[发明专利]飞行器可重构控制系统实现方法

摘要

一种飞行器可重构控制系统实现方法，该系统包括控制器模块、力矩控制分配模块、舵面重构分配器、矢量推力重构控制器、两个故障识别单元和状态测量单元，本发明采用加权广义逆方法设计的可重构控制系统，当执行机构发生故障时，不需改变控制律，只通过改变操纵效率加权矩阵的权值，就可实现控制系统的快速可重构，通过引入间接控制量，操纵矩阵的逆与执行机构的状态无关，可以离线计算，减少控制器的计算量。

主权项

一种飞行器可重构控制系统实现方法，其特征在于，该飞行器可重构控制系统包括：控制器模块、力矩控制分配模块、舵面重构分配器、矢量推力重构控制器、两个故障识别单元和状态测量单元，其中：控制器模块根据跟踪输出误差输出总的控制力和力矩至力矩控制分配模块，力矩控制分配模块进行舵面和矢量推力的力和力矩分配，两个故障识别单元分别根据飞行器的螺旋桨和舵面的故障数据设定故障权值系数，并分别输出至舵面重构分配器和矢量推力重构控制器以实现重构控制分配，得到实际控制量并输出至飞行器，状态测量单元对飞行器的当前位置和状态检测并反馈实现闭环控制；所述的实现方法具体包括以下步骤：步骤1)分别通过惯性导航传感器采集飞行器姿态数据、通过全球定位系统采集飞行器的位置和速度数据，并将采集到的信息输出至飞行器；步骤2)舵偏角传感器和螺旋桨转速和矢量转角传感器分别采集舵偏角和推力的状态信息，并输出至故障识别单元，进行加权矩阵的权值系数设定；步骤3)根据步骤1得到的飞行器当前状态和用户输入的目标状态，采用控制器模块计算得到控制力；步骤4)将步骤3计算得到的控制力通过控制分配模块给舵面和螺旋桨，其中螺旋桨承担的力为FT＝w2×Ttall，舵面承担的力为FD＝w1×Ttall，w1和w2分别为气动舵面和螺旋桨所分担的力和力矩的权值；步骤5)利用步骤2建立的执行机构故障类型与操纵效率加权矩阵取值对照表，解决飞行器非线性操纵的控制分配与重构问题，得到实际输出的舵偏角和矢量推力，具体包括：5.1采用舵面重构控制律得到实际的舵偏角输出量；5.2采用矢量推力重构模块得到实际的矢量推力的大小和方向，具体为：采用三个对角加权矩阵，对角线元素对应于各矢量推力的状态，对于正常的执行机构，转角和推力都是控制变量，即控制力：其中：P矩阵代表矢量推力安装位置的矩阵，也称间接操纵矩阵；再由矢量推力分解的逆运算，得到实际的没有故障的推力输出值F′T，当正常执行机构能够满足飞行要求，则不需要有故障的执行机构参与控制；当不能够满足飞行要求，即F′T和FTc之间有误差ΔFTc，则ΔFTc需要在有故障的矢量推力间进行二次分配，即故障下可重构，其矢量推力计算力表达式为：FT＝PWsSW2ΔFTc，则可重构分配公式为：同样通过矢量推力分解的逆运算作用于飞行器上，进行控制飞行；步骤6)将步骤5得到的实际舵偏角输出和矢量推力输出结果作用于飞行器的控制上，采集飞行器的当前飞行状态数据、舵偏角和矢量推力的实际输出值，通过仿真数据输出值和实际故障情况对比，验证结果的正确性；所述的控制力中的参数为：W1＝diag([wf1 wf2 wf3 wf4 wf5 wf6 wf1 wf2 wf3 wf4 wf5 wf6])，W2＝diag([γ1(1‑wf1)γ2(1‑wf2)γ3(1‑wf3)γ4(1‑wf4)γ5(1‑wf5)γ6(1‑wf6)])，Ws＝diag([wμ1 wμ2 wμ3 wμ4 wμ5 wμ6 wμ1 wμ2 wμ3 wμ4 wμ5 wμ6])，其中：wfi代表第i个执行机构推力的权值，wμi代表第i个执行机构转角的权值，γi代表第i个转角故障的执行机构推力的权值。