飛行器可重構(gòu)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及的是一種飛行器控制領(lǐng)域的技術(shù)，具體是一種多槳和多舵面組合飛行 器的可重構(gòu)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 現(xiàn)有技術(shù)中飛行器控制系統(tǒng)重構(gòu)方法有兩種方式：一種利用硬件（多傳感器和多 作動(dòng)器備份）方法實(shí)現(xiàn)，這種方法已經(jīng)應(yīng)用于當(dāng)前飛行器控制系統(tǒng)中，但該方法給系統(tǒng)帶 來(lái)重量和成本的增加；另外一種是通過(guò)一定的容錯(cuò)算法實(shí)現(xiàn)的，是充分利用故障信息對(duì)故 障下系統(tǒng)建模，利用飛行器氣動(dòng)和結(jié)構(gòu)上的冗余，按照一定的算法進(jìn)行控制方法或控制律 調(diào)整，使得系統(tǒng)飛行器穩(wěn)定，并且滿(mǎn)足故障下系統(tǒng)性能要求，該方法易于實(shí)現(xiàn)，不提高硬件 成本，因此得到廣泛應(yīng)用。
[0003] 經(jīng)過(guò)對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的檢索，中國(guó)文獻(xiàn)專(zhuān)利號(hào)CN101321667B公開(kāi)（公告）日 2013. 06. 05,公開(kāi)了一種飛行器控制系統(tǒng)，針對(duì)客機(jī)上的陣風(fēng)和/或結(jié)構(gòu)載荷的重構(gòu)方法。 該方法在控制系統(tǒng)中加入非線(xiàn)性觀測(cè)器，把操縱輸入和控制器輸出作為觀測(cè)器的輸入，通 過(guò)在觀測(cè)器中集成一定的算法，使得觀測(cè)器輸出為陣風(fēng)和載荷結(jié)構(gòu)，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)陣風(fēng)和載 荷的重構(gòu)。但該重構(gòu)方法引入了觀測(cè)器，增加了設(shè)備占用的空間和設(shè)備的費(fèi)用；利用測(cè)量誤 差來(lái)驅(qū)動(dòng)觀測(cè)器模型，改變了系統(tǒng)原有的控制規(guī)律，容易造成系統(tǒng)不穩(wěn)定。
[0004] 邱岳恒，趙鵬軒等在"基于ABC廣義逆優(yōu)化算法的重構(gòu)控制研宄"（[J]，測(cè)控技 術(shù)，2014, 33 (8).)中公開(kāi)了基于廣義控制分配法的基本原理，并采用人工蜂群算法對(duì)加權(quán) 矩陣參數(shù)尋優(yōu)以提高分配效率，然后對(duì)三種典型故障推導(dǎo)出對(duì)應(yīng)的重構(gòu)分配器，最后通過(guò) 仿真驗(yàn)證了方法的可行性，該方案采用的智能算法具有計(jì)算量較大，不容易收斂，受初始值 影響等問(wèn)題，在實(shí)際工程應(yīng)用有很大的局限性。
[0005] 閆驍娟，陳麗在"平流層演示驗(yàn)證飛行器可重構(gòu)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)"（[J]，測(cè)控技術(shù)， 2012, 31 (8).)是一種基于廣義逆的可重構(gòu)的控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，是基于本研宄組成員前期工作 發(fā)表的，文中初步考慮十型尾翼和兩個(gè)矢量螺旋槳，并進(jìn)行縱向和橫向解耦的控制器設(shè)計(jì)。 但該技術(shù)針對(duì)解耦的控制系統(tǒng)進(jìn)行，難以實(shí)現(xiàn)飛行器的通用可重構(gòu)控制器設(shè)計(jì)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)的缺陷和不足，本發(fā)明提出一種飛行器可重構(gòu)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)方 法，充分利用多執(zhí)行機(jī)構(gòu)的優(yōu)勢(shì)，不進(jìn)行控制器的解耦，直接進(jìn)行全狀態(tài)控制器設(shè)計(jì)，通過(guò) 建立執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障類(lèi)型與操縱效率加權(quán)矩陣取值對(duì)照表，采用加權(quán)偽逆法解決多螺旋槳與 氣動(dòng)舵面組合飛行器的非線(xiàn)性操縱的控制分配與可重構(gòu)問(wèn)題，本發(fā)明能夠應(yīng)用于多矢量 螺旋槳與氣動(dòng)舵面組合飛行器，在執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生故障時(shí)，不需改變控制律，只通過(guò)改變操縱 效率加權(quán)矩陣的權(quán)值，就可實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)的快速可重構(gòu)。本發(fā)明適用于多矢量螺旋槳和多 舵面組合飛行器；且多螺旋槳之間、多舵面之間也存在控制分配環(huán)節(jié)。
[0007] 本發(fā)明具體通過(guò)以下技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)：
[0008] 本發(fā)明涉及一種飛行器可重構(gòu)控制系統(tǒng)，包括：控制器模塊、力矩控制分配模塊、 舵面重構(gòu)分配器、矢量推力重構(gòu)控制器、兩個(gè)故障識(shí)別單元和狀態(tài)測(cè)量單元，其中：控制器 模塊根據(jù)跟蹤輸出誤差輸出總的控制力和力矩至力矩控制分配模塊，力矩控制分配模塊進(jìn) 行舵面和矢量推力的力和力矩分配，兩個(gè)故障識(shí)別單元分別根據(jù)飛行器的螺旋槳和舵面的 故障數(shù)據(jù)設(shè)定故障權(quán)值系數(shù)，并分別輸出至舵面重構(gòu)分配器和矢量推力重構(gòu)控制器以實(shí)現(xiàn) 可重構(gòu)控制分配，得到實(shí)際控制量并輸出至飛行器，狀態(tài)測(cè)量單元對(duì)飛行器的當(dāng)前位置和 狀態(tài)檢測(cè)并反饋實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。
[0009] 所述的控制器模塊通過(guò)常規(guī)的PID(比例-積分-微分控制器）控制器實(shí)現(xiàn)，該控 制器模塊通過(guò)調(diào)節(jié)其中的P、I、D(比例-積分-微分）三個(gè)參數(shù)，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器位置和姿態(tài) 的基本控制，其輸入為目標(biāo)跟蹤軌跡和當(dāng)前狀態(tài)反饋值，輸出為六維控制力和力矩Ft。
[0010] 所述的故障識(shí)別單元判斷的故障包括但不限于：舵面卡死在零位；螺旋槳i正常 出力；螺旋槳i損壞不出力；螺旋槳i轉(zhuǎn)角卡死，推力正常；螺旋槳i轉(zhuǎn)角正常，推力效率降 低；螺旋槳i轉(zhuǎn)角卡死，推力效率降低。 技術(shù)效果
[0011] 與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明采用加權(quán)廣義逆方法設(shè)計(jì)的可重構(gòu)控制系統(tǒng)，當(dāng)執(zhí)行機(jī) 構(gòu)發(fā)生故障時(shí)，不需改變控制律，只通過(guò)改變操縱效率加權(quán)矩陣的權(quán)值，就可實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng) 的快速可重構(gòu)。通過(guò)引入間接控制量，操縱矩陣的逆與執(zhí)行機(jī)構(gòu)的狀態(tài)無(wú)關(guān)，可以離線(xiàn)計(jì) 算，減少控制器的計(jì)算量。本發(fā)明能夠首先在舵面和矢量推力之間進(jìn)行分配，然后充分利用 好的執(zhí)行機(jī)構(gòu)后，如果控制能力不夠再在故障的執(zhí)行機(jī)構(gòu)中分配，仿真實(shí)驗(yàn)結(jié)果也表明，本 發(fā)明設(shè)計(jì)的可重構(gòu)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)簡(jiǎn)單、計(jì)算量小，對(duì)多種故障有較強(qiáng)的魯棒性，能夠?qū)崿F(xiàn)若干故 障下的系統(tǒng)可重構(gòu)，顯著增強(qiáng)系統(tǒng)的容錯(cuò)飛行能力。
【附圖說(shuō)明】
[0012] 圖1為實(shí)施例1中飛行器螺旋槳和尾翼配置圖。
[0013] 圖2為實(shí)施例1中三個(gè)舵面之間的示意圖；
[0014] 圖中：舵面Stl用于方向舵，SJPS2用于升降舵面或者用于方向舵面。
[0015] 圖3為實(shí)施例1中矢量推力分解示意圖。
[0016] 圖4為本發(fā)明的總體結(jié)構(gòu)示意圖。
[0017] 圖5為矢量推力可重構(gòu)模塊原理圖。
[0018] 圖6為實(shí)施例中一個(gè)舵面卡死，而多種矢量推力故障的控制系統(tǒng)仿真示意圖；
[0019] 圖中：(a)為軌跡和姿態(tài)角時(shí)間歷程；(b)為推力時(shí)間歷程，（C)為矢量轉(zhuǎn)角時(shí)間歷 程，（d)為舵偏角時(shí)間歷程。
【具體實(shí)施方式】
[0020] 下面對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例作詳細(xì)說(shuō)明，本實(shí)施例在以本發(fā)明技術(shù)方案為前提下進(jìn)行 實(shí)施，給出了詳細(xì)的實(shí)施方式和具體的操作過(guò)程，但本發(fā)明的保護(hù)范圍不限于下述的實(shí)施 例。 實(shí)施例1
[0021] 如圖1所示，本實(shí)施例針對(duì)的是多矢量推力和多舵面組合飛行器，其多舵面是指 飛行器的舵面可以實(shí)現(xiàn)基本的俯仰和偏航和滾轉(zhuǎn)功能，具體為帶有六個(gè)螺旋槳和氣動(dòng)舵面 的飛行器，1~6及其位置分別代表飛行器螺旋槳的布置情況，尾部Y型氣動(dòng)舵面布置情況。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種飛行器可重構(gòu)控制系統(tǒng)，其特征在于，包括：控制器模塊、力矩控制分配模塊、 舵面重構(gòu)分配器、矢量推力重構(gòu)控制器、兩個(gè)故障識(shí)別單元和狀態(tài)測(cè)量單元，其中：控制器 模塊根據(jù)跟蹤輸出誤差輸出總的控制力和力矩至力矩控制分配模塊，力矩控制分配模塊進(jìn) 行舵面和矢量推力的力和力矩分配，兩個(gè)故障識(shí)別單元分別根據(jù)飛行器的螺旋槳和舵面的 故障數(shù)據(jù)設(shè)定故障權(quán)值系數(shù)，并分別輸出至舵面重構(gòu)分配器和矢量推力重構(gòu)控制器以實(shí)現(xiàn) 重構(gòu)控制分配，得到實(shí)際控制量并輸出至飛行器，狀態(tài)測(cè)量單元對(duì)飛行器的當(dāng)前位置和狀 態(tài)檢測(cè)并反饋實(shí)現(xiàn)閉環(huán)控制。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器可重構(gòu)控制系統(tǒng)的實(shí)現(xiàn)方法，其特征在于，包括以下 步驟： 步驟1)分別通過(guò)慣性導(dǎo)航傳感器采集飛行器姿態(tài)數(shù)據(jù)、通過(guò)全球定位系統(tǒng)采集飛行 器的位置和速度數(shù)據(jù)，并將采集到的信息輸出至飛行器； 步驟2)舵偏角傳感器和螺旋槳轉(zhuǎn)速和矢量轉(zhuǎn)角傳感器分別采集舵偏角和推力的狀態(tài) 信息，并輸出至故障識(shí)別單元，進(jìn)行加權(quán)矩陣的權(quán)值系數(shù)設(shè)定； 步驟3)根據(jù)步驟1得到的飛行器當(dāng)前狀態(tài)和用戶(hù)輸入的目標(biāo)狀態(tài)，采用控制器模塊計(jì) 算得到控制力； 步驟4)將步驟3計(jì)算得到的控制力通過(guò)控制分配模塊給舵面和螺旋槳，其中螺旋槳承 擔(dān)的力矩為Ft= W2XTtall，舵面承擔(dān)的力矩為Fd= w wjP W2分別為氣動(dòng)舵面和螺 旋槳所分擔(dān)的力和力矩的權(quán)值； 步驟5)利用步驟2建立的執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障類(lèi)型與操縱效率加權(quán)矩陣取值對(duì)照表，解決飛 行器非線(xiàn)性操縱的控制分配與重構(gòu)問(wèn)題，得到實(shí)際輸出的舵偏角和矢量推力； 步驟6)將步驟5得到的實(shí)際舵偏角輸出和矢量推力輸出結(jié)果作用于飛行器的控制上， 采集飛行器的當(dāng)前飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)、舵偏角和矢量推力的實(shí)際輸出值，通過(guò)仿真數(shù)據(jù)輸出值 和實(shí)際故障情況對(duì)比，驗(yàn)證結(jié)果的正確性。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的實(shí)現(xiàn)方法，其特征是，所述的加權(quán)矩陣的權(quán)值系數(shù)設(shè)定的具 體操作步驟包括： 2. 1根據(jù)舵偏角測(cè)量數(shù)據(jù)判斷舵面卡死還是正常，若卡死則該舵面權(quán)值設(shè)為0,并將卡 死的角度傳給舵偏角重構(gòu)分配模塊； 2. 2根據(jù)矢量推力的測(cè)量數(shù)據(jù)，判斷矢量推力是卡死還是效率降低，并把相應(yīng)的權(quán)值向 量賦值。如果矢量偏角卡死，則把卡死的角度傳給矢量推力重構(gòu)模塊。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的實(shí)現(xiàn)方法，其特征是，所述的步驟5具體包括： 5. 1采用舵面重構(gòu)控制律得到實(shí)際的舵偏角輸出量； 5. 2采用矢量推力重構(gòu)模塊得到實(shí)際的矢量推力的大小和方向，具體為：采用三個(gè)對(duì) 角加權(quán)矩陣，對(duì)角線(xiàn)元素對(duì)應(yīng)于各矢量推力的狀態(tài)，對(duì)于正常的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，轉(zhuǎn)角和推力都是 控制變量，即控制力：F thv= (PWirt。;再由矢量推力分解的逆運(yùn)算，得到實(shí)際的沒(méi)有故障 的推力輸出值F' τ，當(dāng)正常執(zhí)行機(jī)構(gòu)能夠滿(mǎn)足飛行要求，則不需要有故障的執(zhí)行機(jī)構(gòu)參與 控制；當(dāng)不能夠滿(mǎn)足飛行要求，即F' JPFt。之間有誤差A(yù)Ft。，則AFt。需要在有故障的矢 量推力間進(jìn)行二次分配，即故障下可重構(gòu)，其矢量推力計(jì)算力表達(dá)式為：F T= PW sSW2AFt。， 則可重構(gòu)分配公式為：F" T= (PWsSW2)-1AFtc^同樣通過(guò)矢量推力分解的逆運(yùn)算作用于飛行 器上，進(jìn)行控制飛行。
5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的實(shí)現(xiàn)方法，其特征是，所述的控制力中的參數(shù)為 W1= diag([wfl wf2 wf3 wf4 wf5 wf6 wfl wf2 wf3 wf4 wf5 wf6]), W2= diag([y i(l-wfl) y2(l-wf2) y3(l-wf3) y4(l-wf4) y5(l-wf5) y6(l_wf6)])， Ws= diag([w μ1 W112 W113 W115 W116 W111 W112 W113 W115 W116]),其中：wfi代表第 i 個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)推力的權(quán)值，wwi代表第i個(gè)執(zhí)行機(jī)構(gòu)轉(zhuǎn)角的權(quán)值，γ i代表第i個(gè)轉(zhuǎn)角故障的 執(zhí)行機(jī)構(gòu)推力的權(quán)值。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的實(shí)現(xiàn)方法，其特征是，螺旋槳故障的權(quán)值，即所述轉(zhuǎn)角故障的 執(zhí)行機(jī)構(gòu)推力的權(quán)值為：
【專(zhuān)利摘要】一種飛行器可重構(gòu)控制系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)方法，該系統(tǒng)包括：控制器模塊、力矩控制分配模塊、舵面重構(gòu)分配器、矢量推力重構(gòu)控制器、兩個(gè)故障識(shí)別單元和狀態(tài)測(cè)量單元，本發(fā)明采用加權(quán)廣義逆方法設(shè)計(jì)的可重構(gòu)控制系統(tǒng)，當(dāng)執(zhí)行機(jī)構(gòu)發(fā)生故障時(shí)，不需改變控制律，只通過(guò)改變操縱效率加權(quán)矩陣的權(quán)值，就可實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)的快速可重構(gòu)，通過(guò)引入間接控制量，操縱矩陣的逆與執(zhí)行機(jī)構(gòu)的狀態(tài)無(wú)關(guān)，可以離線(xiàn)計(jì)算，減少控制器的計(jì)算量。
【IPC分類(lèi)】G05B19-048
【公開(kāi)號(hào)】CN104765312
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510101543
【發(fā)明人】陳麗, 溫余彬, 劉芬, 周華, 段登平
【申請(qǐng)人】上海交通大學(xué)
【公開(kāi)日】2015年7月8日
【申請(qǐng)日】2015年3月9日