一種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)一種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法，包括以下幾個(gè)步驟：步驟一：設(shè)定四旋翼飛行器的執(zhí)行器故障的特征信息，建立故障模型；步驟二：針對(duì)四旋翼飛行器線性化模型的不穩(wěn)定性，得到最優(yōu)控制律；步驟三：選擇四旋翼飛行器參考模型，并建立四旋翼飛行器直接自修復(fù)重構(gòu)控制律的模型結(jié)構(gòu)，將計(jì)算得到的四旋翼飛行器的控制量實(shí)時(shí)輸出，適時(shí)控制狀態(tài)誤差，使飛行器在故障下能自修復(fù)飛行。本發(fā)明通過(guò)計(jì)算最優(yōu)控制律使得四旋翼飛行器保持穩(wěn)定的同時(shí)根據(jù)飛行器直接自修復(fù)重構(gòu)控制律的模型結(jié)構(gòu)使得四旋翼飛行器在故障下仍能獲得滿(mǎn)意的飛行品質(zhì)。
【專(zhuān)利說(shuō)明】-種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法，屬于重構(gòu)飛行控制領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】
[0002] 飛行器飛行控制系統(tǒng)是飛行器的重要組成部分，對(duì)飛行器的飛行性能和安全性起 到非常關(guān)鍵的作用。由于飛行器飛行控制系統(tǒng)部件較多，發(fā)生故障的可能性較高，因此，研 究其飛行控制系統(tǒng)的容錯(cuò)控制技術(shù)是至關(guān)重要的。在故障發(fā)生時(shí)，通過(guò)重構(gòu)控制，保證飛行 器在很短的時(shí)間內(nèi)恢復(fù)平穩(wěn)飛行，提高飛行的安全性。
[0003] 最初對(duì)重構(gòu)飛行控制系統(tǒng)的研究啟發(fā)來(lái)自于一些在飛行中飛機(jī)出現(xiàn)故障或損傷 的飛行事例，其中的一些因飛機(jī)故障而失事，而另一些則依靠駕駛員及時(shí)、正確的操縱成功 降落，避免或減少了災(zāi)難和損失的發(fā)生。在空中交通日益繁忙的今天，對(duì)飛機(jī)的安全性和可 靠性提出了更高的要求。航空界認(rèn)識(shí)到，控制系統(tǒng)可以，控制系統(tǒng)可以并且應(yīng)該在其中起到 更重要的作用，之后也展開(kāi)了相關(guān)研究工作。那么重構(gòu)飛行控制系統(tǒng)的目的是提高飛行器 的安全性，在飛機(jī)發(fā)生故障及損傷的情況下，利用剩余的有效控制機(jī)構(gòu)來(lái)彌補(bǔ)故障和損傷 帶來(lái)的飛行器動(dòng)態(tài)特性的變化，保證飛行器的安全和任務(wù)的完成。統(tǒng)計(jì)表明，由控制失效導(dǎo) 致的飛行事故占據(jù)了相當(dāng)比例。隨著飛機(jī)設(shè)計(jì)越來(lái)越復(fù)雜，向著多操縱面的方向發(fā)展，控制 面的增多為飛行控制系統(tǒng)的重構(gòu)提供了條件，而重構(gòu)飛行控制系統(tǒng)能夠充分利用多操縱面 所帶來(lái)的余度提高飛行的安全性和可靠性，降低飛行事故發(fā)生率。自修復(fù)重構(gòu)控制又分為 兩種方法：直接自修復(fù)控制方法和間接自修復(fù)控制方法；間接自修復(fù)控制方法需要對(duì)被控 對(duì)象的參數(shù)先進(jìn)行辨識(shí)，以及需要提供多個(gè)控制方案，即首先對(duì)飛行參數(shù)直接在線估計(jì)，根 據(jù)其結(jié)果來(lái)確定控制器參數(shù)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的，在于提供一種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法，使已知故障 的四旋翼飛行器仍能獲得滿(mǎn)意飛行品質(zhì)。
[0005] 為了達(dá)成上述目的，本發(fā)明的解決方案是：
[0006] -種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法，其特征在于：包括以下幾個(gè)步驟：
[0007] 步驟一：設(shè)定四旋翼飛行器的執(zhí)行器故障模型為：
[0008] i =么-ν + 谷"八《十
[0009] y = Cx
[0010] 其中 / = Λ(- σ)?Τ + ",則得到：
[0011] χ = Αρχ + Br/\u + Bph(I - σ)￥ + BpcL
[0012] y = Cx
[0013] 這里x為四旋翼飛行器的狀態(tài)向量，*為狀態(tài)向量的導(dǎo)數(shù)向量，y為四旋翼飛行器 的輸出向量，A p，BpS四旋翼直升機(jī)故障模型下的適維常數(shù)系統(tǒng)矩陣；I為適維單位矩陣；〇 = diag{〇i σ2…〇m}，A=diagUi λ2…是執(zhí)行器的操縱性系數(shù)，如果〇i =1，則執(zhí)行器正常，而在卡死和飽和情況下σ i = 0 ; λ i是執(zhí)行器效力系數(shù)，在損傷情況下 入^ [0，1]，其中1 = 1，2，...，!11，所述故障用矩陣八￡^，〇^^和反來(lái)描述，反表示 執(zhí)行器卡死的位置，d為外界干擾和建模誤差，C為相應(yīng)維數(shù)的實(shí)矩陣；
[0014] 步驟二：針對(duì)四旋翼飛行器線性化模型的不穩(wěn)定性，最優(yōu)控制律的表達(dá)式：
[0015] u*(t) =Klqrx(t),
[0016] 這里心,,,=-A 為反饋增益矩陣，Ri是任意正定矩陣，Pi為如下Riccati方程 的唯一對(duì)稱(chēng)正定解：
[0017] ^(Α,,+αη + ^?。? '/?；P,+Q,= 0
[0018] 其中，α為最優(yōu)控制性能指數(shù)且α〈〇, Qi是任意非負(fù)定矩陣；
[0019] 步驟三：選擇四旋翼飛行器參考模型：
[0020] Xm=Amxm+Bmr,
[0021] ym = Cxm
[0022] xm為四旋翼飛行器參考模型的狀態(tài)向量，r為四旋翼飛行器參考模型的輸入向量， Am、B"^PC是相應(yīng)維數(shù)的實(shí)矩陣；
[0023] 根據(jù)如下四旋翼飛行器直接自修復(fù)重構(gòu)控制律的模型結(jié)構(gòu)：
[0024] u = Krxm +K2r + K3ey + f
[0025] Ki、K2、K3為自適應(yīng)控制的增益矩陣，xm為四旋翼飛行器參考模型的狀態(tài)向量，r為 四旋翼飛行器參考模型的輸入向量，e y為四旋翼飛行器的輸出誤差，/為故障補(bǔ)償向量；將 計(jì)算得到的四旋翼飛行器的控制量u實(shí)時(shí)輸出，適時(shí)控制狀態(tài)誤差，使飛行器在故障下能 自修復(fù)飛行。
[0026] 進(jìn)一步的，所述步驟三的四旋翼飛行器直接自修復(fù)重構(gòu)控制律的模型結(jié)構(gòu)中自適 應(yīng)控制的增益矩陣1、1( 2、1(3和故障補(bǔ)償向量/滿(mǎn)足如下條件：
[0027]

【權(quán)利要求】
1. 一種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法，其特征在于：包括以下幾個(gè)步驟： 步驟一：設(shè)定四旋翼飛行器的執(zhí)行器故障模型為：
y = Cx 這里χ為四旋翼飛行器的狀態(tài)向量，無(wú)為狀態(tài)向量的導(dǎo)數(shù)向量，y為四旋翼飛行器的輸 出向量，Ap，Bp為四旋翼直升機(jī)故障模型下的適維常數(shù)系統(tǒng)矩陣；I為適維單位矩陣；〇 = diag { σ 1 σ 2…σ J，Λ = diag { λ 1 λ 2…λ J ; σ i是執(zhí)行器的操縱性系數(shù)，如果σ i = 1，則執(zhí)行器正常，而在卡死和飽和情況下σ i = Ο ; λ i是執(zhí)行器效力系數(shù)，在損傷情況下 λ? e [〇，1]，其中i = 1，2,…，m，所述故障用矩陣Λ e RmXm，〇 e RmXm和u來(lái)描述，?7表 示執(zhí)行器卡死的位置，d為外界干擾和建模誤差，C為相應(yīng)維數(shù)的實(shí)矩陣； 步驟二：針對(duì)四旋翼飛行器線性化模型的不穩(wěn)定性，最優(yōu)控制律的表達(dá)式： u* (t) = Klqrx (t), 這里為反饋增益矩陣，Rl是任意正定矩陣，Pl為如下Riccati方程的唯 一對(duì)稱(chēng)正定解： 其中，α為最優(yōu)控制性能指數(shù)且α〈〇, Qi是任意非負(fù)定矩陣； 步驟三：選擇四旋翼飛行器參考模型： 〈=Αλ,+β,,,!、 ym= Cxm xm為四旋翼飛行器參考模型的狀態(tài)向量，r為四旋翼飛行器參考模型的輸入向量，Am、 B"^PC是相應(yīng)維數(shù)的實(shí)矩陣； 根據(jù)如下四旋翼飛行器直接自修復(fù)重構(gòu)控制律的模型結(jié)構(gòu)： u - Λ^,-ν., + K2r + K,ev + / 心、1(2、1(3為自適應(yīng)控制的增益矩陣，xm為四旋翼飛行器參考模型的狀態(tài)向量，r為四旋 翼飛行器參考模型的輸入向量，ey為四旋翼飛行器的輸出誤差，/為故障補(bǔ)償向量；將計(jì)算 得到的四旋翼飛行器的控制量u實(shí)時(shí)輸出，適時(shí)控制狀態(tài)誤差，使飛行器在故障下能自修 復(fù)飛行。
2. 如權(quán)利要求1所述的一種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法，其特征在于：所述 步驟三的四旋翼飛行器直接自修復(fù)重構(gòu)控制律的模型結(jié)構(gòu)中自適應(yīng)控制的增益矩陣Ki、K 2、 K3和故障補(bǔ)償向量/滿(mǎn)足如下條件：
其中，權(quán)值向量1\為對(duì)角正定矩陣，其中i = 1，…，4;p為方程〇+/χ,=-ρ的正 定對(duì)稱(chēng)解，這里矩陣Q為任意一個(gè)正定對(duì)稱(chēng)矩陣，是任意穩(wěn)定的系統(tǒng)矩陣，是任意穩(wěn)定 的系統(tǒng)矩陣的列向量，&"為實(shí)際相應(yīng)維數(shù)的實(shí)矩陣的行向量，<為四旋翼飛行器參考模型 的狀態(tài)向量的行向量，rT為四旋翼飛行器參考模型的輸入向量的行向量，e為四旋翼飛行器 的狀態(tài)誤差，<為四旋翼飛行器的輸出誤差的行向量。
3. 如權(quán)利要求2所述的一種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法，其特征在于：上述 步驟二中，針對(duì)四旋翼飛行器線性化模型的不穩(wěn)定性，設(shè)計(jì)內(nèi)環(huán)基礎(chǔ)控制器：
其中，J為最優(yōu)控制律的性能指標(biāo)，Qi是任意非負(fù)定矩陣，&是任意正定矩陣，α為最 優(yōu)控制性能指數(shù)且α〈〇,這樣根據(jù)最小值原理，得到最優(yōu)控制律f (t)。
4. 如權(quán)利要求3所述的一種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法，其特征在于：上述 步驟一中，所述四旋翼直升機(jī)的狀態(tài)向量X如下：

分別表示為升降角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角、升降角角 速度、滾轉(zhuǎn)角角速度和偏航角角速度；所述四旋翼直升機(jī)的輸出向量y如下： yT = [ ε，p，λ ] 其中，ε、ρ、λ分別表示為升降角、滾轉(zhuǎn)角和偏航角。
5. 如權(quán)利要求4所述的一種四旋翼飛行器的直接自修復(fù)控制方法，其特征在于：所述 四旋翼飛行器在平衡位置時(shí)滿(mǎn)足如下動(dòng)力學(xué)模型： 8 --X = Λ\ + Β μ , ν - Cx + Du dt p 1 其中D為相應(yīng)維數(shù)的實(shí)矩陣，如下為相應(yīng)維數(shù)的系統(tǒng)實(shí)矩陣：
其中，Kfn是順時(shí)針旋轉(zhuǎn)螺旋槳轉(zhuǎn)矩推力常數(shù)，Kf。是順時(shí)針旋轉(zhuǎn)螺旋槳轉(zhuǎn)矩推力常數(shù)， Kf是螺旋槳推力常數(shù)，1是旋翼樞紐到電機(jī)的距離，Jy是圍繞偏航軸的等效轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，J p是 圍繞俯仰軸的等效轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，1是圍繞滾轉(zhuǎn)軸的等效轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。
【文檔編號(hào)】B64F5/00GK104290919SQ201410499721
【公開(kāi)日】2015年1月21日 申請(qǐng)日期:2014年9月25日 優(yōu)先權(quán)日:2014年9月25日
【發(fā)明者】陳復(fù)揚(yáng), 吳慶波, 姜斌, 王正 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)