[发明专利]一种导弹多驱动状态执行机构故障的容错控制方法

权利要求书

1.一种导弹多驱动状态执行机构故障的容错控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

步骤一、导弹模型建立

S1针对一般无翼导弹，在满足冻结系数和小扰动假设的条件下构建如下表示的导弹动力学模型：

其中，θ、σ、α、β和γ分别为导弹速度倾角、航迹偏航角、攻角、侧滑角和滚转角(rad)；P、Y和Z分别代表推力、升力和侧向力(N)；m和V分别代表导弹质量(kg)和速度(m/s)；ω_x1、ω_y1和ω_z1分别为弹体滚转、偏航和俯仰角速度(rad/s)；J_x1、J_y1和J_z1分别为弹体体系x、y和z轴转动惯量(kg·m)；m_x1 ，m_y1 和m_z1 分别为滚转、偏航和俯仰方向力矩(N·m)；δ₁，δ₂，δ₃和δ₄依次为#1舵至#4舵的舵偏角(O)；S_m和l_k分别代表弹体特征面积(m²)和特征长度(m)；和分别为滚转、偏航和俯仰方向无因次角速度；代表动压(Pa)；偏导数上标代表相应的气动力系数和气动力矩系数；

S2、定义{σ₁，σ₂，σ₃，σ₄}-r_j，(j＝1，2，3...11)形式表示导弹执行机构工作模式，其中σ_i(i＝1，2，3，4)代表故障状态，σ_i＝1，舵机工作状态良好，若σ_i接近于0，则舵机发生故障，其模式主要包括以下几种：

(1)无执行机构完全失效的过驱动状态：

{1，1，1，1}-r₁

(2)单个执行机构完全失效的全驱动状态：

{1，1，1，0}-r₂，{1，1，0，1}-r₃，{1，0，1，1}-r₄，{0，1，1，1}-r₅

(3)两个执行机构完全失效的欠驱动状态：

{1，1，0，0}-r₆，{1，0，1，0}-r₇，{1，0，0，1}-r₈，{0，1，1，0}-r₉，{0，1，0，1}-r₁₀，{0，0，1，1}-r₁₁

步骤二、针对导弹执行机构的不同驱动状态重构控制策略

S1、模式r₁至r₅的标准控制策略构建

设计控制系统使导弹纵向和侧向跟踪设计弹道，滚转通道保持稳定，即控制目标变量为和γ_c＝0；定义导弹系统状态为x＝[α，β，γ，ωx₁，ωy₁，ωz₁]^T；系统输入u＝[δ₁，δ₂，δ₃，δ₄]^T；系统输出y＝[q_H，q_l，γ]^T；

则系统状态方程描述如下：

其中，

对系统进行基于Lie导数的微分同胚映射可得

系统动态特性由反馈线性化状态进行描述

其中，

为在r_j故障模式下无完全失效故障舵机序号的集合；

定义系统跟踪指令为y_c＝[y_c1，y_c2，y_c3]^T＝[q_Hc，q_lc，γ_c]^T，采用反步控制方法设计如下

其中，和为系统跟踪误差，和为反步控制稳定函数，通过设计令相应状态二次型形式Lyapunov函数导数为负；

其中，和为稳定函数设计增益，且需满足跟踪性能特征多项式为Hurwitz多项式，为不同通道跟踪性能设计带宽；

根据系统输入矩阵在标准控制策略下是非奇异的，通过控制分配得到系统输入为：

其中，表示矩阵的广义逆矩阵

S2、模式r₆至r₁₁的欠驱动控制策略构建

针对故障模式所导致的欠驱动输入状态，其控制输入作如下变换

其中，δ_a和δ_b为故障模式r_j下无完全失效故障舵机舵偏输入，因此，系统输入矩阵相应变换为系统状态方程表示如下

针对不同欠驱动故障模式，设计成形函数为

成形函数包含唯一变量γ，即成形变量，且存在关于γ的唯一积分形式；应用成形函数对系统输出进行变换如下

对系统进行基于Lie导数的微分同胚映射可得

则系统动态特性描述如下

其中，

并满足

由此，通过应用成形函数进行变换将系统转变为串联系统；

对于和子系统应用反步控制如下

其中，符号定义同上不变，反步控制设计中和被替换成q_H和q_l来保证弹道跟踪精度；

根据设计跟踪指令为

则对于子系统反步控制设计如下

根据反步控制设计可得等效控制输入为

从而有

由此，欠驱动控制策略舵偏输入为有效舵偏δ_a和δ_b，以及故障舵偏零输入；

步骤三、自适应故障识别因子重构策略

根据步骤二所设计的控制策略，控制系统采用自适应故障模式识别因子，对不同故障模式进行识别和控制策略切换；

S1重构机制设计

设置重构机制为：其中，为故障模式识别因子κ_j的估计值，定义故障识别因子κ_j满足以下条件

S2识别因子设计

设计系统Lyapunov函数如下

其中，V_x和V_κ分别对应系统跟踪状态和识别因子估计误差Lyapunov函数，为κ＝[κ₁，κ₂，...，κ₁₁]^T的估计值，Λ＝diag{Λ₁，Λ₂，...，Λ₁₁}为自适应趋近律；

令Lyapunov函数导数负定，同时其中故障因子估计误差部分导数为0，则得到故障识别因子自适应律如下

其中，

以及