本發(fā)明屬于航空，具體涉及一種運(yùn)輸機(jī)翼面故障的自適應(yīng)反步容錯(cuò)控制方法。

背景技術(shù)：

1、飛機(jī)翼面主要包括駕駛員操縱的舵面和提供飛機(jī)升力的機(jī)翼翼面。相較于其它類型的故障，翼面故障往往更具有破壞性和不確定性，會嚴(yán)重危害飛機(jī)自身的結(jié)構(gòu)完整性及空氣動力性能，并且對飛機(jī)的操縱性產(chǎn)生影響。造成翼面故障的原因有很多，比如意外撞擊、磨損、結(jié)構(gòu)特性變化等。此外，運(yùn)輸機(jī)的飛行速度可能會超出顫振的臨界速度，此時(shí)翼面不再穩(wěn)定并出現(xiàn)發(fā)散振動，導(dǎo)致翼面受損甚至失效；飛機(jī)在起飛和進(jìn)近著陸階段可能會遇到強(qiáng)風(fēng)切變的現(xiàn)象，此時(shí)兩邊的機(jī)翼受力不同，迎風(fēng)一側(cè)的機(jī)翼相較之下升力迅速增大，同樣可能發(fā)生機(jī)翼斷裂、機(jī)身受損等事故。如何在翼面發(fā)生故障的情況下對飛機(jī)進(jìn)行有效的控制是容錯(cuò)飛行控制系統(tǒng)研究的重要內(nèi)容。

2、隨著飛機(jī)復(fù)雜程度以及故障多樣性的不斷增加，基于線性方法設(shè)計(jì)的飛行控制器很難在整個(gè)飛行包線內(nèi)達(dá)到期望的動態(tài)性能。非線性控制技術(shù)成為發(fā)展最快的控制方法，其中，反步法(backstepping)控制作為一類處理非線性問題的有效方法，特別是在處理不確定非線性飛行控制問題方面有很大的優(yōu)勢，受到廣泛的研究，backstepping方法能夠?qū)⒎蔷€性問題進(jìn)行反饋線性化處理，在不改變系統(tǒng)原有特性的基礎(chǔ)上提升控制系統(tǒng)的性能，對于故障引起飛機(jī)建模不確定性問題，backstepping方法可以通過自適應(yīng)參數(shù)估計(jì)的思想來估計(jì)未知動態(tài)特性。在模型不確定這類問題上，以backstepping為主導(dǎo)的飛行控制研究正在逐步體現(xiàn)出其特有的性能，因此backstepping控制方法被廣泛應(yīng)用在飛機(jī)的飛行控制和容錯(cuò)控制中。

3、如何基于反步法解決飛機(jī)翼面故障的容錯(cuò)控制，提高飛機(jī)的故障容錯(cuò)能力成為目前亟待解決的問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、為了解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的上述問題，本發(fā)明提供了一種運(yùn)輸機(jī)翼面故障的自適應(yīng)反步容錯(cuò)控制方法。本發(fā)明要解決的技術(shù)問題通過以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：

2、本發(fā)明實(shí)施例提供了一種運(yùn)輸機(jī)翼面故障的自適應(yīng)反步容錯(cuò)控制方法，包括步驟：

3、建立飛機(jī)的六自由度方程；

4、結(jié)合所述六自由度方程，根據(jù)翼面故障模式確定不同類型故障和氣動系數(shù)的關(guān)系；所述翼面故障模式包括：機(jī)翼損傷、舵面損傷和舵面卡死；

5、基于所述不同類型故障和氣動系數(shù)的關(guān)系，根據(jù)在故障模式下關(guān)于狀態(tài)變量的非線性動態(tài)項(xiàng)和關(guān)于控制變量的控制輸入矩陣設(shè)計(jì)角速度回路自適應(yīng)反步控制律；

6、利用加權(quán)偽逆法對角速度回路進(jìn)行控制分配，將所述角速度回路自適應(yīng)反步控制律與所述加權(quán)偽逆法結(jié)合，并根據(jù)翼面故障模式對角速度回路控制分配的權(quán)值矩陣進(jìn)行取值，得到帶有控制分配的自適應(yīng)反步容錯(cuò)角速度控制律；其中，所述帶有控制分配的自適應(yīng)反步容錯(cuò)角速度控制律用于當(dāng)飛機(jī)翼面故障時(shí)，根據(jù)所述權(quán)值矩陣、所述關(guān)于狀態(tài)變量的非線性動態(tài)項(xiàng)和關(guān)于控制變量的控制輸入矩陣計(jì)算飛機(jī)不同翼面的控制輸入向量，實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)反步容錯(cuò)控制。

7、在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述六自由度方程包括：

8、

9、

10、其中，cd為阻力系數(shù)，cl為升力系數(shù)，cy為側(cè)力系數(shù)，cl為滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，cm為俯仰力矩系數(shù)，cn為偏航力矩系數(shù)，cd0為零升阻力系數(shù)，cl0為零升力系數(shù)，cm0為零俯仰力矩系數(shù)，cdα為迎角阻力導(dǎo)數(shù)，clα為迎角升力導(dǎo)數(shù)，cmα為俯仰力矩靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，cyβ為側(cè)滑角側(cè)力導(dǎo)數(shù)，clβ為滾轉(zhuǎn)靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，cnβ為偏航靜穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)，cdq、clq、cmq分別為阻力d、升力l、俯仰力矩m關(guān)于俯仰角速度q的導(dǎo)數(shù)，cyp、clp、cnp分別為側(cè)力y、滾轉(zhuǎn)力矩l、偏航力矩n關(guān)于滾轉(zhuǎn)角速度p的導(dǎo)數(shù)，cyr、clr、cnr為側(cè)力、滾轉(zhuǎn)力矩、偏航力矩關(guān)于偏航角速度r的導(dǎo)數(shù)，為阻力關(guān)于各個(gè)舵面δj的操縱導(dǎo)數(shù)，為升力關(guān)于各個(gè)舵面δj的操縱導(dǎo)數(shù)，為側(cè)力關(guān)于各個(gè)舵面δj的操縱導(dǎo)數(shù)，為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于各個(gè)舵面δj的操縱導(dǎo)數(shù)，為俯仰力矩關(guān)于各個(gè)舵面δj的操縱導(dǎo)數(shù)，為偏航力矩關(guān)于各個(gè)舵面δj的操縱導(dǎo)數(shù)，δj＝δel,δer,δal,δar,δr，δel為左升降舵，δer為右升降舵，δal為左副翼，δar為右副翼，δr為方向舵，α為迎角，q為俯仰角速度，為平均氣動弦長，va為空速，β為側(cè)滑角，p為滾轉(zhuǎn)角速度，b為翼展，r為偏航角速度。

11、在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，根據(jù)翼面故障模式確定不同類型故障和氣動系數(shù)的關(guān)系，包括：

12、所述機(jī)翼損傷與氣動系數(shù)的關(guān)系為：

13、翼面損傷k1％～100％，即

14、所述舵面損傷與氣動系數(shù)的關(guān)系為：

15、舵面損傷k2％～100％，即(i＝δel,δer,δal,δar,δr)；

16、所述舵面卡死與氣動系數(shù)的關(guān)系為：

17、舵面卡死即(i＝δel,δer,δal,δar,δr)；

18、其中，sw為機(jī)翼面積，k1為機(jī)翼損傷率，cd_wingdam為翼面損傷后的阻力系數(shù)，cy_wingdam為翼面損傷后的側(cè)力系數(shù)，cl_wingdam為翼面損傷后的升力系數(shù)，cl_wingdam為翼面損傷后的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)，cm_wingdam為翼面損傷后的俯仰力矩系數(shù)，cn_wingdam為翼面損傷后的偏航力矩系數(shù)，si為舵面面積，k2為舵面損傷率，cl_didam為舵面損傷后的升力系數(shù)，cd_didam為舵面損傷后的阻力系數(shù)，cm_didam為舵面損傷后的俯仰力矩系數(shù)，δel為左升降舵，δer為右升降舵，δal為左副翼，δar為右副翼，δr為方向舵，為舵面卡死角度，δi為舵面偏轉(zhuǎn)角，cli為舵面卡死后的升力系數(shù)，cdi為舵面卡死后的阻力系數(shù)，cmi為舵面卡死后的俯仰力矩系數(shù)。

19、在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，基于所述不同類型故障和氣動系數(shù)的關(guān)系，根據(jù)在故障模式下關(guān)于狀態(tài)變量的非線性動態(tài)項(xiàng)和關(guān)于控制變量的控制輸入矩陣設(shè)計(jì)角速度回路自適應(yīng)反步控制律，包括：

20、基于所述不同類型故障和氣動系數(shù)的關(guān)系，構(gòu)建飛機(jī)力矩方程；

21、根據(jù)所述飛機(jī)力矩方程獲取角速度的矩陣形式，得到關(guān)于狀態(tài)變量的非線性動態(tài)項(xiàng)和關(guān)于控制變量的控制輸入矩陣；

22、根據(jù)飛機(jī)在故障模式下關(guān)于狀態(tài)變量的非線性動態(tài)項(xiàng)和關(guān)于控制變量的控制輸入矩陣設(shè)計(jì)角速度回路自適應(yīng)反步控制律。

23、在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述角速度的矩陣形式為：

24、

25、其中，為飛機(jī)角速度的導(dǎo)數(shù)，為滾轉(zhuǎn)角速度導(dǎo)數(shù)，為俯仰角速度導(dǎo)數(shù)，為偏航角速度導(dǎo)數(shù)，x＝[p?q?r]t為飛機(jī)的角速度，p為滾轉(zhuǎn)角速度，q為俯仰角速度，r為偏航角速度，u＝[δelδerδalδarδr]t為由左升降舵δel、右升降舵δer、左副翼δal、右副翼δar、方向舵δr組成的控制輸入向量，f(x)為關(guān)于狀態(tài)變量的非線性動態(tài)項(xiàng)，g(x)為關(guān)于控制變量的控制輸入矩陣，ζ(x,u)為由于故障導(dǎo)致角速度和控制輸入向量變化時(shí)飛機(jī)的氣動參數(shù)變化以及未知動態(tài)參數(shù)，y表示輸出狀態(tài)量；

26、所述關(guān)于狀態(tài)變量的非線性動態(tài)項(xiàng)為：

27、

28、其中，jx為轉(zhuǎn)動慣量矩陣，q為動壓，b為機(jī)翼展長，為平均氣動弦長，clf為和舵面偏轉(zhuǎn)無關(guān)的滾轉(zhuǎn)力矩系數(shù)的集合，cmf為和舵面偏轉(zhuǎn)無關(guān)的俯仰力矩系數(shù)的集合，cnf為和舵面偏轉(zhuǎn)無關(guān)的偏航力矩系數(shù)的集合；

29、所述關(guān)于控制變量的控制輸入矩陣為：

30、

31、其中，s為機(jī)翼參考面積，為滾轉(zhuǎn)力矩關(guān)于各個(gè)舵面δj的操縱導(dǎo)數(shù)，為俯仰力矩關(guān)于各個(gè)舵面δj的操縱導(dǎo)數(shù)，為偏航力矩關(guān)于各個(gè)舵面δj的操縱導(dǎo)數(shù)，δj＝δel,δer,δal,δar,δr，δel為左升降舵，δer為右升降舵，δal為左副翼，δar為右副翼，δr為方向舵。

32、在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述角速度回路自適應(yīng)反步控制律為：

33、

34、其中，k和γ為對角矩陣，xref為角速度期望指令，x為飛機(jī)的角速度，為由于故障導(dǎo)致角速度和控制輸入向量變化時(shí)飛機(jī)的氣動參數(shù)變化以及未知動態(tài)參數(shù)的ζ(x,u)的估計(jì)值。

35、在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，根據(jù)翼面故障模式對角速度回路控制分配的權(quán)值矩陣進(jìn)行取值，包括：

36、當(dāng)所述翼面故障模式為機(jī)翼損傷且第i個(gè)舵面丟失時(shí)，所述控制分配的權(quán)值矩陣為：

37、wu＝diag(k1,k2,…,1,…,km)；

38、其中，wu為控制分配的權(quán)值矩陣，0＜k1,k2,…,km＜1，k1,k2,...,km為不同舵面的權(quán)值，m為舵面?zhèn)€數(shù)；

39、當(dāng)所述翼面故障模式為舵面損傷時(shí)，所述控制分配的權(quán)值矩陣為：

40、wu＝diag(1,1,…,ki,…,1)

41、其中，ξ為舵面損傷大小，0＜ξ＜1，ki為損傷舵面i的權(quán)值，ki＞1；

42、當(dāng)所述翼面故障模式為舵面卡死時(shí)，所述控制分配的權(quán)值矩陣為：

43、wu＝diag(k1,k2,…,1,…,km)

44、其中，0＜k1,k2,…,km＜1，k1,k2,...,km為不同舵面的權(quán)值，m為舵面?zhèn)€數(shù)。

45、在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，利用加權(quán)偽逆法對角速度回路進(jìn)行控制分配包括：

46、采用加權(quán)偽逆法將角速度回路的控制分配問題表述為：

47、

48、subject?to?b(x)u＝vref

49、其中，ω為控制輸入的解空間，wu為權(quán)值分配矩陣且可逆，u為飛機(jī)舵面的輸出值，uc為期望的控制輸入，b(x)為虛擬控制量指令vref和控制輸入到虛擬控制量的映射關(guān)系，b(x):rm→rr(m＞r)，rm為m維實(shí)數(shù)空間，rr為r維實(shí)數(shù)空間，m為舵面?zhèn)€數(shù)，r為虛擬控制量的維數(shù)。

50、在本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例中，所述帶有控制分配的自適應(yīng)反步容錯(cuò)角速度控制律為：

51、

52、其中，u為由左升降舵δel、右升降舵δer、左副翼δal、右副翼δar、方向舵δr組成的控制輸入向量，u＝[δelδerδalδarδr]t，wu為控制分配權(quán)值矩陣，g(x)為關(guān)于控制變量的控制輸入矩陣，k和γ為對角矩陣，xref為角速度期望指令，x為角速度，f(x)為關(guān)于狀態(tài)變量的非線性動態(tài)項(xiàng)，為由于故障導(dǎo)致角速度和控制輸入向量變化時(shí)飛機(jī)的氣動參數(shù)變化以及未知動態(tài)參數(shù)的ζ(x,u)的估計(jì)值，為的moore-penrose逆，以矩陣g(x)為例，t(x)為g(x)的moore-penrose逆，有t(x)＝g(x)t(g(x)g(x)t)-1。

53、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的有益效果：

54、本發(fā)明將角速度回路自適應(yīng)反步控制律與加權(quán)偽逆法結(jié)合得到帶有控制分配的自適應(yīng)反步容錯(cuò)角速度控制律，角速度回路自適應(yīng)反步控制律可以補(bǔ)償故障引起飛機(jī)氣動參數(shù)的變化，采用加權(quán)偽逆法進(jìn)行角速度回路控制分配可以補(bǔ)償故障舵面的舵效，從而可以使得飛機(jī)在翼面故障情況下滿足飛行任務(wù)的需求，實(shí)現(xiàn)了運(yùn)輸機(jī)在翼面故障環(huán)境下的飛行，優(yōu)化了飛機(jī)故障后的容錯(cuò)控制效率，提高了飛機(jī)的容錯(cuò)飛行能力，提高了運(yùn)輸機(jī)的可靠性和生存能力。