基于近空间飞行器纵向解耦模型的鲁棒容错控制方法研究.pdf

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1、模型的鲁棒容错控制方法研究 1 2 近空间飞行器研究现状l 1 2 1 近空间飞行器国外研究现状1 1 2 2 国内研究现状3 1 3 近空间飞行器飞行控制系统研究现状4 1 3 1 近空间飞行器建模研究现状4 1 3 2 近空间飞行器鲁棒非线性方法研究现状5 1 4 近空间飞行器容错控制器研究现状与研究思路分析7 1 4 1 近空间飞行器研究中存在的问题7 1 4 2 近空间飞行器鲁棒容错控制器研究思路8 1 5 本文的主要内容。1 0 2 近空间飞行器及模型模型线性化1 l 2 1 引言1 1 2 2 近空间飞行器模型1 l 2 2 1 近空间飞行器模型结构与参数描述一1 l 2 2 2

2、近空间飞行器模态运动方程描述1 2 2 3 近空间飞行器模型线性化1 5 2 3 1 近空间飞行器飞行状态选取15 2 3 2 模型线性化16 2 3 3 线性化模型的分析1 7 2 4 近空间飞行器线性模型仿真研究1 8 2 4 1 极点配置方法分析。1 8 2 4 2L Q R 方法分析2 0 3 基于鲁棒P M F 的近空间飞行器容错控制器设计2 2 3 1 引言2 2 3 2 问题描述2 2 3 3 鲁棒P M F 控制器设计一2 5 I I I J V J 一 ” 一 啼 一 目录 硕士论文 3 3 1 内环稳定增益设计2 5 3 3 2 外环鲁棒稳定增益设计2 5 3 4 仿真验证

3、：2 7 3 5 本章小结3 0 4 基于鲁棒滤波的近空间飞行器自适应鲁棒逆容错控制3 1 4 1 引言3l 4 2 问题描述o 3l 4 3 自适应鲁棒逆控制器设计。3 4 4 3 1 基于非线性模型的鲁棒滤波器设计3 4 4 3 2 模型动态自适应调整。3 8 4 3 3 模型量测扰动误差补偿4 1 4 4 仿真验证4 3 4 5 本章小结4 5 5 基于神经网络内模的近空间飞行器模型参考自适应容错控制4 6 5 1 引言4 6 5 2 问题描述4 6 5 3 基于精确内模型的模型参考自适应容错控制器设计4 7 5 3 1 模型动态自适应调整4 9 5 3 2 模型量测扰动误差抑制51 5

4、 3 3 仿真算例5 3 5 4 基于辨识内模型的模型参考自适应容错控制器设计5 5 5 4 1 基于R B F 神经网络的模型辨识5 7 5 4 2 模型动态自适应调整5 8 5 4 3 模型量测扰动误差抑制6 l 5 4 4 仿真算例6 2 5 5 本章小结“ 6 总结与展望6 5 6 1 工作总结。6 5 6 2 研究展望。6 5 致谢6 7 参考文献6 8 I V 基于近空间飞行器纵向解耦模型的鲁棒容错控制方法研究 注释表 ，九组成的块对角矩阵 矩阵彳的转置 矩阵4 的最大、最小特征值 方阵彳的迹，即方阵彳的对角元素之和 矩阵彳的2 范数 矩阵彳的F r o b e n i u s 范

5、数， 怕I l ，= 0 而 V 4 k 4 J母l L毗 基于近空间飞行器纵向解耦模型的鲁棒容错控制方法研究 1 1 研究背景和意义 传统的航空器飞行在距地面2 0 k i n 以下的稠密大气层，传统的航天器飞行于距地 1 0 0 k i n 以上的空间，随着国际航空航天等各领域竞争的日益激烈，离地面2 0 1 0 0 k i n 的 近空间成为了各发达国家争夺的焦点。近空间飞行器一般是指在近空间飞行的速度超过 5 倍声速的有翼或无翼飞行器。由于近空间飞行器飞行速度快，因而敌方反应时间很短， 自身突防能力极强，可以进行全天候全时域的高空侦察和高速突防，无论作为对敌直接 打击武器还是作为武器发

6、射平台，均可提高远程作战效能【l _ 刀。 近空间侦查机由于飞行高度高，飞行速度快，因此可以实施对敌方的不间断侦查。 近空间轰炸机，由于速度快，可以在2 个小时之内达到全球任何地方并对其进行轰炸， 近空间轰炸机的巨大速度优势将确保其可以不被任何防空系统击落并且具有强大的突 防能力。与现在的超声速导弹相比，近空间巡航导弹具有更大的机动性和更少的反应时 间，因此在局部战争甚至在斩首行动中具有巨大的军事价值【7 1 。 目前，我国在近空间飞行器研究领域还比较滞后，目前仍处于起步阶段。研制自己 的近空间飞行器，对于追赶世界先进技术水平、维护世界和平、早日实现祖国统一大业、 增强国防与军工水平有着重要的

7、意义。近空间飞行器的研究必将带动我国的导弹防空与 突防打击技术、载人航天技术的发展。 1 2 近空间飞行器研究现状 1 2 1 近空间飞行器国外研究现状 基于近空间飞行器具有传统航空器与航天器所不具备的战略监视、战术打击与效用 耗费比等优势，美、俄、法、德、日、印度等国家都制订了许多研制近空间飞行器的 计划，特别是美国在这方面投入了大量的精力，并取得了一定的效果1 2 , - 1 6 1 。 美国 美国在发展近空间飞行器方面特别积极，从X - 1 5 、X - 3 3 、X - 4 3 A 直到X - 5 1 A 的实验， 美国在近空间飞行器核心部件超燃发动机方面投入了大量的财力，并为此开展了

8、近空间 飞行器实验( H y p e r - X ) 计划、近空间技术( H y t e c h ) 计划和近空间飞行( H y F l y ) 计划， 其中H y p e r - X 计划可用于验证近空间飞行器超燃冲压发动机技术和机体发动机一体化技 术，其飞行器代号为X 一4 3 。2 0 0 4 年3 月，X 一4 3 A 成功飞行，该试验切实推动了超燃冲压 发动机技术的发展，标志着超燃冲压发动机技术已经成型。 I 绪论硕士论文 图1 1X - 4 3 A ( 含助推器) 图1 2 X - 4 3 A 外形图 图1 3X 一5 1 A 构型图 图1 4H T v 一2 构型图 X 一5 l

9、 在2 0 0 9 年1 0 月2 7 号的成功飞行实验，则验证了近空间飞行器的持续飞行的 可行性，同时也开创了楔形改进椎乘波体巡航飞行器在超燃冲压发动机推进下的记录。 2 0 1 0 年，美国成功试飞了三种不同用途的近空间飞行器( X - 3 7 B 、X - 5 1 A 、H T V - 2 ) ，其中 H T V 一2 为可再入楔型近空间飞行器，为美国”猎鹰”计划的验证机，采用了改进乘波构型， 利用在滑翔降落过程中利用其高升阻比产生的升力机动规避敌方的拦截火力，从而实现 精确打击；与上述几种飞行器不同，X - 3 7 B 为是首个具备在轨飞行、再入大气层能力的 飞行器载具，可执行卫星捕获

10、与释放、情报侦察、地面攻击等多种用途，战略意义重大。 2 图1 5X 3 7 B 空天战机外形图 以上成功或部分成功的飞行试验表明，美国在近空间飞行器领域仍然走在世界各国 _1_-_-_-1_，_-_1J_J_，IlJlII 硕士论文 基于近空间飞行器纵向解耦模型的鲁棒容错控制方法研究 的前列。有消息称美国有望在2 0 1 5 年全面部署近空间飞行器。 俄罗斯 俄罗斯为保持在超声速巡航飞行器方面的优势，也一直对近空间飞行器推进系统保 持浓厚的兴趣，2 0 0 9 年1 0 月，俄罗斯中央航空发动机研究院开始对一种改进型进气道 布局进行了一系列实验，并声称其实验目的在于探索一种可以为较宽马赫数范

11、围提供最 佳进气道气流【1 5 1 。近年来，俄罗斯的研究主要涵盖于“冷计划与“鹰“ 计划中。从 1 9 9 1 1 9 9 8 年，俄罗斯中央航空发动机研究院就曾经开始过“冷“ 计划，并获得了大量 M a = 3 5 - - 6 4 5 飞行速度和极高动压飞行条件下有关亚声速和超声速燃烧的飞行实验数 据；“鹰“ 计划的飞行器为升力体布局，其飞行速度可以实现M a 6 ，2 0 0 1 年6 月与2 0 0 4 年2 月，该飞行器用白杨S S 2 5 导弹为助推器进行了试飞【1 。7 1 。 欧洲 欧洲国家对近空间飞行器研究同样投入了大量的财力与物力。其中法国最早开展相 关研究，在1 9 9

12、2 年，法国国防部等多家单位联合开展了国家近空间研究与技术计划 ( P E P H A ) ，之后通过与俄罗斯合作与德国合作，获取了大量的燃料超燃数据，目标是设 计马赫2 1 2 的双模态冲压发动机。德国的近空间飞行器研究更多的倾向于近空间进程 防空导弹( H F K ) ，它采用超声速燃烧冲压发动机，飞行速度达到M a = 6 ，又据消息称， 2 0 1 0 年开始，德国航空航天中心开始了S h e f e s 2 的研究，想要提高航空航天器返回大气 层时的安全性并用来降低其维护成本。 一其他 亚洲国家中日本和印度对近空间飞行器的研制也相当的积极。2 0 世纪9 0 年代以来， 日本进行了大

13、量的氢燃料工程性试验，掌握了发动机点火、矢量推力测量、燃料调节、 发动机冷却等关键技术。目前印度已经在维克拉姆萨拉巴航天中心建造了近空间风洞， 并提出提出研制以涡扇冲压火箭组合循环发动机作为动力的小型单级入轨空天飞机， 其目标是研制M a 7 的近空间飞行器。 1 2 2 国内研究现状 我国近空间飞行器研究起步较晚，因此距离国外还有一定的差距，近几年来，我国 正在就近空间飞行器关键技术中的核心问题进行研究，其中主要解决的六项关键技术包 括：高超声速技术、高机动飞行技术、长距离空天飞行技术、可靠性技术等等【l 引。目前 中国已经拥有了低速、高速、超高速以及激波、电弧等风洞，对我国高超声速数值风洞

14、 建设进行初步探索。2 0 0 9 年，我国成立了相关的科研机构研究近空间飞行器的相关技术， 并取得了一些进展。 3 l 绪论硕士论文 1 3 近空间飞行器飞行控制系统研究现状 由于近空间飞行器飞行速度快、飞行高度高，和传统的飞行器相比，近空间飞行器 的飞行包线范围大，飞行环境复杂，因此对飞控系统稳定性要求更高。近空间飞行器对 于飞行条件的变化非常敏感，对于近空间飞行器布局，长周期模态欠阻尼( 或不稳定) ， 且短周期模态不稳定。发动机推力对于迎角的变化也是极其敏感的，发动机工作状态与 飞行状态有着极强的非线性耦合关系。此外，诸多随机干扰因素使得飞行器的飞行状态 参数处于剧烈的变化当中，从而使

15、近空间飞行器的控制器设计面临着更大的挑战和困 难。因此，寻求更适合于近空间飞行器的模型和鲁棒飞行控制器设计方法成为迫切需要 解决的关键问题，国内外学者对此做了大量的相关研究。 1 3 1 近空间飞行器建模研究现状 近空间飞行器为了追求高速度，都会使用锥形乘波构型技术，而锥形乘波构型要求 近空间飞行器在机动的时候要保持大仰角姿态，因此需要借助用机体发动机一体化技 术n 钔来保证机体在近空间飞行器高速飞行时不解体，但是这两项技术的应用使得近空间 飞行器及其各个子系统的非线性耦合性更强、耦合项数目更多，处理起来更加复杂。因 此建立一个适合的近空间飞行器模型是我们要解决的首要问题。 2 0 世纪9 0

16、 年代以前，以N A S A 为代表的研究机构在近空间飞行器模型数据获取方面做 了大量的工作获取了数量相当的近空间飞行器的飞行试验数据 2 0 2 4 在假定近空间飞行 器为刚体的情况下，文献 2 5 为锥形翼加速器纵向模型提供了大量的实验数据图表，并 给出了模型参数之间的关系。之后更多的研究人员在他们成果的基础上针对不同的设计 需要提出了多种近空间飞行器模型【2 o 】。 k e n eM G r e g o r y 2 7 】等人在解析大量实验数据的基础上给出了一组近空间飞行器的6 D O F 线性模型，针对含模型不确定与外界扰动的线性模型，利用鲁棒控制方法进行了控 制器设计方面的探索。M

17、 a r r i s o n - 与S t e n g e l 2 8 】针对近空间飞行器趾V 纵向模型的某一特 定巡航状态，提出了一种考虑了模型摄动的非线性模型，并使用N D I 与随机鲁棒控制方 法进行了控制器设计。经过多方改进 2 9 3 6 1 ，S h a h d a r 、R i c h a r d 与M a jM i r m i r a n i 3 7 】等人在 基于C F D 代码与高超声速风洞实验的数据结果的基础上，提出了一个涵盖了G H V 的纵向 与横侧向运动模态的锥形翼G H V 概念研究模型，之后又提出了纵向运动与横侧向运动的 线性模型【3 引。 在国内，近空间飞行器

18、的研究时日尚短。南航的朱亮、姜长生啪3 给出了一种空天飞 行器的6 D O F 模型，刘燕斌，陆字平1 6 贝, l J 进行了临界空间飞行器的相关仿真研究，并基于 建模与控制一体化技术进行了相关模型的探索【4 0 4 1 1 。西工大的方群，陈记争，马辉等人 【4 2 】利用拉格朗日力学原理进行了相关的A I - I F V 的动力学建模并给出了细致的分析。北航 的Z e n g h u iZ h a n g 与L i n g y uY a I l g 【4 3 】等人则针对提出的6 D O F 的G H V 模型进行了模型静态 4 基于近空间飞行器纵向解耦模型的鲁棒容错控制方法研究 南理工

19、的张浩华、周川【1 7 】在基于l a I l g l e y 研究中心提供 做了初步的研究。 1 3 2 近空间飞行器鲁棒非线性方法研究现状 与传统飞行器不同，为了减小飞行阻力提高飞行速度，近空间飞行器往往采用先进 的机身发动机一体化技术和锥形乘波体技术，使得推进系统与机体间、执行器与操纵 面之间存在耦合干扰，加之在高动压、高速环境下，外界扰动和内部参数的变动十分显 著，这些都导致了近空间飞行器拥有复杂且易变的热、气动特性。因此设计一个鲁棒控 制律成为迫在眉睫的任务。 最初，近空间飞行器的研究者使用线性控制理论进行研究。针对高超声速飞行器爬 升过程的纵向线性模型，I r e n eM G r

20、 e g o r y 2 7 】在考虑了量测噪声、阵风干扰和参数摄动等 不确定性的因素之后，分别利用H o o 和综合的方法设计了鲁棒控制器，取得了一定的 效果。但是，由于近空间飞行器采用了锥形乘波构型和机身发动机一体化技术，这增 加了模型中的非线性耦合项，使用线性控制理论的方法处理近空间飞行器的问题的难 度。因此使用非线性控制的方法诸如非线性鲁棒方法、反馈线性化方法、自适应方法、 滑模变结构方法、反步法、神经网络控制方法等就成为了近空间飞行器控制器研究的一 个主流。 非线性鲁棒控制方法 鲁棒控制方法包含鲁棒H o o 方法与结构奇异值方法。 作为传统的线性控制理论中的方法，鲁棒H o o 方

21、法表现出了旺盛的生命力，非线性 H o o 控制的基本思想是极小化系统的L 2 增益，一般归结为求解H J 不等式。这种控制方 法在飞行器控制中也得到了许多应用m 舶1 。D a l s m oM o r t e n 4 6 1 等人则将状态反馈非线性 H o o 控制的次优解，作为飞行器的控制的控制信号，产生了良好的效果。孟中杰，符文 星3 在基于近空间飞行器模型不确定的特点，设计了一种混合灵敏度控制器，抑制了系 统摄动的影响。由于非线性H o o 控制有着较为完备的体系结构【4 8 】，因而是解决非线性控 制问题的一个重要途径。 u 一分析综合方法，也称为结构奇异值方法，是J C D o

22、y l e 在1 9 8 2 年首次提出的一 种多变量频域鲁棒设计方法。它与L Q G L T R 方法、H o o 方法等鲁棒设计方法相比，具 有控制品质好、保守性小等优点，已经成功用于飞控系统的设计中眇5 1 】。但是u 方法的 计算量大，控制器阶数一般较高，因此相对比较复杂。 反馈线性化方法 动态逆方法与微分几何方法都属于反馈线性化方法，由于微分几何方法不便工程应 用，因而非线性动态逆方法是近空间飞行器研究中使用频率比较高的方法，其突出优点 是：易于理解且简单、直观，但是动态逆方法要求飞行器的力模型和力矩模型高度精确， 5 l 绪论 硕士论文 而这在实际应用中难以实现。因此在使用动态逆方

23、法的同时往往需要将模型解耦成两个 或者多个回路，并根据不同的情况设计相应的动态逆控制器。又由于动态逆方法对于气 动力和飞行器非线性模型中可能出现的不确定性不具备强鲁棒性，因此，设计鲁棒动态 逆控制器成为一种趋势。鲁波，陆宇平，方习高等人【5 2 】基于特定巡航飞行的含模型不确 定的G H V 设计了一种动态逆控制器，并设计了神经网络补偿器用来补偿动态逆的逆模 型误差，提高了系统的可靠性。 自适应方法 自适应方法通过对自身特性的不断修正来来适应对象、扰动或环境特性的变化。与 其他控制方法类似，它是一种基于数学模型的控制方法，但由于其所需求的先验知识较 少，因而受到研究人员的追捧【5 2 5 6

24、。H a o j i a nX u 与M a jM i r m i r a n t 5 3 1 针对M I M O 的非线性 A H F V 模型设计了一种鲁棒神经网络自适应控制器，通过给定的速度与高度的阶跃信号 验证了该控制器的可靠性。SS u r e s h 等人L 5 4 J 贝0 针对某无人不稳定飞行器使用间接自适应 方法设计了一个自适应控制器，该方法使用基于线性滤波误差来自适应调节M L P 神经网 络的权值，自适应的调整受控对象的输入值，保证系统稳定。 滑模变结构方法 滑模变结构方法的基本思想是：通过切换控制律的选取，使得系统的状态在特定某 几个滑模面内运动，并最终收敛到指定位置。

25、滑模变结构方法在飞行器控制中也已经有 了一些尝试【5 7 5 9 】。Y a I l gZ h i j u n 和Q ix i a o h u i 5 8 1 等基于滑动模型控制器设计了一个带有参 数不确定和摄动的控制器，作者使用比例调节器保证系统具有良好的动态特征，利用增 加的饱和控制机构消除了由于机器震动引起的误差，实现了模型的跟踪控制。刘春生、 姜斌【5 9 】等对含有执行器动特性和严重不确定性的非线性飞控系统设计了一种自适应滑 模控制器，使用自适应方法对不确定性进行在线估计。滑模变结构控制通过强迫系统状 态变量沿着指定的轨迹到期望位置，由于系统的切换轨迹的选取与控制参数、外部干扰 等无

26、关，因而在滑模面上运动的系统具有强鲁棒性。加之滑模变结构控制算法简单，易 于工程实现，从而为复杂工业控制问题提供了一种较好的解决途径。但是滑模面的选取 也需要经验，另外由于需要不断切换，系统可能存在抖振现象。 反步法 反步控制基于雅普诺夫稳定性，通过令某些状态为另外一些状态的虚拟控制输入， 采取递推的方法由前向后设计控制律，由于其L y a p u n o v i 函数选取方式多样，因而具有较 大的自由度也可改善系统的性能，保证系统的鲁棒稳定性。M i c h a e l 、A n h t u a n 和W i l l i a m t 6 0 l 等人针对再入近空间飞行器的稳定性与导航控制的问

27、题，基于动态逆理论设计了内环反 馈控制规律，基于B a c k s t e p i n g 方法设计了外环导航律，通过转换航迹角和倾斜角实现了 对弹道的实时追踪。刘燕斌、陆宇平【6 l 】针对传统控制器对高阶系统不具备强鲁棒性的特 点，基于N D I 的解耦方式设计了控制器，利用已知L y a p u n o v i 函数实现了系统的全局镇定 6 硕士论文基于近空间飞行器纵向解耦模型的鲁棒容错控制方法研究 控制。高道祥和孙增圻等人【6 2 1 针对高超声速飞行器模型的严反馈形式，设计了基于 B a c k s t e p p i n g 方法的高度控制器和基于动态逆方法的速度控制器，并利用L

28、y a p u n o v 理论 设计了相应的自适应律，保证了系统的稳定性和指令跟踪的精确性。 1 4 近空间飞行器容错控制器研究现状与研究思路分析 1 4 1 近空间飞行器研究中存在的问题 近空间飞行器由于在高空高速飞行，为了追求高速度，往往采用先进的改进锥形乘 波体构型提高升阻比，利用机体发动机一体化技术防止其出现解体等危险，但是新技 术的运用使得原本就复杂多变的模型变得更加复杂，多变量、强耦合、非线性使得近空 间飞行器的模型研究仍存在较多挑战，而这些挑战集中表现为：模型不确定性、参数耦 合与解耦控制、控制和干扰的耦合与故障等。 模型不确定性 近空间的大气密度、温度、压力、风洞等参数特征与

29、传统飞行器的飞行空域有极大 的不同，因此地面风洞试验得到的飞行器结构参数与实际飞行空域有显著的不同，这使 得地面建模过程中产生的模型结构参数存在较大误差，模型存在不确定性；同时，近空 间飞行器在高超声速飞行以及大迎角机动过程中产生的气动加热会极大的引起飞行器 外形变化、机体弹性变形等动态不确定因素的存在，也会在很多情况下增加系统的模型 不确定性【。 参数耦合与解耦控制 近空间飞行器飞行高度高、飞行速度快、正常飞行区域大气密度稀薄，因此在实施 有效机动的时候往往需要大迎角机动，迎角的大幅度改变会对高超声速飞行器的受力以 及力矩带来巨大的变化，这种变化主要表现为长短周期模态异动与热、气动力参数变化

30、。 1 ) 长短周期模态异动 根据近空间飞行器纵向飞行过程中模型参数变动周期我们可以有下面的这种区分： 短周期模态和长周期模态。对于典型的近空间飞行器来讲，长模态欠阻尼，即不稳定的； 而短周期模态由于是随机干扰引起的，因而短周期模态处于临界阻尼，同时这两种模态 同时存在且相互影响【6 3 J 。 2 ) 气动力参数变化 近空间飞行器在大包线飞行过程中，高度和速度的变化很快，因此由此引发的气动 力参数和结构参数在短时间内的变化比较剧烈，这种剧烈的变化极其容易引发其他参数 的变化，而我们一般只研究高超声速飞行器在某一种飞行状态下，当环境参数发生变化 时，高超声速飞行器能否仍然保持稳定，而对于不同飞

31、行状态下的参数变化研究较少。 正是由于近空间飞行过程中存在参数耦合的现实，因此如何进行适当的解耦控制与 7 l 绪论 硕士论文 镇定控制也就成为学者研究的重点。 控制和干扰的耦合 近空间飞行器由于飞行环境复杂多变，相比较其他非线性系统耦合项更多，也更加 复杂，而且干扰信号与控制信号相互耦合的情况也会出现。为简单的处理这个问题，我 们将这个问题进行简化，分为模型匹配不确定问题和模型非匹配不确定的控制问题 6 4 1 。 所谓模型匹配不确定问题是指干扰项和控制信号在同一回路中，而模型非匹配不确定问 题则指干扰项和控制信号不在同一个回路中。因此，如何通过控制器设计将模型匹配问 题转化为模型非匹配问题

32、也是广大研究人员研究的重点。 故障 近空间飞行器飞行空域特殊，复杂的电磁环境极易造成高精密传感器精度的降低， 产生传感器故斟1 1 ，此外，采用电液混合伺服系统的飞行器控制系统执行器易出现卡死、 饱和、松浮等故障【6 5 】；另外，复杂的飞行环境也容易造成控制器以及飞行器本身的故障。 因此如何提高近空间飞行器的故障容忍能力是研究人员继续面对的问题。 1 4 2 近空间飞行器鲁棒容错控制器研究思路 考虑到近空间飞行器在飞行过程中可能存在模型不确定、参数耦合、控制量与干扰 量耦合、故障等问题，如何在故障存在情况下设计强鲁棒性的控制器成为了未来飞行器 控制研究的重中之重。考虑到传统的方法不能将上述四

33、个问题全部考虑在内，因此本文 使用鲁棒容错控制方法处理上面提到的四个问题。 F a u l tT o l e r a n tC o n t r o l ( 容错控制：F T C ) 即具备冗余能力的可靠性控制，其含义为： 当系统中出现故障时，可保证系统在性能可接受的情况下完成原来的任务 6 6 1 。1 9 7 1 年， 完整性控制概念7 】的提出，预示着容错控制思想的诞生。容错控制研究从硬件冗余问题 开始逐步深入，现在容错控制研究主要集中在解析冗余的容错控制上。根据是否需要或 者利用故障信息，容错控制可分为被动容错控锘l J ( P a s s i v eF a u l tT o l e r

34、 a n tC o n t r o l ：P F T C ) 和主动容错控制( A c t i v eF a u l tT o l e r a n tC o n t r o l ：A F T C ) 。 被动容错控制器设计中不需要使用在线的故障信息，通过固定的控制器保证系统对 已知故障不敏感 6 6 1 ，保证系统的鲁棒性。被动容错控制可分为可靠镇定、完整性控制和 联立镇定这三个类型【6 8 J ：可靠镇定利用两个或多个控制器共同镇定同一个被控对象，当 其中的一个或多个控制器发生故障且剩余的控制器仍然可以正常工作时，闭环系统仍然 可以保持稳定 6 9 - 7 u ；完整性控制则是在部分传感器或

35、执行器失效时，控制器仍然可以保 证系统稳定工作，因而成为被动容错控制的研究热点。常用的完整性控制器设计方法有 R i c c a t i 方程法 7 2 1 、极点配置法【7 3 1 以及以优化方法1 7 4 1 等多种方法。联立镇定则利用一个 固定的控制器同时稳定被控对象正常模式和故障模式【7 5 1 。所以，被动容错控制器针对特 定故障，控制器简单，易于实现，如果特定故障发生，动作迅速效果明显，然而若发生 8 纵向解耦模型的鲁棒容错控制方法研究 到保证，因此被动容错控制只 主动容错控制需要在线的故障信息，经由F D D ( F a u l tD e t e c t i o na n dD

36、i a g n o s t i c s ) 环节检 测、诊断或分离出故障，并利用故障信息调整控制器参数或者改变控制器结构，确保系 统一旦出现故障，控制器可以立即调整，确保系统具备一定的鲁棒性。由于主动容错控 制方法适应面更广，因此诸如伪逆【7 6 1 、增益调度【7 7 1 、模型跟随【7 引、自适应控制【7 9 1 、上乙 鲁棒控制【鼽8 3 1 、L M I t 州等方法以及相关混合方法也被引入到主动容错控制中。上述几种 方法可归为鲁棒控制、控制律重构以及自适应控制三类。 1 ) 鲁棒控制 风鲁棒控制、L M I 方法是现代控制中较为成熟的方法，虽然有一定保守性，但是 可以保证系统的关键性

37、能指标，因此仍然广泛的被应用在近空间飞行器的控制器【8 0 ，8 3 1 设计中。 2 ) 控制律重构 H u b c r t 酗J 等人利用提出的“控制混合器”设计了一个具有自我修复功能的飞控系统， 当F D D 诊断出某个机翼出现故障时，将其控制作用重新分配到剩余的正常执行器中。 A l a e d d i n t 玎】针对一个四旋翼U A V 设计了基于增益调度的P I D 控制器，保证了飞行器在常 态和故障态中仍能系统稳定。 3 ) 自适应控制 这类方法主要将自适应控制等理论应用到主动容错控制的设计中，主要包括模型跟 随重组控制方法和多模型自适应控制方法。( 1 ) 模型跟随方法，基于

38、模型参考自适应 思想，设计相应的控制器，确保系统输出有效跟随参考模型的输出，若有故障发生使得 系统状态出现变化，控制律会自适应地进行控制器重组，从而保证系统仍能有效跟随参 考模型输出。本方法没有具体的F D D 模块，通过实际系统与参考模型的跟踪误差自适应 的调整控制律来隐含地实现故障容错。Y a n gZ h i - j u n 、Q iX i a o h u i 5 8 1 等基于模型跟随方法 设计了一个滑模控制器使得系统在存在动态特征和模型稳态误差时保证系统的稳定性。 ( 2 ) 多模型自适应容错控制【8 6 1 。此方法联立镇定的基础上，是采用多个模型覆盖系统 参数变化的可能范围，针对

39、每个模型设计对应的控制器，在故障发生时，依据一定的切 换准则来选取最优控制器进行控制。M a y b e c k t 8 7 】等针对飞控系统中可能出现的传感器故 障、执行器故障等分别设计了相应的控制器，从而利用多模型自适应控制方法进行控制 律重构设计。 综上所述，主动容错控制可以在故障发生之后自动调整控制律，因此极大的提高了 其容错能力，然而，若F D D 发生故障，则系统存在发生意外的可能，故需要设计相应的 结构降低由于F D D 发生故障的可能。因此设计鲁棒容错控制器与自适应容错控制器是目 9 l 绪论硕士论文 前近空间飞行器容错控制的研究重点。 1 5 本文的主要内容 本文主要是针对含

40、模型摄动和量测误差的近空间飞行器控制系统，设计鲁棒P M F 、 自适应神经网络控制器实现主动容错的方法，全文内容及结构安排如下： 第一章介绍了课题的研究背景和意义，讨论了近空间飞行控制系统以及容错控制器 的研究现状。 第二章介绍一种标准G H V 飞行器模型，并基于小扰动线性法对纵向解耦模型进行 模型线性化，并给出线性化分析结果和极点配置仿真结果。 第三章考虑近空间飞行器存在模型动态，利用模型跟随方法设计鲁棒P M F 控制器， 确保存在传感器故障情况下系统输出仍然可以完全跟随参考模型输出，保证系统的鲁棒 性。 第四章基于基于鲁棒线性滤波器，考虑了模型非线性动态，模型量测噪声等的影响， 基于

41、自适应逆的原理设计了一种R F B A R I C 控制器来保证系统在存在执行器故障情况 下，仍然具备一定的鲁棒稳定性。 第五章基于神经网络内模原理，考虑了模型非线性动态，模型量测噪声以及辨识模 型误差等的影响，利用模型参考思想设计了一种M B M I 盯C 控制器，保证在存在执行器 故障前提下，系统输出鲁棒稳定。 第六章对本文内容作了小结和梳理，并针对本文研究中的不足与可改进之处作了简 单的说明与展望。 1 0 2 2 近空间飞行器模型 2 2 1 近空间飞行器模型结构与参数描述 本文研究的近空间飞行器G I - - I V 概念仿真模型【3 5 1 。该模型的外形结构图如图2 1 所 示，

42、其上视图与等轴测图如图2 2 所示，其上视图与侧视图如图2 3 所示： 图2 1 近空间飞行器通用概念模型仿真模型外形结构图 图2 2 下视图与等轴测图 图2 3 侧视图与上视图 2 近空间飞行器模型及线性化 硕士论文 该概念模型具备三角锥形结构，气动布局为三角机翼、单垂尾翼、水平鸭翼( 用于 增强纵向模态运动的稳定性和可控性) ，其中具体参数表2 1 所述： 表2 1 近空间飞行器通用概念模型基本结构参数 近空间飞行器通用概念模型基本几何参数 名称单位 数值 机翼参考面积 m 23 3 4 7 3 机翼平均气动弦长 m 2 4 3 8 4 翼展b m1 8 2 8 8 升降舵弦长 m2 2

43、0 l 方向舵面积m 21 4 9 9 5 方向舵跨度 m6 9 4 9 鸭翼跨度 m l O 2 4 l 鸭翼理论面积 m 20 5 0 9 翼型截面N A C A 6 5 A 0 0 6 轴对称机身总长 m6 0 9 6 柱形机身长度 m 3 9 2 6 尾椎长度 m1 2 1 9 2 尾椎半角 d e g 9 力矩中心距m3 7 8 2 6 起飞总重量 k g 1 3 6 8 1 7 空载重量 k g 6 3 5 0 0 2 2 2 近空间飞行器模态运动方程描述 考虑近空间飞行器飞行环境复杂，为把握近空间飞行器的主要特征，本文需对近空 间飞行器通用概念模型及其飞行环境进行合理假设【1 7 】： 假设1 ：近空间飞行器通用概念模型为理想刚体，忽略其机身、机翼的弹性形变。 假设2 ：近空间飞行器通用概念模型的质心与转动惯量为质量的函数。 假设3 ：忽略地球曲率，满足