[发明专利]一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法

说明书

本发明公开一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，步骤是：针对高超声速飞行器再入段姿态角非线性系统，建立带有传感器复合故障的高超声速飞行器再入段姿态模型；针对建立的高超声速飞行器再入段姿态模型，设计传感器非线性故障检测观测器和检测阈值，检测传感器故障；设计外环自适应滑模虚拟容错控制器，并根据故障检测结果决定是否在控制器中加入故障补偿项，获得传输给内环的虚拟控制输入信号；根据所得的控制输入信号，设计内环动态面控制器得到所需控制力矩并使系统稳定跟踪给定参考指令。此种方法可解决高超声速飞行器再入段姿态角系统遭受外部干扰与传感器复合故障情况下的故障检测与自愈合控制问题。

技术领域

本发明属于高超声速飞行器传感器复合故障容错控制技术领域，特别涉及一种针对高超声速飞行器发生传感器复合故障的自愈合控制方法。

背景技术

近年来，由于高超声速飞行器在发射成本、飞行速度、航天运输和全球打击等军用民用方面具有诸多优势，因此备受关注。与传统航空航天飞行器相比，高超声速飞行器具有强非线性、强耦合和快时变性等动力学特征。近空间中大气密度、温度和气流环境等条件比普通飞机飞行环境更为复杂和苛刻，传感器系统容易受到冰冻、高温和雷电等影响，产生故障，测量值产生偏差甚至传感器系统整体测量产生误差，此时针对单个传感器的硬件冗余技术无法发挥作用，因此参考执行器故障处理方法，可以采用基于模型的解析冗余技术估计出故障，通过设计容错控制器进行补偿，从而确保系统稳定性并提高系统可靠性。

高超声速飞行再入段姿态控制也是高超声速飞行器控制研究的一个重要方向。这阶段高超声速飞行器所处的飞行环境复杂，空气密度极低，气动压力小，高温且高热，飞行高度从大于100公里降至20公里，飞行速度最高可达30马赫，相应的姿态角系统也为一个强干扰、强耦合的复杂非线性系统。

目前有关高超声速飞行器、卫星或其他系统传感器故障的相关故障诊断方法,主要是针对线性系统设计故障观测器。但是对于非线性系统而言，观测器的设计难度大大增加，尤其是高超声速飞行器再入段姿态角系统这种强耦合的复杂非线性系统。另外，额外的故障估计观测器会增加系统的复杂性和不稳定性，特别是应对复合故障时，故障个数、耦合度的增加往往会需要数量更多、维度更高更复杂的观测器，给系统的稳定性保证和方法设计带来更大的挑战。

发明内容

本发明的目的，在于提供一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，其可解决高超声速飞行器再入段姿态角系统遭受外部干扰与传感器复合故障情况下的故障检测与自愈合控制问题。

为了达成上述目的，本发明的解决方案是：

一种高超声速飞行器传感器复合故障自愈合控制方法，包括如下步骤：

步骤1，针对高超声速飞行器再入段姿态角非线性系统，考虑外部干扰、传感器复合故障，建立带有传感器复合故障的高超声速飞行器再入段姿态模型；

步骤2，针对步骤1中建立的高超声速飞行器再入段姿态模型，设计传感器非线性故障检测观测器和检测阈值，检测传感器故障；

步骤3，设计外环自适应滑模虚拟容错控制器，并根据步骤2的故障检测结果决定是否在控制器中加入故障补偿项，获得传输给内环的虚拟控制输入信号；

步骤4，根据步骤3所得的控制输入信号，设计内环动态面控制器得到所需控制力矩并使系统稳定跟踪给定参考指令。

上述步骤1中，高超声速飞行器再入段姿态模型如下：

其中ω＝[p,q,r]^T为角速率向量，分别包括滚转角速率p、俯仰角速率q和偏航角速率r；θ＝[φ,α,β]^T为姿态角度向量，分别包括倾斜角φ、攻角α和侧滑角β；J∈R^3×3为表示转动惯量的对称正定矩阵；M∈R^3×1为控制输入力矩；d(t)∈R^3×1代表考虑的干扰；