[发明专利]基于神经网络观测器的飞行器姿态鲁棒反演容错控制方法

摘要

本发明公开了一种基于神经网络观测器的飞行器姿态鲁棒反演容错控制方法，首先给出近空间飞行器X‑33的姿态动态方程，建立了操纵面故障模型，根据姿态角速率回路的操纵面故障模型设计了自适应神经网络观测器，并联立姿态角回路和所设计的观测器动态方程，采用指令滤波反演方法设计角度环控制器和角速度环控制器。本发明不需要精确的故障信息和干扰信息，将均隐含在所设计的自适应神经网络观测器中，并实时的将隐含信息反馈给控制器，实现了鲁棒容错控制；绕开了FDI需要鲁棒性和敏感性这一难题，实现鲁棒容错控制，最后应用于操纵面故障情况的近空间飞行器姿态稳定控制和跟踪控制中，实现了飞行姿态鲁棒容错控制，并达到了良好的控制性能和效果。

主权项

一种基于神经网络观测器的飞行器姿态鲁棒反演容错控制方法，其特征在于，该基于神经网络观测器的飞行器姿态鲁棒反演容错控制方法包括:首先给出近空间飞行器X‑33的姿态动态方程，建立了操纵面故障模型；根据姿态角速率回路的操纵面故障模型获取自适应神经网络观测器，并联立姿态角回路和所设计的观测器动态方程；采用指令滤波反演方法获取角度环控制器和角速度环控制器；近空间飞行器X‑33的姿态动态方程，建立了操纵面故障模型的方法如下：步骤一，根据近空间飞行器X‑33气动构型，考虑具体的飞行环境，选择合适的坐标轴系，得到简化的可用于控制系统设计的姿态模型，然后将计算得到的容错控制律在原始模型上进行仿真，检验容错控制系统的合理性和有效性；针对近空间飞行器的飞行运动作如下的假设：近空间飞行器为理想刚体，不考虑在飞行过程中的机体包括操纵舵面在内的弹性形变、强度以及气动热因素；近空间飞行器在飞行的同一高度空域中，大气是干洁且均匀的并且不考虑大气的运动；地球是标准的圆球形状，NSV的自转速度远远大于地球的自转，即忽略地球的自转；不考虑燃料的晃动，飞行器质心位置始终保持在机体的结构纵轴上；近空间飞行器的外形是左右对称的，并且质量分布也是左右对称的，则惯性积Ixy＝Iyz＝0，并且由于其近似轴对称，因而惯性积Izx≈0；忽略近空间飞行器的气动操纵舵面以及发动机所形成的转动惯量影响；步骤二，X‑33再入模态的姿态角回路运动方程整理得：α·=q-(pcosα+rsinα)tanβ+Gere2Vcosβcosγcosμ+1MVcosβ(-L-Txsinα+Tzcosα)---(2.1)]]>β·=psinα-rcosα+Gere2Vcosγsinμ+1MV(Y-Txcosαsinβ+Tycosβ-Tzsinαsinβ)---(2.2)]]>航迹滚转角μ的运动规律表达式为：μ·=φ·ccosγsinχ-λ·(cosγcosχcosφc+sinγsinφc)+χ·sinγ-α·sinβ+pcosαcosβ+qsinβ+rsinαcosβ---(2.3)]]>因而可得：μ·=(pcosα+rsinα)secβ-Gere2Vcosγcosμtanβ+1MV[L(tanγsinμ+tanβ)+Ytanγcosμ+Txtanγ(sinμsinα-cosμcosαsinβ)+Txsinαtanβ+Tytanγcosμcosβ-Tztanγ(sinμcosα+cosμsinαsinβ)-Tzcosαtanβ]---(2.4)]]>最后推导近空间飞行器的转动动力学方程，由于刚体的旋转动力学方程为：dHdt=MT---(2.5)]]>其中H为近空间飞行器的动量矩，MT为作用在近空间飞行器上的全部的力矩矢量和，包括由气动操纵舵面和发动机推力矢量所产生的控制力矩矢量Mc＝[lc,mc,nc]T以及操纵舵面为零时近空间飞行器机体所受到的气动力矩矢量MA＝[lA,mA,nA]T，因此，在机体坐标轴系Sb下的(2.5)的矩阵形式为：d(H)bdt+(ωb)b×(H)b=(MT)b---(2.6)]]>(H)b可表示为：(H)b=Ix-Ixy-Izx-IxyIy-Iyz-Izx-IyzIzpqr---(2.7)]]>其中Ix、Iy和Iz为近空间飞行器的惯性矩，Ixy、Iyz和Izx为惯性积；综合考虑式(2.6)‑(2.7)，并根据假设，有角速率回路运动方程为：p·q·r·=(Iy-Iz)qr+lAIx(Iz-Ix)pr+mAIy(Ix-Iy)pq+nAIz+1Ix0001Iy0001IzMc---(2.8)]]>经整理可得：p·=(Iy-Iz)qr+lA+lcIx---(2.9)]]>q·=(Iz-Ix)pr+mA+mcIy---(2.10)]]>r·=(Ix-Iy)pq+nA+ncIz---(2.11)]]>其中：Mc＝ψδ(t)，ψ为控制分配矩阵，经过以上分析可知，式(2.1)‑(2.3)及(2.8)为近空间飞行器X‑33的再入姿态运动模型，而飞行运动状态的方程组中包含的各种气动力、气动力矩、及其它相关参数；综上所述，X‑33的再入模态的姿态动力学方程为：Ω·=fΩ+g1ωω·=-J-1ω×Jω+J-1ψδ---(2.12)]]>其中：fΩ＝[fα,fβ,fμ]T，且有：fα=Gere2Vcosβcosγcosμ+1MVcosβ(-q^SCL,α-Tsinα)---(2.13)]]>fβ=Gere2Vcosγsinμ+1MV(q^SCY,ββcosβ-Tcosαsinβ)---(2.14)]]>fμ=-Gere2Vcosγcosμtanβ+1MVq^SCY,ββtanγcosμcosβ+1MVq^SCL,α(tanγsinμ+tanβ)+TMV[sinα(tanγsinμ+tanβ)-cosαtanγcosμsinβ]---(2.15)]]>其中：g1为姿态角回路的控制输入系数矩阵：g1=-tanβcosα1-tanβsinαsinα0-cosαsecβcosα0secβsinα---(2.16)]]>步骤三，近空间飞行器操纵面损伤故障模型：考虑操纵面损伤故障，定义故障后的实际上每个控制通道的控制作用为：uiΞ=σiui,σi∈[σ‾i,σ‾i]0<σ‾i≤1,σ‾i≥1,i=1,...8---(2.19)]]>其中σi为未知的常数，定义为损伤因子，当则认为故障未发生，于是实际控制通道作用表示为：uΞ＝[σ1u1,…,σ8u8]＝Ξu    (2.20)其中Ξ＝diag[σ1,…,σ8]，则X‑33操纵面损伤模型表示为：x·1=f1(x1)+g1(x1)x2x·2=f2(x1,x2)+g2(x1,x2)Ξu+d(x1,x2,t)---(2.21)]]>定义U＝diag[u1,…,u8]，σ＝[σ1,…,σ8]T，则(2.21)又可以表示为如下形式：x·1=f1(x1)+g1(x1)x2x·2=f2(x1,x2)+g2(x1,x2)Uσ+d(x1,x2,t)---(2.22).]]>