本申請涉及無人機(jī)，尤其涉及一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法、裝置、終端及介質(zhì)。

背景技術(shù)：

1、無人機(jī)，又稱無人駕駛飛機(jī)，是利用無線電遙控設(shè)備和自備的程序控制裝置操縱的不載人飛機(jī)，或者由車載計(jì)算機(jī)完全地或間歇地自主地操作，以較常見的四旋翼無人機(jī)為例，這類無人機(jī)可以垂直起降，具有卓越的機(jī)動性，能夠在復(fù)雜環(huán)境下迅速改變方向，且機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單，在操作和維護(hù)方面便捷，具備較高的系統(tǒng)可靠性；有效載荷能力出眾，能夠攜帶大量的傳感器或負(fù)載等。故而四旋翼無人機(jī)被廣泛應(yīng)用于軍用民用領(lǐng)域，例如在民用領(lǐng)域中航拍和攝影、基礎(chǔ)設(shè)施勘探和監(jiān)測、搜索救援與災(zāi)害響應(yīng)、農(nóng)藥噴灑和森林管理、電力線巡檢和通信中繼等。

2、為實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的自主飛行和高可靠性，準(zhǔn)確控制無人機(jī)位姿，保證飛行姿態(tài)快速響應(yīng)并處于穩(wěn)定狀態(tài)是關(guān)鍵，然而在實(shí)際應(yīng)用中，無人機(jī)在在復(fù)雜環(huán)境中執(zhí)行任務(wù)時，容易受暴雨狂風(fēng)等惡劣環(huán)境因素影響，當(dāng)出現(xiàn)有執(zhí)行機(jī)構(gòu)完全失效的情況時，現(xiàn)有的容錯控制方式難以保持有效的穩(wěn)定性。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本申請?zhí)峁┝艘环N基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法、裝置、終端及介質(zhì)，用于解決現(xiàn)有的無人機(jī)容錯控制在出現(xiàn)有執(zhí)行機(jī)構(gòu)完全失效的控制穩(wěn)定性差的技術(shù)問題。

2、為解決上述技術(shù)問題，本申請第一方面提供了一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法，包括：

3、獲取無人機(jī)的實(shí)時運(yùn)行參數(shù)和控制目標(biāo)數(shù)據(jù)，所述控制目標(biāo)數(shù)據(jù)包括：期望軌跡，所述實(shí)時運(yùn)行參數(shù)包括：無人機(jī)質(zhì)心在慣性坐標(biāo)系中的位置坐標(biāo)、姿態(tài)歐拉角、位移速度和旋轉(zhuǎn)速度；

4、當(dāng)檢測到所述無人機(jī)任意一個執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效時，根據(jù)控制目標(biāo)數(shù)據(jù)與實(shí)時運(yùn)行參數(shù)的偏差，通過pid外環(huán)控制邏輯和預(yù)設(shè)的期望加速度計(jì)算式，得到期望加速度，再根據(jù)所述期望加速度，確定所述無人機(jī)當(dāng)前的期望升力方向參數(shù)；

5、以所述期望升力方向參數(shù)與實(shí)際升力方向參數(shù)的偏差作為系統(tǒng)跟蹤誤差，當(dāng)所述跟蹤誤差未滿足預(yù)設(shè)的穩(wěn)定性閾值條件時，則根據(jù)所述期望加速度和干擾觀測器的輸出，結(jié)合預(yù)設(shè)的控制律參數(shù)計(jì)算式和基于預(yù)設(shè)性能控制的終端滑模面控制模型，分別確定所述無人機(jī)的控制律參數(shù)，以根據(jù)所述控制律參數(shù)與pid內(nèi)環(huán)控制邏輯調(diào)整所述無人機(jī)的飛行狀態(tài)，直至所述無人機(jī)調(diào)整后的實(shí)際升力方向參數(shù)與所述期望升力方向參數(shù)的偏差滿足預(yù)設(shè)的穩(wěn)定性閾值條件為止。

6、優(yōu)選地，所述滑模面控制模型具體為：

7、

8、式中，為滑模面向量，為系統(tǒng)跟蹤誤差，為所述系統(tǒng)跟蹤誤差的一階微分，、為預(yù)設(shè)性能控制邏輯的性能函數(shù)，為性能函數(shù)的一階導(dǎo)數(shù)，為性能函數(shù)的一階導(dǎo)數(shù)。

9、優(yōu)選地，所述干擾觀測器的公式具體為：

10、

11、式中，為所述干擾觀測器的輸出，且均為正常數(shù)，為轉(zhuǎn)動慣量矩陣，為無人機(jī)旋轉(zhuǎn)速度矩陣，為四旋翼無人機(jī)的合總外力矩矩陣，均為優(yōu)化參數(shù)。

12、優(yōu)選地，所述期望加速度計(jì)算式具體為：

13、

14、式中，為所述期望加速度，為所述期望軌跡，為所述位置坐標(biāo)，分別是比例項(xiàng)增益、微分項(xiàng)增益與積分項(xiàng)增益，為位移速度。

15、優(yōu)選地，所述控制律參數(shù)具體包括：滾轉(zhuǎn)角控制律參數(shù)、俯仰角控制律參數(shù)和升力控制律參數(shù)。

16、優(yōu)選地，所述控制目標(biāo)數(shù)據(jù)還包括：期望偏航角；

17、當(dāng)檢測到所述無人機(jī)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)均正常時，所述控制律參數(shù)還包括：偏航角控制律參數(shù)。

18、優(yōu)選地，所述控制律參數(shù)計(jì)算式具體包括：

19、

20、式中，為滾轉(zhuǎn)角控制律參數(shù)，為俯仰角控制律參數(shù)，為偏航角控制律參數(shù)，為升力控制律參數(shù)，為無人機(jī)的質(zhì)量，為重力加速，為滾轉(zhuǎn)角，為俯仰角，為偏航角，為期望偏航角，、、分別為轉(zhuǎn)動慣量矩陣中的x軸、y軸和z軸分量，、、分別為無人機(jī)旋轉(zhuǎn)速度矩陣中的中的x軸、y軸和z軸分量，為正常數(shù)，分別為實(shí)際升力方向參數(shù)的x軸、y軸和z軸分量，均為優(yōu)化參數(shù)。

21、同時，本申請第二方面提供了一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制裝置，包括：

22、控制數(shù)據(jù)獲取單元，用于獲取無人機(jī)的實(shí)時運(yùn)行參數(shù)和控制目標(biāo)數(shù)據(jù)，所述控制目標(biāo)數(shù)據(jù)包括：期望軌跡，所述實(shí)時運(yùn)行參數(shù)包括：無人機(jī)質(zhì)心在慣性坐標(biāo)系中的位置坐標(biāo)、姿態(tài)歐拉角、位移速度和旋轉(zhuǎn)速度；

23、期望升力方向確定單元，用于當(dāng)檢測到所述無人機(jī)任意一個執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效時，根據(jù)控制目標(biāo)數(shù)據(jù)與實(shí)時運(yùn)行參數(shù)的偏差，通過pid外環(huán)控制邏輯和預(yù)設(shè)的期望加速度計(jì)算式，得到期望加速度，再根據(jù)所述期望加速度，確定所述無人機(jī)當(dāng)前的期望升力方向參數(shù)；

24、誤差跟蹤控制單元，用于以所述期望升力方向參數(shù)與實(shí)際升力方向參數(shù)的偏差作為跟蹤誤差，當(dāng)所述跟蹤誤差未滿足預(yù)設(shè)的穩(wěn)定性閾值條件時，則根據(jù)所述期望加速度和干擾觀測器的輸出，結(jié)合預(yù)設(shè)的控制律參數(shù)計(jì)算式和基于預(yù)設(shè)性能控制的終端滑模面控制模型，分別確定所述無人機(jī)的控制律參數(shù)，以根據(jù)所述控制律參數(shù)與pid內(nèi)環(huán)控制邏輯調(diào)整所述無人機(jī)的飛行狀態(tài)，直至所述無人機(jī)調(diào)整后的實(shí)際升力方向參數(shù)與所述期望升力方向參數(shù)的偏差滿足預(yù)設(shè)的穩(wěn)定性閾值條件為止。

25、本申請第三方面提供了一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制終端，包括：存儲器和處理器；

26、所述存儲器用于存儲程序代碼，所述程序代碼與如本申請第一方面提供的一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法相對應(yīng)；

27、所述處理器用于讀取并執(zhí)行所述程序代碼。

28、本申請第四方面提供了一種計(jì)算機(jī)可讀存儲介質(zhì)，所述計(jì)算機(jī)可讀存儲介質(zhì)中保存有程序代碼，所述程序代碼用于被處理器讀取并執(zhí)行，以實(shí)現(xiàn)如本申請第一方面提供的一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法。

29、從以上技術(shù)方案可以看出，本申請具有以下優(yōu)點(diǎn)：

30、本申請?zhí)峁┑姆桨甘紫韧ㄟ^獲取無人機(jī)的實(shí)時運(yùn)行參數(shù)和控制目標(biāo)數(shù)據(jù)，當(dāng)檢測到無人機(jī)任意一個執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效時，根據(jù)控制目標(biāo)數(shù)據(jù)與實(shí)時運(yùn)行參數(shù)的偏差，根據(jù)主軸信息和pid外環(huán)控制邏輯，確定無人機(jī)當(dāng)前的期望升力方向參數(shù)；以期望升力方向參數(shù)與實(shí)際升力方向參數(shù)的偏差作為系統(tǒng)跟蹤誤差，當(dāng)跟蹤誤差未滿足預(yù)設(shè)的穩(wěn)定性閾值條件時，則根據(jù)期望加速度和干擾觀測器，結(jié)合預(yù)設(shè)的控制律參數(shù)計(jì)算式和基于預(yù)設(shè)性能控制的終端滑模面控制模型，確定無人機(jī)的控制律參數(shù)，以根據(jù)控制律參數(shù)與pid內(nèi)環(huán)控制邏輯調(diào)整無人機(jī)的飛行狀態(tài)，直至無人機(jī)調(diào)整后的實(shí)際升力方向參數(shù)與期望升力方向參數(shù)的偏差滿足預(yù)設(shè)的穩(wěn)定性閾值條件為止，通過內(nèi)環(huán)的姿態(tài)環(huán)控制器采用預(yù)設(shè)性能理論與終端滑模控制相結(jié)合的方式保證在有限時間內(nèi)主軸跟蹤誤差收斂到預(yù)設(shè)鄰域，提高了系統(tǒng)的響應(yīng)速度和暫穩(wěn)態(tài)性能，從而提高了無人機(jī)在存在執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效情形下的飛行穩(wěn)定性。

技術(shù)特征：

1.一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法，其特征在于，所述滑模面控制模型具體為：

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法，其特征在于，所述干擾觀測器的公式具體為：

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法，其特征在于，所述期望加速度計(jì)算式具體為：

5.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法，其特征在于，所述控制律參數(shù)具體包括：滾轉(zhuǎn)角控制律參數(shù)、俯仰角控制律參數(shù)和升力控制律參數(shù)。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法，其特征在于，所述控制目標(biāo)數(shù)據(jù)還包括：期望偏航角；

7.根據(jù)權(quán)利要求5或6所述的一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法，其特征在于，所述控制律參數(shù)計(jì)算式具體包括：

8.一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制裝置，其特征在于，包括：

9.一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制終端，其特征在于，包括：存儲器和處理器；

10.一種計(jì)算機(jī)可讀存儲介質(zhì)，其特征在于，所述計(jì)算機(jī)可讀存儲介質(zhì)中保存有程序代碼，所述程序代碼用于被處理器讀取并執(zhí)行，以實(shí)現(xiàn)如權(quán)利要求1至7任意一項(xiàng)所述的一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法。

技術(shù)總結(jié)
本申請公開了一種基于預(yù)設(shè)性能的無人機(jī)容錯控制方法、裝置、終端及介質(zhì)，當(dāng)檢測到無人機(jī)任意一個執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效時，根據(jù)控制目標(biāo)數(shù)據(jù)與實(shí)時運(yùn)行參數(shù)的偏差，確定無人機(jī)當(dāng)前的期望升力方向參數(shù)；以期望升力方向參數(shù)與實(shí)際升力方向參數(shù)的偏差作為系統(tǒng)跟蹤誤差，當(dāng)跟蹤誤差未滿足預(yù)設(shè)的穩(wěn)定性閾值條件時，則根據(jù)預(yù)設(shè)的控制律參數(shù)計(jì)算式和終端滑模面控制模型，確定無人機(jī)的控制律參數(shù)，調(diào)整無人機(jī)的飛行狀態(tài)，直至系統(tǒng)跟蹤誤差滿足預(yù)設(shè)的穩(wěn)定性閾值條件為止，本方案通過內(nèi)環(huán)的姿態(tài)環(huán)控制器采用預(yù)設(shè)性能理論與終端滑?？刂葡嘟Y(jié)合的方式保證在有限時間內(nèi)主軸跟蹤誤差收斂到預(yù)設(shè)鄰域，從而提高了無人機(jī)在存在執(zhí)行機(jī)構(gòu)失效情形下的飛行穩(wěn)定性。

技術(shù)研發(fā)人員：侯治威,楊正正,程煒毅,陳洪波,莊學(xué)彬
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中山大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/19