[发明专利]飞行器大迎角运动三元数模型的故障诊断和容错控制方法

权利要求书

1.一种飞行器大迎角运动三元数模型的故障诊断和容错控制方法，其特点是包括以下步骤：

(a)飞行器无故障时大迎角运动的三元数非线性模型为：

式中：状态变量h,V_T,α,β,p,q,r分别表示飞行高度、飞行速度、气流迎角、侧滑角、滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；g为重力加速度；Q,S,m,I_x,I_y,I_z,I_zx分别表示动压、机翼面积、飞行器质量、绕机体轴系X轴的转动惯量、绕机体轴系Y轴的转动惯量、绕机体轴系Z轴的转动惯量、机体轴系XZ轴的转动惯量积；C_x(α,β,δ),C_y(α,β,δ),C_z(α,β,δ)分别表示纵向力、侧向力和法向力；C_L(α,β,δ),C_N(α,β,δ),C_M(α,β,δ)分别为滚转力矩、偏航力矩、俯仰力矩；δ为控制量；定义三元数为分别指滚转、俯仰角，且通常侧滑角通常小于90°，cosβ不会为零；

(b)故障检出方法为：当状态组合指标J≥1，则判定飞行器有故障；

其中：

J=sign[Σi=kk+N|hpre(i)-hout(i)|-Δht]+sign[Σi=kk+N|VTpre(i)-VTout(i)|-ΔVTt]]]>

+sign[Σi=kk+N|αpre(i)-αout(i)|-Δαt]+sign[Σi=kk+N|βpre(i)-βout(i)|-Δβt]]]>

+sign[Σi=kk+N|s1pre(i)-s1out(i)|-Δs1t]+sign[Σi=kk+N|s2pre(i)-s2out(i)|-Δs2t]---(2)]]>

+sign[Σi=kk+N|s3pre(i)-s3out(i)|-Δs3t]+sign[Σi=kk+N|ppre(i)-pout(i)|-Δpt]]]>

sign[Σi=kk+N|qpre(i)-qout(i)|-Δqt]+sign[Σi=kk+N|rpre(i)-rout(i)|-Δrt]]]>

式中：h_pre(i),V_Tpre(i),α_pre(i),β_pre(i),s_1pre(i),s_2pre(i),s_3pre(i),p_pre(i),q_pre(i),r_pre(i)分别为根据（1）式在时间t=iT(i=k,k+1,…,N)计算得到的h,V_T,α,β,s₁,s₂,s₃,p,q,r值；

h_out(i),V_Tout(i),α_out(i),β_out(i),s_1out(i),s_2out(i),s_3out(i),p_out(i),q_out(i),r_out(i)分别为在时间t=iT(i=k,k+1,…,N)实际测量及计算得到的h,V_T,α,β,s₁,s₂,s₃,p,q,r值，

Δh_t,ΔV_Tt,Δα_t,Δβ_t,Δs_1t,Δs_2t,Δs_3t,Δp_t,Δq_t,Δr_t为设定的检测阈值；sign(x)=1x>00x≤0]]>为符号函数；k表示第k个采样点，对应采样时间为t=kT；N+1为设定误差累计个数，T为采样周期；

(c)飞行器出现故障时首先对故障分类，再针对确定的故障类别分析飞行器全机参数和飞行动力学特性的影响，然后重新对故障发生后突变系统建模，得到飞行器出现故障时大迎角运动的三元数非线性模型描述为：

式中：；S_f,m_f,I_xf,I_yf,I_zf,I_zxf别表示飞行器出现故障时的机翼面积、飞行器质量、绕机体轴系X轴的转动惯量、绕机体轴系Y轴的转动惯量、绕机体轴系Z轴的转动惯量、机体轴系XZ轴的转动惯量积；C_xf(α,β,δ_f),C_yf(α,β,δ_f),C_zf(α,β,δ_f)分别表示飞行器出现故障时的纵向力、侧向力和法向力；C_Lf(α,β,δ_f)、C_Nf(α,β,δ_f)和C_Mf(α,β,δ_f)飞行器出现故障时的滚转力矩、偏航力矩、俯仰力矩；δf=δδapf]]>飞行器出现故障时的控制输入，飞行器故障引起的非人为附加控制量δ_apf；

(d)容错控制器的设计方法为：设计出的控制量δ使得非线性模型（1）式稳定裕度达到军标要求，且该控制量δ和飞行器故障引起的非人为附加控制量δ_apf共同组成的飞行器出现故障时的控制输入δf=δδapf]]>使得非线性模型（3）式输出稳定。