国产日韩欧美一区二区三区三州_亚洲少妇熟女av_久久久久亚洲av国产精品_波多野结衣网站一区二区_亚洲欧美色片在线91_国产亚洲精品精品国产优播av_日本一区二区三区波多野结衣 _久久国产av不卡

?

高超聲速飛行器的自適應容錯控制①

2012-09-26 03:11趙國榮
固體火箭技術 2012年5期
關鍵詞:卡死執(zhí)行器飛行器

宋 超,趙國榮,劉 旭

(1.海軍航空工程學院控制工程系,煙臺 264001;2.海軍航空工程學院 青島分院,青島 266041)

0 引言

近幾年來,高超聲速飛行器作為突破導彈防御系統(tǒng)并實現(xiàn)遠程精確打擊的新途徑受到了廣泛的關注[1]。飛行器的執(zhí)行部件由于頻繁執(zhí)行工作任務且工作環(huán)境惡劣,很容易發(fā)生故障,會嚴重影響系統(tǒng)性能,甚至造成整個控制系統(tǒng)的不穩(wěn)定。因此,對執(zhí)行器故障進行容錯控制研究具有重大的現(xiàn)實意義,且是近年研究的熱點。

容錯控制一般分為主動容錯控制和被動容錯控制[2]。目前文獻中,自適應滑??刂?、魯棒控制及反演控制等多種先進控制策略應用到非線性系統(tǒng)容錯控制中,且在航天器姿態(tài)控制方面取得一定的成果[3-5]。文獻[6]采用滑模觀測器估計系統(tǒng)的狀態(tài),并根據(jù)估計值在線調(diào)整切換增益,避免了高頻抖振,但文中只是將故障看做是未知動態(tài)進行控制器的設計。文獻[7]針對一類多輸入多輸出系統(tǒng)存在不確定故障問題提出了一種自適應容錯控制方法,但未考慮系統(tǒng)存在不確定項及外界干擾的情況。文獻[8]提出一種魯棒自適應容錯控制,使得帶有界干擾的系統(tǒng)在存在故障時漸進穩(wěn)定,但該方法參數(shù)設置依賴于執(zhí)行器故障信息,且需要求解包含不確定變量的Lyapunov方程。文獻[9]提出一種新的容錯控制算法,該方法解決了系統(tǒng)存在未知外界干擾的問題,且不需求解帶有時變、不確定變量的Lyapunov方程,但是該方法僅用于線性系統(tǒng)。

本文提出了一種新的自適應容錯控制方法,該方法不需要知道系統(tǒng)非線性函數(shù)及未知干擾的上界,且能保證執(zhí)行器發(fā)生故障時,系統(tǒng)漸進穩(wěn)定,并將該控制方法應用于一類具有外界擾動的飛行器的執(zhí)行器存在卡死或部分失效故障的問題研究中。

1 飛行器及故障模型描述

1.1 飛行器數(shù)學模型的建立

為了使描述飛行器在空間的六自由度運動方程不過于復雜,作如下假設:

假設1 不考慮飛行器的撓性,即視為剛體。

式中 α、β、γv為飛行器的攻角、側(cè)滑角和速度滾轉(zhuǎn)角;ωx、ωy、ωz為飛行器繞彈體坐標系轉(zhuǎn)動角速度;δx、δy、δz為等效舵偏角。

建立飛行器運動學和動力學方程如下:

簡記式(1)和式(2),并考慮氣動參數(shù)的不確定性,則系統(tǒng)模型可寫成:

式中 f1(x1)、f2(x1,x2)、Δf2(x2)、g1(x1)、g2(x1)為對應的矩陣;Δ1(x1,t)、Δ2(x1,x2,t)為非匹配不確定項。

式中 A、B、C定義為系統(tǒng)的狀態(tài)矩陣、輸入矩陣和輸出矩陣;f(x,u)為光滑非線性函數(shù);d(t)為建模不確定性和未知外界干擾。

1.2 故障描述

系統(tǒng)執(zhí)行器故障表示如下形式[12]:

式(8)表示系統(tǒng)執(zhí)行器部分失效,0<λi≤1為執(zhí)行器有效部分的比例;式(9)表示系統(tǒng)執(zhí)行器卡死失效,此時為某一常數(shù)。執(zhí)行器存在故障(8)和故障(9)時,系統(tǒng)的控制輸入u可表示為

式中 v(t)=[v1(t),…vm(t)]T為待設計控制輸入;λ=diag[λ1,…,λm];σ =diag[σ1,…,σm],當?shù)?i個執(zhí)行器發(fā)生卡死故障時,σi=1,否則 σi=0,i=1,…,m=[,…]T。

定義 ρ =diag[ρ1,…,ρm],其中 ρi= λi- σi,i=1,…,m,則有ρ=λ-σ。定義 Δ=σ,由定義可知,Δ為范數(shù)有界,設‖Δ‖≤δΔ,δΔ為未知正常數(shù)。則式(10)改寫成

飛行器控制系統(tǒng)的任務是在不超過控制執(zhí)行機構(gòu)所能提供的控制量的限制的前提下,實現(xiàn)對制導系統(tǒng)給出的氣流角指令yd的跟蹤[13]。

2 容錯控制律設計

假設2 存在常矩陣K0,使得A-BK0為Hurwitz矩陣。

假設3 存在對稱正定矩陣P和Q,滿足:

假設4 非線性函數(shù)f(x,u)及外界干擾滿足范數(shù)有界:

式中 δf、δd為未知正常數(shù)。

定義容錯控制律[14]:

其中:

式中 η≤min{ρ1,…,ρm};μ =max{1,δΔ+δf+ δd}。

則當系統(tǒng)存在如式(8)和式(9)的執(zhí)行器故障時,則可表示如下:

其中,L(t)=(I-ρ)K0x+f(x,u)+d(t)+Δ。

由假設4可得

考慮如下形式的Lyapunov函數(shù):

對V1求導并應用假設3和式(14)得

由Lyapunov穩(wěn)定理論容易得出,該容錯控制律可使系統(tǒng)全局漸進穩(wěn)定。

以上控制器設計過程中,需要已知干擾項及故障輸入的上界,即要求μ已知,而實際情況下,該上界往往難以已知。因此,設計過程中一般考慮最壞的情況,這必然帶來一定的保守性。針對該問題,研究以下自適應容錯控制方法。

3 自適應容錯控制器設計

定義魯棒自適應容錯控制律為如下形式:

式中 γ為待設計正常數(shù)。

考慮如下形式的Lyapunov函數(shù):

對V2求導并應用假設3和式(17)得

由(BTPx)Tρ(BTPx)≥η‖BTPx‖2,并代入式(18),則上式得

由Lyapunov穩(wěn)定理論容易得出,自適應容錯控制律(16)可使系統(tǒng)漸進穩(wěn)定。

采用以上參數(shù)自適應律避免了干擾項及故障輸入的上界精確已知的局限性。

4 仿真驗證

飛行器模型和氣動參數(shù)來自NASA報告[15]。為使飛行器模型不過于復雜,仿真時將高超聲速飛行器模型基于小擾動原理進行近似線性化處理。為了簡化控制器設計,忽略慣性積項。取主慣量Jx=1 000,Jy=7 600,Jz=7 700;取 γ =10(0)=0.5。初始條件x1(0)=[0.2° 0.2° 0.2°]T,x2(0)=[0 0 0]T;期望跟蹤信號 yd=[2.3° 0 0]。

考慮下列3種模式:

模式一:所有執(zhí)行器正常,此時λ=I;σ=0;ρ=I。

模式二:t<5 s時,執(zhí)行器正常運行;t>5 s時,兩執(zhí)行器部分失效,并設有效部分比例分別為λ1=0.3,λ2=0.5。

模式三:t<5 s時,執(zhí)行器運行正常,t>5 s時,執(zhí)行器一發(fā)生卡死故障,執(zhí)行器二正常運行。

仿真結(jié)果如圖1和圖2所示。

從圖1可看出,無論執(zhí)行器存在部分失效還是卡死故障時,本文設計的自適應容錯控制律可使飛行器漸進穩(wěn)定于期望的姿態(tài)角,即實現(xiàn)對期望制導指令的魯棒輸出跟蹤。仿真圖2表明,未知參數(shù)μ^(t)通過在線估計,能隨著故障信息自適應的變化。

5 結(jié)論

(1)設計了一種自適應容錯控制方法,該方法不需要已知非線性函數(shù)及未知干擾的上界,而是采用自適應法對其估計;并通過Lyapunov方法證明了該控制器在存在執(zhí)行器失效或卡死故障時,系統(tǒng)仍漸進穩(wěn)定。

(2)分析了飛行器再入過程中可能出現(xiàn)的執(zhí)行器故障問題,應用本文所述自適應容錯控制方法,實現(xiàn)制導指令的魯棒輸出跟蹤,并通過仿真驗證了該控制器對飛行器執(zhí)行器部分失效或卡死故障都具有良好的容錯能力。

[1]Jorris T R.Common aero vehicle autonomous reentry trajectory optimization satisfying waypoint and no-fly zone constraints[D].Alabama:Air University,2007.

[2]周東華,Ding X.容錯控制理論及其應用[J].自動化學報,2000,26(6):788-797.

[3]Hu Q L,Zhang Y M,Huo X,et al.Adaptive integral-type sliding mode control for spacecraft attitude maneuvering under actuator stuck failures[J].Chinese Journal of Aeronautics,2011,24:32-45.

[4]Jiang Y,Hu Q L,Ma G F.Adaptive backstepping fault-tolerant control for flexible spacecraft with unknown bounded disturbances and actuator failures[J].ISA Transactions,2010,49:57-69.

[5]Godard,Krishna D K.Robust attitude stabilization of spacecraft subject to actuator failures[J].Acta Astronautica,2011,68:1242-1259.

[6]程月華,姜斌,孫俊,等.基于滑模觀測器的衛(wèi)星姿態(tài)控制系統(tǒng)滑模容錯控制[J].上海交通大學學報,2011,45(2):190-194.

[7]Tang Xi-dong,Tao Gang,Suresh M Joshi.Adaptive actuator failure compensation for parametric strict feedback systems and aircraft application[J].Automatica,2003,39:1975-1982.

[8]Jin X Z,Yang G H.Robust adaptive fault-tolerant compensation control with actuator failures and bounded disturbances[J].Acta Automatica Sinica,2009,35(3):305-309.

[9]Fan L L,Song Y D.On fault-tolerant control of dynamic systems with actuator failures and external disturbances[J].Acta Automatica Sinica,2010,36(11):1620-1625.

[10]錢杏芳,林瑞雄,趙亞男.導彈飛行力學[M].北京:北京理工大學出版社,2008:28-48.

[11]趙漢元.飛行器再入動力學和制導[M].長沙:國防科技大學出版社,1997:23-86.

[12]Tang Xi-dong ,Tao Gang ,Suresh M Joshi.Adaptive actuator failure compensation for nonlinear MIMO systems with an aircraft control application[J].Automatica,2007,43:1869-1883

[13]陳潔,周紹磊,宋召青.基于不確定性的高超聲速飛行器動態(tài)面自適應反演控制系統(tǒng)設計[J].宇航學報,2010,31(11):2550-2556.

[14]Fan L L,Song Y D.Fault-tolerant control and disturbance attenuation of a class of nonlinear system with actuator and component failures[J].Acta Automatica Sinica,2011,37(5):623-628.

[15]Shaughnessy J D,Pinckney S Z,McMinn J D,et al.Hypersonic vehicle simulation model:winged-cone configuarion[R].NASA TM-102610,1990.

猜你喜歡
卡死執(zhí)行器飛行器
多場下壓電噴油器執(zhí)行器電學特性試驗研究
更正說明
自動駕駛汽車執(zhí)行器故障冗余算法
高超聲速飛行器
不銹鋼螺釘卡死現(xiàn)象工藝分析與預防方法
自潤滑軸承在大型四通換向閥的應用
X-431實測篇2010年奔馳B200空調(diào)執(zhí)行器電機學習
不同半徑長度異形凸輪可行性試驗分析
復雜飛行器的容錯控制
神秘的飛行器
罗定市| 邵阳县| 安吉县| 新巴尔虎左旗| 龙泉市| 海城市| 彭阳县| 高阳县| 岚皋县| 稻城县| 平阴县| 东乌珠穆沁旗| 金塔县| 卢湾区| 确山县| 施秉县| 织金县| 灵台县| 全椒县| 松阳县| 德清县| 乌海市| 克山县| 平和县| 吴桥县| 弥渡县| 琼结县| 铜陵市| 抚顺市| 巴楚县| 老河口市| 邢台县| 措美县| 政和县| 九寨沟县| 武川县| 蒙阴县| 浪卡子县| 迁安市| 崇阳县| 横峰县|