[发明专利]一种高超声速飞行器快速自适应滑模容错控制方法

说明书

本发明公开了一种高超声速飞行器快速自适应滑模容错控制方法，包括如下步骤：步骤一：建立高超声速飞行器精确反馈线性化模型；步骤二：在步骤一的基础上建立高超声速飞行器故障模型；步骤三：基础控制器设计；步骤四：在步骤三的基础上加入自适应律设计自适应容错控制器。本发明的高超声速飞行器快速自适应滑模容错控制方法，能够在故障时间和效率损失系数大小未知的情况下，自适应地处理故障，完成渐近跟踪飞行输出参考命令，具有较高的效率。

技术领域

本发明涉及一种飞行器控制方法，具体涉及一种高超声速飞行器快速自适应滑模容错控制方法。

背景技术

高超飞行器是形容飞行马赫数在五以上、能够于大气层或跨大气层里长期机动飞行的有翼或者无翼的一种飞行器，主要应用形式包括：高超巡航导弹、空天飞行器等。因为高超飞行器大空域与高机动的特征，加之以环境复杂多变等，这导致其的建模和控制方法的研究有很大的难点。在设计的过程中要全面地考虑多个方面的影响，在诸多文献中都指出对高超飞行器相关技术的研究是一项具有挑战性的研究任务。

容错控制(FTC)是指当系统发生故障时，通过对控制器进行重构，保证故障后的系统仍然可以稳定运行。容错控制技术需要结合非线性控制、智能控制等先进控制技术来满足控制的需求。目前，针对高超声速飞行器控制设计的非线性控制方法有:反馈线性化方法、增益预置方法、自适应方法、滑模变结构方法和Backsteeping等方法。高超声速飞行器作为一种新型的先进航空航天飞行器，针对它的各种研究尚处于起步阶段，面临许多新的问题和挑战，容错控制也不例外。

目前，国外针对高超声速飞行器容错控制的研究成果不是很丰富，国内学者在这方面开展的研究工作也非常有限，并且，这些结果主要是基于姿态动态系统的，由于姿态控制系统和高超声速飞行器纵向模型之间存在着差别，基于姿态控制系统的控制方法很难应用到高超声速飞行器的纵向模型上，鉴于以上考虑，有必要进一步研究高超声速飞行器纵向模型的容错控制问题。

2011年，北卡罗莱州立大学的Wu针对弹性高超声速飞行器LPV故障模型，利用LMI技术设计了故障检测与隔离((FDI)的观测器，能够减小故障误差抑制外部干扰。2013年，Wu针对弹性高超声速飞行器的执行器与传感器失效故障设计了切换容错控制器。文献中利用平衡点线性化模型考虑了高超声速飞行器纵向模型的容错控制问。然而，当飞行动态经历大的参数摄动时，文献中的控制策略可能无法获得好的控制性能。天津大学的王婕针对弹性高超声速飞行器中结构已知的执行器控制效益损失故障问题，基于被动容错控制的思想，提出了一种自适应滑模容错控制方法。利用积分滑模面的动态变化实时检测执行器故障的发生，自适应处理故障影响，实现容错控制，但是其只考虑了不同执行器发生相同的故障情况。于是，东南大学李世华，针对高超声速飞行器刚体模型，考虑不同执行器故障及外部干扰，设计了基于动态逆方法的自适应积分滑模容错控制器，实现了对飞行输出参考指令的渐进稳定跟踪，但是控制器的收敛速度不是很快。

发明内容

发明目的：为了解决高超声速飞行器在飞行过程中容易出现的执行器效益损失故障问题，本文设计了一种基于积分滑模面和快速双幂次趋近律的自适应滑模容错控制律。

技术方案：

一种高超声速飞行器快速自适应滑模容错控制方法，包括如下步骤：

步骤一：建立高超声速飞行器精确反馈线性化模型；

步骤二：建立高超声速飞行器故障模型；

步骤三：设计基础控制器；

步骤四：在步骤三的基础上加入自适应律设计自适应容错控制器。

进一步地，步骤一具体为：选择作为系统状态，其中，V表示飞行器速度，h表示高度，上部一个点代表一次微分，两个点代表二次微分，依次类推，

高超声速飞行器精确反馈线性化模型如下：