CN110618697B - 一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法，该方法针对执行器故障设计了基于连续型特征模型的自适应容错控制器，其通过以下步骤实现：(1)根据在速度坐标系下火星探测无人机的纵向运动方程建立其连续型特征模型；(2)利用参数估计算法对连续型特征模型的系数进行在线辨识，得到连续型特征模型系数的估计值；(3)根据连续型特征模型系数的估计值设计自适应容错控制器；(4)由自适应容错控制器得到控制力矩，并将其施加到火星探测无人机的控制系统以控制飞行高度。使用该方法能确保故障发生前、后的控制精度均很高，且降低了控制器设计的复杂性，简化了控制计算，提高了控制的实时性。

Description

一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法

技术领域

本发明涉及自动控制技术领域，具体涉及一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法。

背景技术

作为距离地球最近的行星之一，火星已经成为人类进行深空探测的重要目标天体。火星探测无人机作为火星探测科学平台，比火星表面探测器具有更大的活动范围，且具有比其他科学平台更高的操纵性。火星探测无人机可以对接近火星表面的大气进行科学测量，得到在指定高度内的大气成分、密度等信息，可以对一个相对较大的范围进行地磁测量，得到火星指定范围内的地磁分布。整个探测任务要求火星探测无人机保持一定的飞行高度。

然而，正如文献“基于复合抗饱和策略的火星飞机自适应控制”(见《航天控制》，2017年第3期，作者：韩少君，倪昆，熊寸平，张庆振)所述：火星探测无人机控制系统设计中面临几大突出问题：控制受限、强干扰和不确定性。火星大气具有很大的不确定性，时常出现狂风，沙尘等恶劣天气，并且火星探测无人机巡航飞行时，由于飞行跨度过大或遇到外界干扰易使火星探测无人机的状态发生突变，因此，火星探测无人机在执行任务过程中，难免会发生系统故障，常见的是控制系统执行器的故障。一旦其执行器发生故障，人类难以对火星探测无人机进行直接干预，不仅降低了火星探测无人机工作时的可靠性，而且会带来预想不到的负面影响。鉴于此，要提高火星探测无人机的可靠性，设计出稳定的控制系统，就需要考虑在执行器发生故障情况下的自适应容错控制问题。但是，现有技术尚未公开有有效的火星探测无人机容错控制的方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种实时性好，控制精度高，且能保证闭环系统稳定性的一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法，以提高火星探测无人机飞行高度控制系统的可靠性，防止因执行器故障引起的飞行高度失控。

实现本发明目的的技术方案是：一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法，其通过以下步骤实现：

第一步，根据(1)式所给出的在速度坐标系下火星探测无人机的纵向运动方程，建立由(4)式所描述的连续型特征模型：

(1)式中：v为火星探测无人机的飞行速度，γ为航迹倾斜角，h为飞行高度，α为攻角，q为俯仰角速度；u为俯仰控制力矩，是系统的输入，y为系统的输出；m为无人机的质量，F为作用在机体上的拉力，δ为拉力方向与水平方向的夹角，G为火星重力加速度，I_y为绕纵轴的转动惯量，f为故障项，其表达式为：

为故障函数，β(t-T_f)是故障开关函数，定义为：

T_f为执行器故障发生的时刻；D、L分别为作用在机体上的阻力、升力，D、L的表达式分别为：

(2)和(3)式中：ρ为火星表面大气密度，S_w为参考面积；(2)式中：C_d为阻力系数，(3)式中：C₁为升力系数；

(4)式中：e＝y-h_r，h_r为飞行高度的期望值，

为连续型特征模型的总输入，E为建模误差；a₁(t)，a₂(t)，b(t)为连续型特征模型的系数；

第二步，根据(5)式所给出的参数估计算法，对由第一步得到的连续型特征模型的系数a₁(t)，a₂(t)，b(t)进行在线辨识得到a₁(t)，a₂(t)，b(t)的估计值，分别为：

(5)式中：

λ₁,λ₂均为正常数；

第三步，根据第二步得到的a₁(t)，a₂(t)，b(t)的估计值

设计容错控制器：

u＝u_g+u_d+u_I， (6)

(6)式中：u_g为黄金分割自适应控制律，设计为：

(7)式中：b₀，λ₀均为大于0的控制增益调节参数，视控制效果适当增减，l₁＝0.382，l₂＝0.618；u_d为连续型逻辑微分控制律，u_I为比例控制律；

第四步，将第三步设计的u施加到由(1)式所描述的系统中，以控制火星探测无人机的飞行高度。

本发明的有益效果是：

①首次对含有故障的控制系统建立了连续型特征模型，降低了控制器设计的复杂性，为火星探测无人机飞行高度的自适应容错控制打下了基础。

②由于在黄金分割自适应控制律的分子中引入了控制增益调节参数，当由连续型特征模型较小的辨识系数得到的较小控制量达不到控制要求时，上述控制增益调节参数起到了对控制量的放大作用。

③该方法通过在线辨识连续型特征模型的系数而设计自适应控制律,而不依赖于原复杂系统的精确参数设计控制律，因此，当系统存在参数不确定性时,该方法仍然有效。

④该方法需要在线辨识的参数少，仅需要在线辨识连续型特征模型的3个系数，简化了控制计算，提高了控制的实时性。

⑤使用该方法能确保故障发生前后的控制精度均很高，且达到稳态的时间短。

⑥本发明给出的控制方法确保了闭环系统的稳定性。

附图说明

图1为本发明实施例中对火星探测无人机飞行高度期望值h_r的跟踪曲线图。

具体实施方式

为使本发明的内容和技术方案更加清楚明白，以下结合实施例对本发明进一步详细说明。

实施例：

本一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法的具体实施步骤：

第一步，根据(1)式所给出的在速度坐标系下火星探测无人机的纵向运动方程，建立由(4)式所描述的连续型特征模型：

(1)式中：v为火星探测无人机的飞行速度，γ为航迹倾斜角，h为飞行高度，α为攻角，q为俯仰角速度；u为俯仰控制力矩，是系统的输入，y为系统的输出；m为无人机的质量，F为作用在机体上的拉力，δ为拉力方向与水平方向的夹角，G为火星重力加速度，I_y为绕纵轴的转动惯量，f为故障项，其表达式为：

为故障函数，β(t-T_f)是故障开关函数，定义为：

T_f为执行器故障发生的时刻；D、L分别为作用在机体上的阻力、升力，D、L的表达式分别为：

(2)和(3)式中：ρ为火星表面大气密度，S_w为参考面积；(2)式中：C_d为阻力系数，(3)式中：C₁为升力系数；

(4)式中：e＝y-h_r，h_r为飞行高度的期望值，

为连续型特征模型的总输入，E为建模误差；a₁(t)，a₂(t)，b(t)为连续型特征模型的系数。

(4)式所给出的连续型特征模型的建模步骤如下：

先在飞行时的工作点处将(1)式进行一阶泰勒展开化为(4—1)式：

(4—1)式中：X＝[v-v₀,γ-γ₀,h-h₀,q-q₀,α-α₀]^T,v₀,γ₀,h₀,q₀,α₀均为常数，X₀＝[v₀,γ₀,h₀,q₀,α₀]^T即为飞行时的工作点，A为5阶常值矩阵，

C＝[0,0,1,0,0]。

作拉普拉斯变换，将方程(4—1)化为输入输出形式(4—2)：

(4—2)式中：

分别为Y，

的拉普拉斯变换，

为传递函数，其中，N(s)＝c₄s⁴+c₃s³+c₂s²+c₁s+c₀，M(s)＝s⁵+d₄s⁴+d₃s³+d₂s²+d₁s+d₀，且c₄，c₃，c₂，c₁，c₀，d₄，d₃，d₂，d₁，d₀是由(4—1)式中矩阵A，B，C的元素确定的常数。

根据(4—2)式得到(4—3)式：

对(4—3)式作拉普拉斯逆变换得(4—4)式：

当d₁≠0时，将(4—4)式改写成(4—5)式：

(4—5)式中：

将(4—5)式两边对时间t求导得：

将(4—5)式、(4—6)式两边相加，经整理同时注意到Y＝CX＝h-h₀并取h₀＝h_r即得(4)式，且有

建模误差：

当d₁＝0时，将(4—4)式改写成(4—8)式：

(4—8)式中：

将(4—8)式两边对时间t求导得：

将(4—8)式、(4—9)式两边相加，经整理同时注意到Y＝CX＝h-h₀并取h₀＝h_r即得(4)式，且有

a₁(t)＝-1-d₀，a₂(t)＝-d₀，b(t)＝c₀， (4—10)

建模误差：

第二步，根据(5)式所给出的参数估计算法，对由第一步得到的连续型特征模型的系数a₁(t)，a₂(t)，b(t)进行在线辨识得到a₁(t)，a₂(t)，b(t)的估计值，分别为：

(5)式中：

λ₁,λ₂均为正常数；在实施例中，

的初值取为[10,10,10]^T，λ₁＝0.5，λ₂＝0.1。

第三步，根据第二步得到的a₁(t)，a₂(t)，b(t)的估计值

设计容错控制器：

u＝u_g+u_d+u_I， (6)

(6)式中：u_g为黄金分割自适应控制律，设计为：

(7)式中：b₀，λ₀均为大于0的控制增益调节参数，视控制效果适当增减，l₁＝0.382，l₂＝0.618；u_d为连续型逻辑微分控制律，u_I为比例控制律。在实施例中，取b₀＝1000，λ₀＝0.1，h_r＝1000，u_d设计为：

(7—1)式中：k_d＝100。

u_I设计为：

u_I＝k_Ie， (7—2)

(7—2)式中：k_I＝0.5。

第四步，将第三步设计的u施加到由(1)式所描述的系统中，以控制火星探测无人机的飞行高度。

在实施例中，(1)式中的各个参数值见文献“火星探测无人机建模与切换控制”(姚克明,刘燕斌,陆宇平,谢启源.应用科学学报,2010年,第6期，第655页到第660页)；v,γ,h,q,α的初始值分别取v(0)＝150米/秒，γ(0)＝0弧度，h(0)＝1010米，q(0)＝0弧度/秒，α(0)＝0.02弧度；故障函数取为

故障发生的时刻T_f＝100秒。

图1显示了采用本发明对火星探测无人机飞行高度控制的仿真实验结果。图1中的实线是对飞行高度的期望值h_r＝1000的跟踪曲线，图1中的虚线是期望的输出。仿真实验结果表明：执行器发生故障前，采用本发明给出的方法，火星探测无人机的飞行高度在很短的时间内达到了稳定状态，飞行高度稳态控制精度小于0.05米；当执行器发生故障时，采用本发明提供的方法，系统可在极短的时间内恢复正常工作，飞行高度稳态控制精度小于0.06米。

综上，针对火星探测无人机飞行高度的控制仿真结果表明，当执行器发生故障时，本发明给出的控制方法具有较强的自适应容错控制能力，达到了控制精度高、实时性好的控制效果。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (1)

1.一种火星探测无人机飞行高度自适应容错控制方法，其特征在于通过以下步骤实现：

第一步，根据(1)式所给出的在速度坐标系下火星探测无人机的纵向运动方程，建立由(4)式所描述的连续型特征模型：

(1)式中：v为火星探测无人机的飞行速度，γ为航迹倾斜角，h为飞行高度，α为攻角，q为俯仰角速度；u为俯仰控制力矩，是系统的输入，y为系统的输出；m为无人机的质量，F为作用在机体上的拉力，δ为拉力方向与水平方向的夹角，G为火星重力加速度，I_y为绕纵轴的转动惯量，f为故障项，其表达式为：

为故障函数，β(t-T_f)是故障开关函数，定义为：

T_f为执行器故障发生的时刻；D、L分别为作用在机体上的阻力、升力，D、L的表达式分别为：

(2)和(3)式中：ρ为火星表面大气密度，S_w为参考面积；(2)式中：C_d为阻力系数，(3)式中：C₁为升力系数；

(4)式中：e＝y-h_r，h_r为飞行高度的期望值，

为连续型特征模型的总输入，E为建模误差；a₁(t)，a₂(t)，b(t)为连续型特征模型的系数；

第二步，根据(5)式所给出的参数估计算法，对由第一步得到的连续型特征模型的系数a₁(t)，a₂(t)，b(t)进行在线辨识得到a₁(t)，a₂(t)，b(t)的估计值，分别为：

(5)式中：

λ₁,λ₂均为正常数；

第三步，根据第二步得到的a₁(t)，a₂(t)，b(t)的估计值

设计容错控制器：

u＝u_g+u_d+u_I， (6)

(6)式中：u_g为黄金分割自适应控制律，设计为：

(7)式中：b₀，λ₀均为大于0的控制增益调节参数，视控制效果适当增减，l₁＝0.382，l₂＝0.618；u_d为连续型逻辑微分控制律，u_I为比例控制律；

第四步，将第三步设计的u施加到由(1)式所描述的系统中，以控制火星探测无人机的飞行高度。

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