申请/专利权人：北京航空航天大学

申请日：2021-10-26

公开（公告）日：2024-04-12

公开（公告）号：CN113985734B

主分类号：G05B13/04

分类号：G05B13/04

优先权：["20201208 CN 2020114408990"]

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.04.12#授权;2022.02.18#实质审查的生效;2022.01.28#公开

摘要：本发明公开了一种基于执行器故障的高超声速导弹的自适应容错控制器，是在导弹标称输出反馈控制器与执行器之间增加了自适应容错控制器。构建步骤有：步骤1，建立高超声速导弹在模型参数不确定性，外界干扰条件下的运动模型；步骤2，建立高超声速导弹在执行器故障条件下的动态模型；步骤3，依据动态模型设计自适应容错控制器。本发明的高超声速导弹的自适应容错控制方法，能够实现高超声速导弹在执行器故障、模型参数不确定性以及外界干扰情况下的期望飞行，显著提高了高超声速导弹飞行的可靠性和抗干扰能力。

主权项：1.一种基于执行器故障的高超声速导弹的自适应容错控制器，其特征在于：是在导弹标称输出反馈控制器与执行器之间增加了自适应容错控制器；构建所述自适应容错控制器的步骤有：步骤1，建立高超声速导弹在模型参数不确定性，外界气流干扰条件下的运动模型；自适应容错控制器接收高超声速导弹的运动参数，并建立高超声速导弹在模型参数不确定性，外界气流干扰条件下的运动模型为： 表示高超声速导弹的飞行加速度；V表示高超声速导弹的飞行速度；Fx表示高超声速导弹在纵向上的控制力；Fy表示高超声速导弹在侧向上的控制力；Fz表示高超声速导弹在高度方向上的控制力；q表示动压，所述q＝0.5ρV2，ρ表示大气密度；S表示高超声速导弹翼参考面积；CD表示高超声速导弹的阻力系数；dC表示高超声速导弹阻力系数的未建模项；m表示高超声速导弹的质量；dm表示高超声速导弹质量的未建模项；g表示引力常量；θ表示高超声速导弹的航迹角； 表示高超声速导弹的航迹角的角速度；ψ表示高超声速导弹的航向角； 表示高超声速导弹的航向角的角速度；dV表示高超声速导弹速度受到的外界干扰；dθ表示高超声速导弹航迹角受到的外界干扰；dψ表示高超声速导弹航向角受到的外界干扰； 表示高超声速导弹在惯性坐标系纵向上的速度； 表示高超声速导弹在惯性坐标系侧向上的速度； 表示高超声速导弹在在惯性坐标系高度方向上的速度；定义没有故障时的高超声速导弹控制输入量为u＝[FxFyFz]T，则得到高超声速导弹如下三维空间运动模型为： P表示高超声速导弹在惯性坐标系下的位置；所述P＝[XYZ]T，上角标T表示矩阵转置；所述P＝[XYZ]T中的X代表着高超声速导弹在惯性坐标系的X轴方向上的位置控制指令，所述P＝[XYZ]T中的Y代表着高超声速导弹在惯性坐标系的Y方向上的位置控制指令，所述P＝[XYZ]T中的Z代表着高超声速导弹在惯性坐标系的Z方向上的位置控制指令； 表示高超声速导弹在惯性坐标系下的加速度矢量；B表示高超声速导弹参数矩阵；所述D表示高超声速导弹受到的阻力和地球引力产生的加速度矢量；所述EW表示高超声速导弹的等价扰动项，包括高超声速导弹受到的参数不确定性和外界扰动；步骤2，构建高超声速导弹在执行器故障条件下的动态模型；考虑执行器故障模型情况下，高超声速导弹的动力控制输入为：uf＝1-εu3uf表示故障发生后高超声速导弹的实际动力控制输入量；u表示没有故障时的高超声速导弹在执行器故障条件下的动态模型动力控制输入量；ε表示高超声速导弹在执行器故障条件下的动态模型导弹执行器发生故障后损失的效率，所述0≤ε＜1表示高超声速导弹在执行器故障条件下的动态模型导弹执行器发生故障后损失的效率，如果ε＝1意味着高超声速导弹在执行器故障条件下的动态模型导弹的执行器完全失效，如果ε＝0表示执行器没有发生故障，仍在正常工作；加载执行器故障模型后的高超声速导弹的运动模型为： 步骤3，依据故障下的动态模型设计了自适应容错控制器；依据步骤1和步骤2建立的动态模型设计自适应容错控制器为： P是当前高超声速导弹实际的飞行信息；P0表示高超声速导弹的飞行参考信号； 表示高超声速导弹的飞行参考加速度矢量信号；K1为控制器第1个反馈增益矩阵；K2为控制器第2个反馈增益矩阵；E表示高超声速导弹轨迹跟踪误差；所述E＝P-P0；uuA表示容错补偿控制器；δf表示容错补偿控制器的参数矩阵；N1表示容错补偿控制器的第1个状态变量； 表示容错补偿控制器的第1个状态变量的导数；N2表示容错补偿控制器的第2个状态变量； 表示容错补偿控制器的第2个状态变量的导数。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 北京航空航天大学 基于执行器故障的高超声速导弹的自适应容错控制器

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