CN108490808A - 一种基于控制分配技术的飞行器重构设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于控制分配技术的飞行器重构设计方法，包括以下步骤：S1、离线设计FDI模块；S2、离线确定空气舵故障模式；S3、离线确定正常情况下指令分配算法；S4、离线确定空气舵故障情况下控制重构机制；S5、离线设计正常情况下各通道控制律；S6、进行飞行器六自由度仿真验证。相对于传统设计方法，这种方法可以使得飞行器空气舵执行机构发生故障时，在不改变弹上控制律的同时保证飞行器能够按照预定计划完成飞行试验任务，可以有效提高飞行器飞行的安全性、鲁棒性。该方法具有简单、实用、易于工程实现的优点，具有较好的应用推广价值。

Description

一种基于控制分配技术的飞行器重构设计方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器控制重构设计方法。

背景技术

在航空航天领域中，越来越多的飞行器由于多操纵面以及推力矢量技术的应用，具备了较多的气动控制余度，飞行器操纵面的控制方式和组合方式也不再唯一，这使得控制系统的设计难度和复杂性大大增加，但也给重构飞行控制带来了冗余性。控制分配应用于飞行控制系统中，可以将控制器的设计分为两个相对独立的部分，在飞行器执行机构作动器故障或操纵面损伤的情形下，首先通过故障信息检测与诊断(Failure Detection andIdentification,FDI)模块确定发生故障的操纵面，随后通过控制重分配实现重构，而无需调整控制律。因此，基于控制分配的重构控制对提高飞行器的安全性、鲁棒性有着重要意义。控制分配技术已被广泛应用于民用客机、先进飞行器、航天器等领域。

控制分配技术是实现冗余控制最优分配的有效方法，因此它可以很好的运用在多操纵面飞行器的控制系统中，尤其是故障重构控制系统。利用多操纵面飞行器的控制分配技术意义在于如下几个方面：

a)减小了传统飞行器中关键操纵面的关键性，可以充分利用操纵面之间的内在气动冗余，在故障发生时可以将控制指令重新分配，降低故障操纵面的使用率以提高系统的安全可靠性；

b)系统发生故障时可进行重构，基于模块化控制分配的重构过程不再需要重新调整复杂的控制律；

c)充分利用系统自身内在的气动冗余，可减少飞行器的硬件余度配置，而减少作动器硬件配置余度可以简化系统设计、减轻飞行器重量、降低设计成本等。

目前文献中对于飞行控制系统重构控制的研究主要是对飞行控制律直接进行重构，无法满足飞控系统对控制分配尤其是容错重构控制分配算法的实时性要求，因此在实际工程中很难真正得到有效应用。

发明内容

鉴于现有设计方法中存在的上述问题，本发明的主要目的在于提供一种基于控制分配技术的飞行器控制重构设计方法。

本发明的技术方案是这样的：

一种基于控制分配技术的飞行器重构设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

S1、离线设计FDI模块：FDI模块输入信号包括：各空气舵指令信号、各空气舵实际偏转信号以及各空气舵伺服系统的输出电流、电压等信号；FDI模块的输出为空气舵的故障模式，通过FDI模块能在线判断发生故障的空气舵编号；

S2、离线确定空气舵故障模式：对于具有四片空气舵的飞行器来说，故障模式总共有四种：分别是空气舵1故障、空气舵2故障、空气舵3故障和空气舵4故障；

S3、离线确定正常情况下指令分配算法：设计所有空气舵正常工作模式情况下的空气舵指令分配算法，如下式所示：

S4、离线确定空气舵故障情况下控制重构机制：离线设计各种故障模式下的控制指令分配算法；由步骤S2确定的各种故障模式下的空气舵控制指令分配算法如下：

空气舵1故障；

空气舵2故障；

空气舵3故障；

空气舵4故障；

S5、离线设计正常情况下各通道控制律：离线设计在所有空气舵正常工作情况下三通道姿态控制律，设计方法同传统单通道设计方法。

S6、进行飞行器六自由度仿真验证：开展六自由度仿真验证，建立飞行器包含质心运动学方程、质心动力学方程、姿态运动学方程、姿态动力学方程、控制方程等在内的六自由度弹道仿真模型。其中，关于控制律及空气舵分配指令算法为：控制律为步骤S5设计得到的控制律，正常情况下的空气舵指令分配算法按步骤S3确定的算法，故障情况下的空气舵指令分配算法按步骤S4确定的算法。

仿真过程中利用FDI模块在线识别空气舵的工作模式，若空气舵均处于正常工作模式，则空气舵控制指令分配按步骤S3进行；若其中一片空气舵处于故障工作模式，则根据故障模式相应地选择步骤S4进行控制指令分配。

本发明具有以下优点和有益效果：本发明所述的方法是针对一类采用空气舵执行机构控制的飞行器，提供了一种基于控制分配技术的飞行器控制重构设计方法，相对于传统设计方法，这种方法可以使得飞行器空气舵执行机构发生故障时，在不改变弹上控制律的同时保证飞行器能够按照预定计划完成飞行试验任务，可以有效提高飞行器飞行的安全性、鲁棒性。该方法具有简单、实用、易于工程实现的优点，具有较好的应用推广价值。

附图说明

图1为本发明实施例提供的基于控制分配技术的飞行器重构控制设计方法的流程图；

图2为飞行器飞行过程中的各通道等效舵偏角、4片空气舵各自舵偏角及脱靶量的仿真曲线示意图；

图3为四片空气舵舵偏角随时间变化曲线示意图；

图4为俯仰、偏航和滚转三通道等效舵偏角随时间变化曲线示意图；

图5为脱靶量随时间变化曲线示意图；

图6为四片空气舵舵偏角随时间变化曲线示意图(无重构算法情况)；

图7为俯仰、偏航和滚转三通道等效舵偏角随时间变化曲线示意图(无重构算法情况)；

图8为飞行器四片空气舵的示意图；

图9为重构控制系统结构示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。

下面将参照附图和具体实施例对本发明作进一步的说明。

假设飞行器为尾部带有4片空气舵，需要对移动目标进行拦截，飞行过程中其中有1片空气舵发生故障无法正常工作了。参考图1所示，本发明实施方式提供的一种基于控制分配技术的重构控制工程方法，包括以下步骤：

(1)离线设计FDI模块

FDI模块输入信号包括：各空气舵指令信号、各空气舵实际偏转信号以及各空气舵伺服系统的输出电流、电压等信号；FDI模块的输出为空气舵的故障模式，通过FDI模块能在线判断发生故障的空气舵编号。

具体FDI模块的设计方案根据实际情况有所不同，在飞行器实际飞行或仿真中，FDI模块的功能就是根据飞行器实际飞行状态判断空气舵伺服系统是否发生了故障。在后面的仿真中，可以假设空气舵在某个时刻发生了故障，以此来检验重构算法的有效性。

(2)离线确定空气舵故障模式

对于具有四片空气舵的飞行器来说，故障模式总共有四种：分别是空气舵1故障、空气舵2故障、空气舵3故障和空气舵4故障。这里不考虑2片及以上空气舵发生故障的情况。

本算例中假设飞行器在飞行5s后，空气舵3发生了故障。

(3)离线确定正常工作情况下指令分配算法

设计所有空气舵正常模式情况下的空气舵指令分配算法，如下式所示：

(4)离线确定空气舵故障情况下控制重构机制

离线设计各种故障模式下的控制指令分配算法。由步骤S2确定的各种故障模式下的空气舵控制指令分配算法如下：

空气舵1故障；

空气舵2故障；

空气舵3故障；

空气舵4故障；

当空气舵3发生故障时，重构控制设计的4片空气舵控制指令分配算法为：

(5)离线设计正常工作情况下各通道控制律

离线设计在所有空气舵正常工作情况下三通道姿态控制律，设计方法同传统单通道设计方法，详见赵长安编著的《控制系统设计上册》。

本例中，三通道控制律设计为传统的PD(比例-微分)控制，具体控制方程如下：

其中：△ψ、△γ分别为俯仰、偏航和滚转三通道姿态角偏差，分别为俯仰、偏航和滚转三通道姿态角速度。

(6)进行飞行器六自由度仿真验证

开展六自由度仿真验证。根据贾沛然等编著的《远程火箭弹道学》P57～P73描述的方法，建立飞行器包含质心运动学方程、质心动力学方程、姿态运动学方程、姿态动力学方程、控制方程等在内的六自由度弹道仿真模型。其中，关于控制律及空气舵分配指令算法为：控制律为步骤S5设计得到的控制律，正常情况下的空气舵指令分配算法按步骤S3确定的算法，故障情况下的空气舵指令分配算法按步骤S4确定的算法。

本发明方法的主要目的是针对一类采用空气舵执行机构控制的飞行器，在充分考虑多操纵面的控制冗余特性的基础上，提出了一种基于控制分配技术的重构控制工程方法。该方法利用离线构造的FDI模块，在线实时检测空气舵执行机构故障，根据故障模式实时调用预先设计好的空气舵指令控制分配算法，将失效操纵面无法承担的力和力矩重新分配到剩余的有效操纵面上，而不需要对控制律进行调整，最终达到重构控制的目的。

在利用本方法进行控制重构的情况下，飞行器飞行过程中的各通道等效舵偏角、4片空气舵各自舵偏角及脱靶量的仿真曲线如图2至图5所示。

作为对比，下面给出无重构算法情况下的设计结果，如图6至图7所示；其中，图6为四片空气舵舵偏角随时间变化曲线(无重构算法情况)；图7为俯仰、偏航和滚转三通道等效舵偏角随时间变化曲线(无重构算法情况)。

从上图可以看出，在不采用重构算法情况下，当飞行器飞行过程中空气舵3发生故障时，飞行器拦截目标的最小脱靶量约为240m，无法正常拦截目标；在采用本方法提出的重构算法情况下，由于采用了重构控制算法，从空气舵3发生故障的5s开始，空气舵控制指令进行了重新分配，空气舵1、2、4承担了本应由四片空气舵控制面共同承担的控制力和力矩，使得飞行器能保持姿态稳定飞行，且仍然能够正常拦截目标，提高了飞行器鲁棒性。

本发明所述飞行器四片空气舵安装方式及极性如图8所示：空气舵按“十”字型安装，按“×”字型或其他布局安装方式原理基本相同。如上图所示“十”字型安装的空气舵三通道等效舵偏角公式如下：

其中：δ₁、δ₂、δ₃、δ₄分别为四片空气舵的舵偏角，δ_ψ、δ_γ分别为俯仰、偏航和滚动三通道的等效舵偏角。

重构控制系统一般包括四个部分(如图9所示)：重构控制器、故障对象、FDI模块和重构控制机制模块。故障通常包括作动器、传感器的故障等。这里主要讨论四片空气舵其中之一发生故障情况下的重构控制。

与传统控制系统相比，重构控制系统增加了FDI模块和控制指令重构机制。FDI模块的作用是根据空气舵伺服系统的相关输入信号在线实时判断执行机构的故障模式；控制指令重构机制的作用是根据不同的故障模式对控制指令进行再分配，以保证将故障空气舵上无法承担的力和力矩重新分配到剩余的有效空气舵上。

最后应说明的是：以上所述的各实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或全部技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (1)

1.一种基于控制分配技术的飞行器重构设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

S1、离线设计FDI模块：FDI模块输入信号包括：各空气舵指令信号、各空气舵实际偏转信号以及各空气舵伺服系统的输出电流、电压等信号；FDI模块的输出为空气舵的故障模式，通过FDI模块能在线判断发生故障的空气舵编号；

S2、离线确定空气舵故障模式：对于具有四片空气舵的飞行器来说，故障模式总共有四种：分别是空气舵1故障、空气舵2故障、空气舵3故障和空气舵4故障；

S3、离线确定正常情况下指令分配算法：设计所有空气舵正常工作模式情况下的空气舵指令分配算法，如下式所示：

S4、离线确定空气舵故障情况下控制重构机制：离线设计各种故障模式下的控制指令分配算法；由步骤S2确定的各种故障模式下的空气舵控制指令分配算法如下：

空气舵1故障；

空气舵2故障；

空气舵3故障；

空气舵4故障；

S5、离线设计正常情况下各通道控制律：离线设计在所有空气舵正常工作情况下三通道姿态控制律；

S6、进行飞行器六自由度仿真验证：开展六自由度仿真验证，建立飞行器包含质心运动学方程、质心动力学方程、姿态运动学方程、姿态动力学方程、控制方程等在内的六自由度弹道仿真模型；其中：

关于控制律及空气舵分配指令算法为：控制律为步骤S5设计得到的控制律，正常情况下的空气舵指令分配算法按步骤S3确定的算法，故障情况下的空气舵指令分配算法按步骤S4确定的算法；

仿真过程中利用FDI模块在线识别空气舵的工作模式，若空气舵均处于正常工作模式，则空气舵控制指令分配按步骤S3进行；若其中一片空气舵处于故障工作模式，则根据故障模式相应地选择步骤S4进行控制指令分配。