基于鲁棒故障观测器的非线性离散系统容错控制设计

针对存在执行器故障以及未知干扰的非线性离散系统,提出了一种鲁棒故障估计与容错控制方法。首先在未知系统干扰作用下,设计鲁棒故障观测器实现系统状态和执行器故障的同步估计;然后根据鲁棒故障观测器得到的系统状态估计和故障估计信息设计容错控制器,进行状态反馈容错控制,同时基于D稳定与H_∞控制理论对鲁棒故障观测器和容错控制器进行设计,实现了多约束条件下的故障估计与容错控制;最后用飞行控制系统模型验证了所提方法的有效性。     

挠性卫星执行器故障下的反步容错控制

在轨挠性卫星的工作环境恶劣,不仅有外部干扰和挠性附件振动引起的内部干扰影响本体的姿态,还可能发生执行器故障。针对存在外部干扰和执行器故障的挠性卫星,提出了一种基于故障估计器的容错控制策略。首先,针对未知的外部干扰和执行器故障构造辅助系统,并利用投影函数设计自适应故障估计器估计执行器效率损失因子,同时设计了基于参数自适应律的方法补偿外部干扰、挠性部件震荡引起的内部干扰和执行器加性故障。然后,借助估计信息设计了基于反步法的容错控制器,并利用Lyapunov方法分析了闭环系统的稳定性,进而确保研究的控制方法能够使得挠性卫星的姿态和角速度有效跟踪期望信号。最后,通过数值仿真对比验证了所设计控制器的有效性。该容错控制策略能保证挠性卫星在内外部干扰和执行器故障下的跟踪控制效果,具有实际应用价值。     

基于布谷鸟搜索算法的一类变体飞行器容错控制

针对一类存在执行机构故障的分布式结构变体飞行器的控制分配问题,结合整数规划理论,提出一种基于布谷鸟搜索算法的容错控制方法。首先,设计虚拟控制指令,使得系统状态能够很好地跟踪参考模型;然后,将执行器概率性故障与饱和约束转换为整数规划问题中决策变量的约束,从而将执行器控制分配问题转化为一类整数规划问题;最后,采用改进的布谷鸟搜索算法进行求解,得到实际的执行器控制分配指令。仿真结果表明,在执行器存在概率性故障的情况下,该容错控制方法较无容错策略的情况能够有效提升系统的跟踪性能;与遗传算法相比,该算法得到的执行器控制分配结果更加精确。     

过驱动飞行器积分滑模容错控制方法

针对过驱动飞行控制系统中执行器故障时的协调分配问题,提出了一种基于积分滑模的容错飞行控制器设计方法.引入虚拟控制思想,构造了多执行器故障条件下飞行器层级结构控制的数学模型.运用小增益定理,推导了系统闭环稳定的充分条件,并基于线性矩阵不等式,建立了最优状态反馈的凸优化模型.以积分滑模面切换函数为变量,选取李雅普诺夫能量函数,设计了渐近稳定的积分滑模控制器.仿真结果表明,该方法可综合考虑执行器完好和故障时的控制效能,能够实现多操纵面容错飞行控制,具有较好的鲁棒性.     

飞控系统执行器模糊故障的鲁棒容错控制

以某型飞机为研究对象,对同时含有参数不确定性和执行器带有模糊故障的飞控系统,利用Ｒｉｃｃａｔｉ方程,融完整性,鲁棒性于一体,给出了状态反馈容错控制器的设计方法。并把此方法应用一某飞机纵向飞行容错控制中,仿真结果证了方法的有效性,为飞控系统的容错控制提供了一种有效的方法。     

高超声速飞行器自适应神经网络容错控制

针对高超声速飞行器巡航段执行器控制效益损失故障和卡死故障问题,基于高超声速飞行器纵向运动模型,将自适应算法与改进的径向基函数神经网络(RBFNN)方法相结合,设计了一种自适应神经网络容错控制器。所提出的容错控制方法具有无需估计执行器故障值的优点,且设计的控制算法结构简单,无需大量实时计算,可以快速处理故障的发生,确保系统在参数不确定、恒定或时变执行器故障与卡死故障情况下仍具有稳定跟踪能力。最后,仿真验证了该方法的有效性。     

航天器自适应快速非奇异终端滑模容错控制

针对存在外部干扰、转动惯量矩阵不确定、控制器饱和以及执行器故障的航天器姿态跟踪控制问题,提出了基于自适应快速非奇异终端滑模的有限时间收敛控制方案。通过引入能够避免奇异点的具有有限时间收敛特性的快速非奇异终端滑模面,设计了满足多约束的有限时间姿态跟踪容错控制器,并利用参数自适应方法使控制器设计不依赖于系统惯量信息和外部干扰的上界。此外,所设计的控制器显式考虑了执行器输出力矩的饱和幅值特性,使航天器在饱和幅值的限制下完成姿态跟踪控制任务,并且无须进行在线故障估计。Lyapunov稳定性分析表明：在外部干扰、转动惯量矩阵不确定、控制器饱和以及执行器故障等约束条件下,所设计的控制器能够保证闭环系统的快速收敛性,而且对控制器饱和与执行器故障具有良好的容错性能。数值仿真校验了该控制器在姿态跟踪控制中的优良性能。     

SE(3)上航天器姿轨耦合固定时间容错控制

针对相对运动航天器姿轨一体化控制问题,考虑执行器故障和控制输入饱和的影响,提出了一种基于滑模的模糊自适应固定时间容错控制方法。首先,在李群SE（3）的框架下建立并推导相对运动航天器姿轨一体化误差动力学模型;其次,引入执行器故障和控制输入饱和的问题,采用双幂次快速终端滑模面,并结合模糊自适应方法设计了固定时间稳定的容错控制器,可以实现执行器故障情况下相对运动航天器的高精度快速跟踪控制;然后,运用Lyapunov方法证明了系统的稳定性,该控制器不仅能不依赖于系统的初始状态实现滑模趋近和到达阶段的固定时间稳定性,而且由于采用模糊逼近方法结合自适应更新策略可以实时高精度地估计系统的总扰动信息,因此可以达到快速高精度的容错控制目标;最后,对所提出的的控制方法进行数值仿真分析,结果验证了该方法的有效性和可行性。     

含控制分配的六旋翼无人机模型参考容错控制

针对六旋翼无人机动力系统执行器故障问题,设计了一种基于模型参考滑模与动态控制分配相结合的容错控制器。利用线性二次调节方法设计参考模型,依据状态误差给出干扰存在下模型参考滑模的基本控制律。在此基础上,采用观测器将执行器发生卡死或失效的故障重构,利用故障信息结合控制分配策略,在线调整控制分配矩阵,减少故障执行器的使用率,实现容错控制目的。仿真结果表明,该控制策略能有效降低故障执行器对飞行姿态和轨迹的影响。     

航天器有限时间自适应姿态跟踪容错控制

非刚体航天器存在时变的惯量、执行器完全失效或衰退故障以及外界干扰的情况,提出一种有限时间自适应姿态跟踪容错控制方法。首先,基于有限时间理论和自适应方法,设计惯量不确定性自适应估计项和外界干扰参数自适应估计项进行系统补偿,克服惯量不确定性和抑制外界干扰;然后,基于容错控制和双幂次方法,设计一种自适应有限时间姿态跟踪容错控制算法,并且利用Lyapunov稳定性理论证明所提算法能够保证航天器姿态跟踪系统实际有限时间稳定;最后,对仿真结果进行验证。结果表明:所提有限时间姿态跟踪容错控制方法是有效的。     

航空发动机分布式控制系统动态输出反馈鲁棒H∞容错控制

针对存在网络诱导时延、外部干扰的航空发动机分布式控制系统,提出了执行机构发生部分失效故障时的输出反馈容错控制方法。对航空发动机分布式控制系统中网络诱导时延以及执行器部分失效问题进行量化说明,在此基础上,采用动态输出反馈控制器建立增广闭环系统。针对所建立的增广闭环系统,对H∞性能约束下的增广闭环系统稳定性进行分析,并利用线性矩阵不等式理论设计了输出反馈H∞容错控制器。仿真结果表明,当两个执行机构输出值分别为衰减80%和50%时,控制系统在所设计的控制器作用下均方渐进稳定,且具有H∞性能指标为0.63,同样在正向偏差故障条件下也具有很好的容错能力。      

Integrated fault estimation and fault-tolerant control for a flexible regional aircraft

The article focuses on the design and application of an active reconfigurable controller that mitigates the effects of gust load and actuator faults on a flexible aircraft. A novel integrated adaptive output feedback scheme is investigated to address the actuator faults. The real-time fault values provided by the fault estimation module are considered in the reconfigurable control law to improve the fault-tolerant capability. The estimate values of faults and control gains are calculated by anal...     

伺服回路故障检测方法研究

航空发动机伺服回路复杂,其工作可靠性和故障容错性对于发动机安全至关重要,因此研究伺服回路的故障检测技术十分必要.提出1种基于模型监控的快速伺服回路故障检测方法,根据伺服回路物理机构从电气到机械进行故障的逐级检测,通过比较器的设计实现回路故障的快速判断.与试验结果对比表明:该方法能够准确检测系统故障,并且缩短了系统判故时间,简化了伺服机构建模和软件代码实现.为数控系统快速检测故障提供了高效的技术手段,具有一定的通用性.     

Fault-tolerant control with mixed aerodynamic surfaces and RCS jets for hypersonic reentry vehicles

This paper proposes a fault-tolerant strategy for hypersonic reentry vehicles with mixed aerodynamic surfaces and reaction control systems (RCS) under external disturbances and subject to actuator faults. Aerodynamic surfaces are treated as the primary actuator in normal situations, and they are driven by a continuous quadratic programming (QP) allocator to generate torque com-manded by a nonlinear adaptive feedback control law. When aerodynamic surfaces encounter faults, they may not be able to provide sufficient torque as commanded, and RCS jets are activated to augment the aerodynamic surfaces to compensate for insufficient torque. Partial loss of effective-ness and stuck faults are considered in this paper, and observers are designed to detect and identify the faults. Based on the fault identification results, an RCS control allocator using integer linear programming (ILP) techniques is designed to determine the optimal combination of activated RCS jets. By treating the RCS control allocator as a quantization element, closed-loop stability with both continuous and quantized inputs is analyzed. Simulation results verify the effectiveness of the proposed method.     

Robust fault-tolerant control for wing flutter under actuator failure

Many control laws, such as optimal controller and classical controller, have seen their applications to suppressing the aeroelastic vibrations of the aeroelastic system. However, those control laws may not work effectively if the aeroelastic system involves actuator faults. In the current study for wing flutter of reentry vehicle, the effect of actuator faults on wing flutter system is rarely considered and few of the fault-tolerant control problems are taken into account. In this paper, we use the radial basis function neural network and the finite-time H_∞ adaptive fault-tolerant control technique to deal with the flutter problem of wings, which is affected by actuator faults, actuator saturation, parameter uncertainties and external disturbances. The theory of this article includes the modeling of wing flutter and fault-tolerant controller design. The stability of the finite-time adaptive fault-tolerant controller is theoretically proved. Simulation results indicate that the designed fault-tolerant flutter controller can effectively deal with the faults in the flutter system and can promptly suppress the wing flutter as well.     

Adaptive fault-tolerant attitude tracking control for spacecraft with time-varying inertia uncertainties

This paper is devoted to adaptive attitude tracking control for rigid spacecraft in the presence of parametric uncertainties, actuator faults and external disturbance. Specifically, a dynamic model is established based on one-tank spacecraft, which explicitly takes into account changing Center of Mass(CM). Then, a control scheme is proposed to achieve attitude tracking.Benefiting from explicitly considering the changing CM during the controller design process, the proposed scheme possesses good robustness to parametric uncertainties with less fuel consumption.Moreover, a fault-tolerant control algorithm is proposed to accommodate actuator faults with no need of knowing the actuators' fault information. Lyapunov-based analysis is provided and the closed-loop system stability is rigorously proved. Finally, numerical simulations are presented to illustrate the effectiveness of the proposed controllers.     

基于未知输入观测器的非线性动态系统故障估计

针对一类受扰非线性动态系统的执行器故障估计问题,提出一种未知输入观测器来实现故障估计。首先,通过坐标变换将原系统转化为合适的形式;其次,采用线性矩阵不等式与Lyapunov泛函分别设计H_∞输出反馈控制器和未知输入观测器,在此基础上实现对系统中执行器故障的渐近估计;最后,通过机械臂系统仿真分析并验证了所提方法的有效性。与已有方法相比,所提方法不要求故障可导,也不要求故障或干扰上界已知,因此易于在工程实际中实现对非线性系统执行器故障的估计。