[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

说明书

本发明提供一种导弹多驱动状态执行机构故障的容错控制方法，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导弹动力学模型，并针对导弹执行机构的不同驱动状态重构控制策略，最后根据所设计的控制策略，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完成控制系统的容错控制。本发明应用自适应故障模式识别因子，能够有效识别导弹执行机构不同故障模式，并选择相应控制策略对控制系统重构；单一控制系统设计即可解决导弹执行机构不同故障模式，以及应对系统输入驱动状态改变。

技术领域

本发明属于飞行器动力学与控制领域，具体涉及导弹执行机构故障的 容错控制方法。

背景技术

执行机构是控制系统完成控制行为的最终落脚点，执行机构故障将导 致控制系统性能严重下降，甚至系统不稳定或发生严重故障。因此，执行 机构故障问题的处理对于控制系统安全可靠性极为重要。

目前，对于不改变控制系统输入驱动状态的执行机构故障容错控制方 法主要分为两大类。一类是被动容错控制方法，其研究主要集中于上世纪 90年代，通常基于鲁棒控制理论，通过设计固定控制器，提供足够稳定裕 度以克服执行机构故障。被动容错控制方法由于设计相对保守，牺牲较多 控制性能，容错控制能力十分有限，因此已难以适应复杂系统执行机构故 障以及现代控制性能需求。

另一类是主动容错控制方法，随着现代控制系统对容错控制能力要求 日益提高，该类方法得到了快速发展和广泛关注。其中较为著名的控制方 法有滑模变结构控制方法、预测控制方法、自适应控制方法、神经网络/模 糊逻辑智能控制方法和基于扰动估计控制方法等。主动容错控制方法虽然 能够有效识别和处理一般执行机构故障，但对于能够引起控制系统输入驱 动状态改变的多个执行机构故障问题，主动容错控制方法无法识别故障模 式，且不能对控制系统进行重构，难以应用于该类执行机构故障的容错控 制。滑模变结构控制方法针对执行机构故障的趋近律设计单一，系统输入 驱动状态改变将直接导致控制系统失效，且其抖振特点也会影响控制性能； 预测控制方法虽然能够识别复杂系统执行机构故障模式，但对于系统输入 驱动状态改变缺乏有效重构处理机制；自适应控制方法能够识别多个执行 机构一般故障且可有效重构控制系统，但无法应对欠驱动执行机构故障模 式；神经网络/模糊逻辑智能控制方法对控制系统和执行机构故障完全建模 相当困难，且需要大量样本进行训练，仅能针对学习样本所包含的故障模 式进行处理，目前在解决复杂系统执行机构故障上应用并不完善。基于扰 动估计控制方法和预测控制方法类似，在系统驱动状态改变的多个执行机 构故障下，无法对控制系统有效重构。

综上所述，对于能够引起控制系统输入驱动状态改变的多个执行机构 故障，现有技术尚缺乏有效的解决途径。

发明内容

本发明的目的是针对导弹多个执行机构故障致使控制系统输入驱动状 态改变的容错控制技术问题，

为解决上述技术问题，提出如下技术方案，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：