi;</mi> <mi>r</mi> </msub> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>r</mi> </msub> <mo>+</mo> <msub> <mi>&amp;Phi;</mi> <mi>s</mi> </msub> <msub> <mover> <mi>&amp;delta;</mi> <mo>&amp;OverBar;</mo> </mover> <mi>j</mi> </msub> </mrow>
其中，δr∈R7×1为剩余健康舵面，Φr∈R3×7为剩余健康舵面对应的控制分配矩阵，Φs∈R3×1为Φ(·)中与卡死舵面相对应的列，则目标函数为：
<mrow> <msub> <mi>min</mi> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>r</mi> </msub> </msub> <mi>J</mi> <mo>=</mo> <mfrac> <mn>1</mn> <mn>2</mn> </mfrac> <mo>&amp;lsqb;</mo> <mrow> <mo>(</mo> <mn>1</mn> <mo>-</mo> <mi>&amp;sigma;</mi> <mo>)</mo> </mrow> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>&amp;tau;</mi> <mrow> <mi>d</mi> <mi>e</mi> <mi>s</mi> </mrow> </msub> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;Phi;</mi> <mi>r</mi> </msub> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>r</mi> </msub> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;Phi;</mi> <mi>s</mi> </msub> <msub> <mover> <mi>&amp;delta;</mi> <mo>&amp;OverBar;</mo> </mover> <mi>j</mi> </msub> <mo>)</mo> </mrow> <mi>T</mi> </msup> <mrow> <mo>(</mo> <msub> <mi>&amp;tau;</mi> <mrow> <mi>d</mi> <mi>e</mi> <mi>s</mi> </mrow> </msub> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;Phi;</mi> <mi>r</mi> </msub> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>r</mi> </msub> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;Phi;</mi> <mi>s</mi> </msub> <msub> <mover> <mi>&amp;delta;</mi> <mo>&amp;OverBar;</mo> </mover> <mi>j</mi> </msub> <mo>)</mo> </mrow> <mo>+</mo> <msubsup> <mi>&amp;sigma;&amp;delta;</mi> <mi>r</mi> <mi>T</mi> </msubsup> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>r</mi> </msub> <mo>&amp;rsqb;</mo> </mrow>
其中，0＜σ＜1，约束条件：δmin≤δr≤δmax；
如果气动舵面提供的力矩达不到期望力矩，则采用整型线性规划的控制分配方法将气动舵面欠缺的力矩分配到10个RCS，求出RCS喷管逻辑0-1，其中τrcs＝τdes-τδ，设计目标函数如下：
<mrow> <munder> <mi>min</mi> <msub> <mi>u</mi> <mrow> <mi>r</mi> <mi>c</mi> <mi>s</mi> </mrow> </msub> </munder> <munderover> <mo>&amp;Sigma;</mo> <mrow> <mi>i</mi> <mo>=</mo> <mn>1</mn> </mrow> <mn>3</mn> </munderover> <mrow> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mrow> <msub> <mi>axis</mi> <mi>i</mi> </msub> </mrow> </msub> <mo>|</mo> <msub> <mi>&amp;tau;</mi> <mrow> <msub> <mi>rcs</mi> <mi>i</mi> </msub> </mrow> </msub> <mo>-</mo> <munderover> <mo>&amp;Sigma;</mo> <mrow> <mi>k</mi> <mo>=</mo> <mn>1</mn> </mrow> <mn>10</mn> </munderover> <msub> <mi>&amp;Psi;</mi> <mrow> <mi>i</mi> <mo>,</mo> <mi>k</mi> </mrow> </msub> <msub> <mi>u</mi> <mi>k</mi> </msub> <mo>|</mo> </mrow> <mo>+</mo> <munderover> <mo>&amp;Sigma;</mo> <mrow> <mi>k</mi> <mo>=</mo> <mn>1</mn> </mrow> <mn>10</mn> </munderover> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>k</mi> </msub> <msub> <mi>u</mi> <mi>k</mi> </msub> </mrow>
满足如下约束条件：
<mrow> <mn>0</mn> <mo>&amp;le;</mo> <munderover> <mo>&amp;Sigma;</mo> <mrow> <mi>k</mi> <mo>=</mo> <mn>1</mn> </mrow> <mn>10</mn> </munderover> <msub> <mi>&amp;Psi;</mi> <mrow> <mi>i</mi> <mo>,</mo> <mi>k</mi> </mrow> </msub> <msub> <mi>u</mi> <mi>k</mi> </msub> <mo>&amp;le;</mo> <msub> <mi>&amp;tau;</mi> <mrow> <msub> <mi>rcs</mi> <mi>i</mi> </msub> </mrow> </msub> <mo>,</mo> <mo>&amp;ForAll;</mo> <msub> <mi>&amp;tau;</mi> <mrow> <msub> <mi>rcs</mi> <mi>i</mi> </msub> </mrow> </msub> <mo>&amp;GreaterEqual;</mo> <mn>0</mn> </mrow>
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其中，uk取值0或1，0表示RCS关闭，1表示RCS开启，RCS第i个轴上提供的期望力矩为τrcsi，ωaxisi为第i个轴上力矩误差的权重系数，ωk表示第k个RCS的权重系数，Ψi,k为表示第k个RCS于第i个轴上提供的力矩大小。
2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，针对故障后的执行器动态，设计一个虚拟执行器如下：
<mrow> <msubsup> <mi>W</mi> <mrow> <mi>a</mi> <mi>i</mi> </mrow> <mi>v</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>s</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <mfrac> <msubsup> <mi>&amp;delta;</mi> <mi>i</mi> <mi>v</mi> </msubsup> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mrow> <mi>c</mi> <mi>i</mi> </mrow> </msub> </mfrac> <mo>=</mo> <mfrac> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <mrow> <msup> <mi>s</mi> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>2</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <mi>s</mi> <mo>+</mo> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> </mrow> </mfrac> <mo>,</mo> <mi>i</mi> <mo>=</mo> <mn>1</mn> <mo>,</mo> <mn>2</mn> <mo>,</mo> <mo>...</mo> <mn>8</mn> </mrow>
其中，残差信号为λ1i,λ2i都是正系数，δ1i为执行器输出，即舵面偏转角度，δci表示执行器的偏转角指令输入；当残差信号为0时，说明无故障发生；否则，故障发生。
3.根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，针对部分失效故障的情况，设计观测器如下：
<mrow> <msubsup> <mover> <mi>&amp;delta;</mi> <mo>&amp;CenterDot;&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>p</mi> </msubsup> <mo>+</mo> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>2</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <msubsup> <mover> <mi>&amp;delta;</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>p</mi> </msubsup> <mo>+</mo> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <msubsup> <mi>&amp;delta;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>p</mi> </msubsup> <mo>=</mo> <msub> <mover> <mi>&amp;rho;</mi> <mo>^</mo> </mover> <mi>i</mi> </msub> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mrow> <mi>c</mi> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <mo>,</mo> <mi>i</mi> <mo>=</mo> <mn>1</mn> <mo>,</mo> <mn>2</mn> <mo>,</mo> <mo>...</mo> <mn>8</mn> </mrow>
其中，是对部分失效因子ρi的估计，λ1i,λ2i为正系数，δci为执行器的偏转角指令输入，δ1i为执行器输出；
针对执行器卡死故障的情况，设计观测器如下：
<mrow> <msubsup> <mover> <mi>&amp;delta;</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>s</mi> </msubsup> <mo>=</mo> <mn>0</mn> <mo>*</mo> <msubsup> <mi>&amp;delta;</mi> <mrow> <mn>2</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>s</mi> </msubsup> </mrow>
<mrow> <msubsup> <mover> <mi>&amp;delta;</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mrow> <mn>2</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>s</mi> </msubsup> <mo>=</mo> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <msubsup> <mi>&amp;delta;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>s</mi> </msubsup> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>2</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <msubsup> <mi>&amp;delta;</mi> <mrow> <mn>2</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>s</mi> </msubsup> <mo>+</mo> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mrow> <mi>c</mi> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <mo>,</mo> <mi>i</mi> <mo>=</mo> <mn>1</mn> <mo>,</mo> <mn>2</mn> <mo>...</mo> <mn>8</mn> </mrow>
则定义
4.根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，设计第i个舵面的部分失效因子的自适应律如下：
<mrow> <msub> <mover> <mover> <mi>&amp;rho;</mi> <mo>^</mo> </mover> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mi>i</mi> </msub> <mo>=</mo> <mo>-</mo> <msub> <mover> <mover> <mi>&amp;rho;</mi> <mo>~</mo> </mover> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mi>i</mi> </msub> <mo>=</mo> <mrow> <mo>(</mo> <msubsup> <mi>e</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>p</mi> </msubsup> <msub> <mi>p</mi> <mn>12</mn> </msub> <mo>+</mo> <msubsup> <mover> <mi>e</mi> <mo>&amp;CenterDot;</mo> </mover> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>p</mi> </msubsup> <msub> <mi>p</mi> <mn>22</mn> </msub> <mo>)</mo> </mrow> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <msub> <mi>&amp;delta;</mi> <mrow> <mi>c</mi> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <mo>/</mo> <msub> <mi>c</mi> <mn>7</mn> </msub> </mrow>
其中，c7>0，p12,p22为P中元素，P满足Q＝QT＞0，λ1i,λ2i为正系 数，δci为执行器的偏转角指令输入，δ1i为执行器输出， <mrow> <msub> <mi>A</mi> <mi>p</mi> </msub> <mo>=</mo> <mfenced open = "[" close = "]"> <mtable> <mtr> <mtd> <mn>0</mn> </mtd> <mtd> <mn>1</mn> </mtd> </mtr> <mtr> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> </mrow> </mtd> <mtd> <mrow> <mo>-</mo> <msub> <mi>&amp;lambda;</mi> <mrow> <mn>2</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> </mrow> </mtd> </mtr> </mtable> </mfenced> <mo>.</mo> </mrow>
5.根据权利要求1所述的高超声速飞行器再入姿态容错控制方法，其特征在于，为了识别不同类型的故障，定义性能指标如下：
<mrow> <msub> <mi>I</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <msub> <mi>&amp;epsiv;</mi> <mn>1</mn> </msub> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>e</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>p</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <msup> <mo>|</mo> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <msub> <mi>&amp;epsiv;</mi> <mn>2</mn> </msub> <msubsup> <mo>&amp;Integral;</mo> <msub> <mi>t</mi> <mn>0</mn> </msub> <mi>t</mi> </msubsup> <mi>exp</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mo>-</mo> <mi>&amp;lambda;</mi> <mo>(</mo> <mrow> <mi>&amp;tau;</mi> <mo>-</mo> <msub> <mi>t</mi> <mn>0</mn> </msub> </mrow> <mo>)</mo> <mo>)</mo> </mrow> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>e</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>p</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <msup> <mo>|</mo> <mn>2</mn> </msup> <mi>d</mi> <mi>&amp;tau;</mi> </mrow>
<mrow> <msub> <mi>I</mi> <mrow> <mn>2</mn> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <msub> <mi>&amp;epsiv;</mi> <mn>3</mn> </msub> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>e</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>s</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <msup> <mo>|</mo> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <msub> <mi>&amp;epsiv;</mi> <mn>4</mn> </msub> <msubsup> <mo>&amp;Integral;</mo> <msub> <mi>t</mi> <mn>0</mn> </msub> <mi>t</mi> </msubsup> <mi>exp</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mo>-</mo> <mi>&amp;lambda;</mi> <mo>(</mo> <mrow> <mi>&amp;tau;</mi> <mo>-</mo> <msub> <mi>t</mi> <mn>0</mn> </msub> </mrow> <mo>)</mo> <mo>)</mo> </mrow> <mo>|</mo> <msubsup> <mi>e</mi> <mrow> <mn>1</mn> <mi>i</mi> </mrow> <mi>s</mi> </msubsup> <mrow> <mo>(</mo> <mi>t</mi> <mo>)</mo> </mrow> <msup> <mo>|</mo> <mn>2</mn> </msup> <mi>d</mi> <mi>&amp;tau;</mi> </mrow>
其中，δ1i为执行器输出，ε1,ε2,ε3,ε4＞0,λ＞0，比较I1i(t)和I2i(t)的大小，当I1i(t)较小时，则说明发生的是部分失效故障；反之，则说明发生的是执行器卡死故障。
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