CN111045441B - 一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，步骤是：针对高超声速飞行器再入段姿态角非线性系统，建立带有传感器复合故障的高超声速飞行器再入段姿态模型；针对建立的高超声速飞行器再入段姿态模型，设计传感器非线性故障检测观测器和检测阈值，检测传感器故障；设计外环自适应滑模虚拟容错控制器，并根据故障检测结果决定是否在控制器中加入故障补偿项，获得传输给内环的虚拟控制输入信号；根据所得的控制输入信号，设计内环动态面控制器得到所需控制力矩并使系统稳定跟踪给定参考指令。此种方法可解决高超声速飞行器再入段姿态角系统遭受外部干扰与传感器复合故障情况下的故障检测与自愈合控制问题。

Description

一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法

技术领域

本发明属于高超声速飞行器传感器复合故障容错控制技术领域，特别涉及一种针对高超声速飞行器发生传感器复合故障的自愈合控制方法。

背景技术

近年来，由于高超声速飞行器在发射成本、飞行速度、航天运输和全球打击等军用民用方面具有诸多优势，因此备受关注。与传统航空航天飞行器相比，高超声速飞行器具有强非线性、强耦合和快时变性等动力学特征。近空间中大气密度、温度和气流环境等条件比普通飞机飞行环境更为复杂和苛刻，传感器系统容易受到冰冻、高温和雷电等影响，产生故障，测量值产生偏差甚至传感器系统整体测量产生误差，此时针对单个传感器的硬件冗余技术无法发挥作用，因此参考执行器故障处理方法，可以采用基于模型的解析冗余技术估计出故障，通过设计容错控制器进行补偿，从而确保系统稳定性并提高系统可靠性。

高超声速飞行再入段姿态控制也是高超声速飞行器控制研究的一个重要方向。这阶段高超声速飞行器所处的飞行环境复杂，空气密度极低，气动压力小，高温且高热，飞行高度从大于100公里降至20公里，飞行速度最高可达30马赫，相应的姿态角系统也为一个强干扰、强耦合的复杂非线性系统。

目前有关高超声速飞行器、卫星或其他系统传感器故障的相关故障诊断方法,主要是针对线性系统设计故障观测器。但是对于非线性系统而言，观测器的设计难度大大增加，尤其是高超声速飞行器再入段姿态角系统这种强耦合的复杂非线性系统。另外，额外的故障估计观测器会增加系统的复杂性和不稳定性，特别是应对复合故障时，故障个数、耦合度的增加往往会需要数量更多、维度更高更复杂的观测器，给系统的稳定性保证和方法设计带来更大的挑战。

发明内容

本发明的目的，在于提供一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，其可解决高超声速飞行器再入段姿态角系统遭受外部干扰与传感器复合故障情况下的故障检测与自愈合控制问题。

为了达成上述目的，本发明的解决方案是：

一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，包括如下步骤：

步骤1，针对高超声速飞行器再入段姿态角非线性系统，考虑外部干扰、传感器复合故障，建立带有传感器复合故障的高超声速飞行器再入段姿态模型；

步骤2，针对步骤1中建立的高超声速飞行器再入段姿态模型，设计传感器非线性故障检测观测器和检测阈值，检测传感器故障；

步骤3，设计外环自适应滑模虚拟容错控制器，并根据步骤2的故障检测结果决定是否在控制器中加入故障补偿项，获得传输给内环的虚拟控制输入信号；

步骤4，根据步骤3所得的控制输入信号，设计内环动态面控制器得到所需控制力矩并使系统稳定跟踪给定参考指令。

上述步骤1中，高超声速飞行器再入段姿态模型如下：

其中ω＝[p,q,r]^T为角速率向量，分别包括滚转角速率p、俯仰角速率q和偏航角速率r；θ＝[φ,α,β]^T为姿态角度向量，分别包括倾斜角φ、攻角α和侧滑角β；J∈R^3×3为表示转动惯量的对称正定矩阵；M∈R^3×1为控制输入力矩；d(t)∈R^3×1代表考虑的干扰；

系统参数矩阵为：

f_θ(t)∈R^3×1代表输出角度通道的传感器复合故障。

上述控制输入力矩M表示为如下形式：

M＝Ψu

其中u＝[δ_e,δ_a,δ_r]^T为控制输入向量，分别包括升降舵偏转角δ_e、副翼偏转角δ_a和方向舵偏转角δ_r；矩阵Ψ表示控制分配力矩。

上述步骤2中，设计的非线性故障检测观测器如下：

其中

为状态估计向量，

为估计输出向量；

和

为检测观测器增益矩阵且α＞0，β＞0。

上述步骤3中，设计外环自适应滑模虚拟容错控制器的具体过程是：

首先设计如下的滑模面：

其中参数η₁≥1,0<η₂＜1，K_i＝diag{k_i1,k_i2,k_i3}(i＝1,2)为增益对角矩阵，θ_d为姿态角给定参考指令，

滑模面到达率为：

其中参数0＜η₃＜1，ε₁和ε₂为正标量；

带有传感器连锁故障的自适应滑模虚拟控制器信号为：

其中

为传感器复合故障导数

的估计值，用来直接在控制器设计中对故障进行补偿；容错控制项

自适应率设计为：

其中

为传感器故障f_θ的估计值，

为自适应增益矩阵，并定义：

其中

为传感器故障估计误差，

为误差的导数。

上述步骤4中，设计的内环动态面控制器为：

其中Λ＝diag{λ₁,λ₂,λ₃}表示待设计的对角增益矩阵，λ_i＞0,i＝1,2,3，

为干扰的估计值，其自适应率设计为：

其中Γ＝diag{Γ₁,Γ₂,Γ₃}为自适应增益矩阵，Γ_i＞0,i＝1,2,3。

采用上述方案后，本发明针对带有传感器复合故障的高超声速飞行器再入段姿态非线性系统，设计了基于间接自适应、滑模和动态面方法的容错控制器，使其稳定跟踪给定参考指令，从而可以按照既定轨道安全返回地面，给系统提供传感器故障下的自愈合能力。

本发明的有益效果是：

(1)本发明可以解决带有外部干扰与传感器复合故障的高超声速飞行器再入段姿态角系统故障检测与自愈合控制问题，使机体在发生故障后恢复稳定并良好跟踪给定参考指令；

(2)本发明所提出的间接自适应方法，在控制器建立过程中通过加入自适应故障补偿项对传感器故障直接进行补偿，而不需要另外的故障分离、估计观测器，简化了自愈合方案设计；

(3)本发明所设计的故障检测观测器与整体自愈合方法，可以有效检测并处理各种传感器复合故障。

附图说明

图1是本发明高超声速飞行器再入段姿态角系统传感器复合故障自愈合控制框图；

图2是无故障情况下故障检测残差与阈值；

图3是无故障情况下角速率响应曲线；

图4是无故障情况下姿态角输出响应曲线；

图5是传感器故障情况下故障检测残差与阈值；

图6是传感器故障情况下角速率响应曲线；

图7是传感器故障情况下姿态角输出响应曲线。

具体实施方式

以下将结合附图，对本发明的技术方案及有益效果进行详细说明。

如图1所示，本发明提供一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，首先建立带有传感器故障和干扰的高超声速飞行器再入段姿态角非线性系统，然后设计了一个非线性故障检测观测器，生成检测残差以检测传感器故障，并以此判断是否需要在控制器中加入故障补偿项；随后，利用滑模方法，结合间接自适应与动态面技术，将原系统分为外环与内环回路，分别设计了间接自适应滑模虚拟容错控制器与动态面控制器，使三个故障输出姿态角重新跟踪参考指令信号，以保证故障情况下系统的稳定性和对给定参考指令的跟踪性能。

实施此自愈合控制方法的步骤如下：

步骤1，针对高超声速飞行器再入段姿态角非线性系统，考虑外部干扰、传感器复合故障，建立带有传感器复合故障的高超声速飞行器再入段姿态模型；

其中，针对如下所述的带有传感器复合故障与外部干扰的高超声速飞行器再入段姿态模型：

其中ω＝[p,q,r]^T为角速率向量，分别包括滚转角速率p、俯仰角速率q和偏航角速率r；θ＝[φ,α,β]^T为姿态角度向量，分别包括倾斜角φ、攻角α和侧滑角；J∈R^3×3为表示转动惯量的对称正定矩阵；M∈R^3×1为控制输入力矩；d(t)∈R^3×1代表考虑的干扰；f_θ(t)∈R^{3 ×1}代表输出角度通道的传感器复合故障。控制输入力矩M可以表示为如下形式：

M＝Ψu

其中u＝[δ_e,δ_a,δ_r]^T为控制输入向量，分别包括升降舵偏转角δ_e、副翼偏转角δ_a和方向舵偏转角δ_r。矩阵Ψ表示控制分配力矩。其它系统参数矩阵为：

步骤2，针对步骤1中所述高超声速飞行器再入段姿态模型，设计传感器非线性故障检测观测器和检测阈值，检测传感器故障；

其中，设计的非线性故障检测观测器如下：

其中

为状态估计向量，

为估计输出向量。

和

为检测观测器增益矩阵且α＞0，β＞0。α为攻角，β为侧滑角。

步骤3，设计外环自适应滑模虚拟容错控制器，并根据步骤2故障检测结果决定是否在控制器中加入故障补偿项，获得传输给内环的虚拟控制输入信号；

所述的外环自适应滑模虚拟容错控制器设计过程如下：

首先设计如下的滑模面：

其中参数η₁≥1,0<η₂＜1，K_i＝diag{k_i1,k_i2,k_i3}(i＝1,2)为增益对角矩阵，θ_d为姿态角给定参考指令，

滑模面到达率为：

其中参数0＜η₃＜1，ε₁和ε₂为正标量。

带有传感器连锁故障的自适应滑模虚拟控制器信号为：

其中

为传感器复合故障导数

的估计值，用来直接在控制器设计中对故障进行补偿。容错控制项

自适应率设计为：

其中

为传感器故障f_θ的估计值，

为自适应增益矩阵，并定义：

其中

为传感器故障估计误差，

为误差的导数。

步骤4，根据步骤3所得的控制输入信号，设计内环动态面控制器得到所需控制力矩并使系统稳定跟踪给定参考指令；

所述内环动态面控制器设计为：

其中Λ＝diag{λ₁,λ₂,λ₃}(λ_i＞0,i＝1,2,3)表示待设计的对角增益矩阵，

为干扰的估计值，其自适应率设计为：

其中Γ＝diag{Γ₁,Γ₂,Γ₃}(Γ_i＞0,i＝1,2,3)为自适应增益矩阵。

下面对本发明进行仿真验证。

通过Matlab/Simulink仿真平台来验证所设计传感器复合故障检测与自愈合控制器的有效性。在故障发生和未发生两种情况下，给出所设计非线性故障检测观测器残差和阈值曲线，以及输出姿态角、角速率在容错控制器作用下的输出相应曲线，来验证所阐述自愈合控制方案的有效性。首先给出高超声速飞行器再入段姿态角系统的转动惯量矩阵J：

系统的初始飞行状态设定为：

给定的姿态角参考指令θ_d设置为[0.6,1,0]^Trad。系统干扰设置为d(t)＝[0.01sint,0.01cost,0.01sint]^T，三个姿态角发生的传感器复合故障设置为在第20秒同时发生不同的时变故障，即：

非线性故障检测观测器的增益标量选择为α＝5，β＝15；外环自适应滑模容错控制系统的设计参数设计为

内环回路动态面控制器的参数矩阵设计为

图2-7给出无故障与有故障情况下，所设计非线性故障检测观测器残差和阈值曲线，以及输出姿态角、角速率在容错控制器作用下的输出相应曲线。

以上实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (5)

1.一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，其特征在于包括如下步骤：

步骤1，针对高超声速飞行器再入段姿态角非线性系统，考虑外部干扰、传感器复合故障，建立带有传感器复合故障的高超声速飞行器再入段姿态模型；高超声速飞行器再入段姿态模型如下：

其中ω＝[p,q,r]^T为角速率向量，分别包括滚转角速率p、俯仰角速率q和偏航角速率r；θ＝[φ,α,β]^T为姿态角度向量，分别包括倾斜角φ、攻角α和侧滑角β；J∈R^3×3为表示转动惯量的对称正定矩阵；M∈R^3×1为控制输入力矩；d(t)∈R^3×1代表考虑的干扰；

系统参数矩阵为：

f_θ(t)∈R^3×1代表输出角度通道的传感器复合故障；

步骤2，针对步骤1中建立的高超声速飞行器再入段姿态模型，设计传感器非线性故障检测观测器和检测阈值，检测传感器故障；

步骤3，设计外环自适应滑模虚拟容错控制器，并根据步骤2的故障检测结果决定是否在控制器中加入故障补偿项，获得传输给内环的虚拟控制输入信号；

步骤4，根据步骤3所得的控制输入信号，设计内环动态面控制器得到所需控制力矩并使系统稳定跟踪给定参考指令。

2.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，其特征在于：所述控制输入力矩M表示为如下形式：

M＝Ψu

其中u＝[δ_e,δ_a,δ_r]^T为控制输入向量，分别包括升降舵偏转角δ_e、副翼偏转角δ_a和方向舵偏转角δ_r；矩阵Ψ表示控制分配力矩。

3.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，其特征在于：所述步骤2中，设计的非线性故障检测观测器如下：

其中

为状态估计向量，

为估计输出向量；

和

为检测观测器增益矩阵且α＞0，β＞0。

4.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，其特征在于：所述步骤3中，设计外环自适应滑模虚拟容错控制器的具体过程是：

首先设计如下的滑模面：

其中参数η₁≥1,0<η₂＜1，K_i＝diag{k_i1,k_i2,k_i3}(i＝1,2)为增益对角矩阵，θ_d为姿态角给定参考指令，

滑模面到达率为：

其中参数0＜η₃＜1，ε₁和ε₂为正标量；

带有传感器连锁故障的自适应滑模虚拟控制器信号为：

其中

为传感器复合故障导数

的估计值，用来直接在控制器设计中对故障进行补偿；容错控制项

自适应率设计为：

其中

为传感器故障f_θ的估计值，

为自适应增益矩阵，并定义：

其中

为传感器故障估计误差，

为误差的导数。

5.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，其特征在于：所述步骤4中，设计的内环动态面控制器为：

其中Λ＝diag{λ₁,λ₂,λ₃}表示待设计的对角增益矩阵，λ_i＞0,i＝1,2,3，

为干扰的估计值，其自适应率设计为：

其中Γ＝diag{Γ₁,Γ₂,Γ₃}为自适应增益矩阵，Γ_i＞0,i＝1,2,3。

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