[发明专利]一种飞翼无人机姿态系统谐波干扰抑制与主动容错方法

权利要求书

1.一种飞翼无人机姿态系统谐波干扰抑制与主动容错方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)建立受舵面故障和谐波干扰影响的飞翼无人机姿态系统受扰动力学模型，获取飞翼无人机姿态系统跟踪误差动态；

(2)基于谐波观测器技术设计飞翼无人机受扰姿态系统滚转、俯仰、偏航三通道观测器；

(3)针对飞翼无人机姿态系统跟踪误差动态，结合谐波观测器干扰估计信息，构建飞翼无人机复合非线性动态逆姿态控制器，获取虚拟控制量；

(4)基于伪逆法将期望力矩转化为飞翼无人机的舵面偏转量。

2.根据权利要求1所述的一种飞翼无人机姿态系统谐波干扰抑制与主动容错方法，其特征在于，步骤(1)所述飞翼无人机姿态系统受扰动力学模型为：

其中，s_φ，t_θ，c_φ和c_θ分别表示sinφ，tanθ，cosφ和cosθ；φ，θ和ψ分别表示飞翼无人机的滚转角，俯仰角和偏航角，和分别表示φ，θ和ψ的一阶导数；p，q和r分别表示飞翼无人机绕机体x，y和z轴的旋转角速度，和分别表示p，q和r的一阶导数；I_x，I_y和I_z分别表示飞翼无人机绕机体x，y和z轴的转动惯量；I_xz表示飞翼无人机的惯性积；τ_x，τ_y和τ_z分别表示飞翼无人机绕机体x，y和z轴气动力矩；D_x，D_y和D_z表示作用在机体轴的周期性干扰，其动态满足：

其中，ω_x,ω_y,ω_z表示三轴向干扰的频率，其值已知；表示干扰内部动态，和分别表示和的一阶导数；

通过飞翼无人机姿态系统受扰动力学模型中的力矩，得到包含舵面故障的飞翼无人机舵回路模型：

Γ＝B[(I-K_f)δ_n+δ_f]＝Bδ_n+B(δ_f-K_fδ_n)＝Γⁿ+Γ^f(3)

其中Γ＝[τ_xτ_yτ_z]^T为力矩矢量；表示标称力矩矢量；表示舵面故障影响造成的力矩矢量；B∈R^3×8表示飞翼无人机舵面的操纵效率矩阵；I∈R^8×8为单位矩阵；K_f＝diag{k_f1,k_f2,…,k_f8}表示8个舵面的故障系数矩阵；δ_n＝[δ_n1δ_n2δ_n3δ_n4δ_n5δ_n6δ_n7δ_n8]^T表示忽略故障影响的飞翼无人机舵面的偏转角度标称值，δ_f＝diag{δ_f1,δ_f2,…,δ_f8}表示舵面卡死角度；Γⁿ表示无舵面故障下的标称气动力矩，Γ^f表示故障引起的气动力矩；引出如下定义：

其中，△＝I_xI_z-I_xz².考虑上述定义，联立方程(3)，方程(1)可以重写为如下形式：

其中为Θ的一阶导数，为Ω的一阶导数，表示集总干扰，表达式为：

D_A＝D+GΓ^f

根据姿态系统动态(4)，可以得到姿态角二阶动态为：

其中为W的一阶导数，D_L为包括多源干扰和舵面故障影响的集总干扰，表达式为：

D_L＝WD_A

定义飞翼无人机姿态跟踪误差：

其中Θ_d＝[φ_d θ_d ψ_d]^T，φ_d,θ_d,ψ_d分别为期望姿态角指令，e_φ,e_θ,e_ψ分别表示滚转、俯仰、偏航角跟踪误差，则姿态系统跟踪误差动态为：

其中和分别表示e_Θ的二阶导数和一阶导数，和分别表示Θ_d的二阶导数和一阶导数。