一種六旋翼飛行器的容錯(cuò)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于旋翼飛行器的飛行控制領(lǐng)域，具體涉及一種六旋翼飛行器的容錯(cuò)控制 方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 六旋翼飛行器具有垂直起降、穩(wěn)定懸停和自主巡航的能力，其在軍事和民事領(lǐng)域 具有廣泛的用途。軍事上，可用于偵察監(jiān)視、毀傷評(píng)估、城市巷戰(zhàn)和通信中繼等；民事上，可 用于航拍、環(huán)境監(jiān)測(cè)、森林防火和電力巡檢等。
[0003] 六旋翼飛行器是一個(gè)多變量、非線(xiàn)性、強(qiáng)耦合的系統(tǒng)，具有比較復(fù)雜的動(dòng)力學(xué)特 性。但是其結(jié)構(gòu)比較簡(jiǎn)單，而且機(jī)載系統(tǒng)多數(shù)都是單余度設(shè)計(jì)，在飛行的過(guò)程中，由于風(fēng)擾、 發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)和碰撞障礙物等原因，其機(jī)械組件和電調(diào)等部件比較容易出現(xiàn)故障。如果故障 不能被檢測(cè)出來(lái)并快速進(jìn)行處理，六旋翼飛行器就會(huì)由于受力不平衡而失去控制，會(huì)導(dǎo)致 墜機(jī)等事故。因此，對(duì)于六旋翼飛行器來(lái)說(shuō)，容錯(cuò)控制技術(shù)就成為提高其安全性和可靠性的 關(guān)鍵技術(shù)。所謂容錯(cuò)控制，就是飛行器的某些部件發(fā)生故障的情況下，系統(tǒng)仍能按照原定的 性能指標(biāo)或者性能指標(biāo)有所降低，安全的完成既定任務(wù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 本發(fā)明的目的在于：針對(duì)上述存在的問(wèn)題，提出一種六旋翼飛行器的容錯(cuò)控制方 法，以實(shí)現(xiàn)在飛行器發(fā)生某些系統(tǒng)故障的情況下，仍能實(shí)現(xiàn)六旋翼飛行器的有效控制。
[0005] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：
[0006] 六旋翼飛行器若出現(xiàn)導(dǎo)致單個(gè)旋翼停轉(zhuǎn)的故障，切斷給該旋翼的供電，同時(shí)切 斷其相隔180°位置的旋翼的供電，并停止輸出這兩個(gè)旋翼的控制信號(hào)；若出現(xiàn)導(dǎo)致相隔 180°的兩個(gè)旋翼均停轉(zhuǎn)的故障，則直接切斷給這兩個(gè)旋翼的供電，同時(shí)停止輸出這兩個(gè)旋 翼的控制信號(hào)，并重新按照"斜十字型"四旋翼飛行器的布局對(duì)六旋翼飛行器其余四個(gè)旋翼 進(jìn)行控制。具體包括如下步驟：
[0007] 步驟一：故障檢測(cè)模塊實(shí)時(shí)對(duì)六旋翼飛行器進(jìn)行故障檢測(cè)，若沒(méi)有故障出現(xiàn)，則重 復(fù)進(jìn)行步驟一。
[0008] 若出現(xiàn)導(dǎo)致單個(gè)旋翼停轉(zhuǎn)的故障或?qū)е孪喔?80°的兩個(gè)旋翼均停轉(zhuǎn)的故障，則 轉(zhuǎn)步驟二。
[0009] 步驟二：若出現(xiàn)導(dǎo)致單個(gè)旋翼停轉(zhuǎn)的故障，切斷給該旋翼的供電，并切斷其相隔 180°位置的旋翼的供電，同時(shí)停止輸出這兩個(gè)旋翼的控制信號(hào)。
[0010] 若出現(xiàn)導(dǎo)致相隔180°的兩個(gè)旋翼均停轉(zhuǎn)的故障，則直接切斷給這兩個(gè)旋翼的供 電，同時(shí)停止輸出這兩個(gè)旋翼的控制信號(hào)。
[0011] 步驟三：六旋翼飛行器在停轉(zhuǎn)兩個(gè)旋翼之后，變成了一個(gè)"斜十字型"四旋翼飛行 器，重新按照"斜十字型"四旋翼飛行器的布局對(duì)六旋翼飛行器進(jìn)行控制。
[0012] 在步驟三中，若旋翼1或旋翼4單獨(dú)故障，或旋翼1和旋翼4同時(shí)出現(xiàn)故障，切斷 給旋翼1和4的供電，同時(shí)停止輸出這兩個(gè)旋翼的控制信號(hào)，保持原有的機(jī)體坐標(biāo)軸方向不 變。
[0013] 則原來(lái)飛行器模型的控制變量由原來(lái)的6個(gè)變?yōu)?個(gè)，其他模型參數(shù)不變。
[0014] 原有的控制量解算過(guò)程不變，仍然由期望姿態(tài)角和高度計(jì)算模塊根據(jù)相應(yīng)的姿態(tài) 角和高度指令，計(jì)算得到期望的姿態(tài)角和高度值，并與姿態(tài)角和高度傳感器反饋的實(shí)際姿 態(tài)角和高度值相減，得到姿態(tài)角和高度的控制誤差；控制量解算模塊通過(guò)對(duì)姿態(tài)角和高度 的控制誤差的計(jì)算，得到相應(yīng)的俯仰控制量、滾轉(zhuǎn)控制量、偏航控制量和油門(mén)控制量。
[0015] 由于切除了旋翼1和4,導(dǎo)致俯仰軸的控制能力減弱為原來(lái)的i，為取得和原來(lái)的 控制相似的控制效果，對(duì)得到的俯仰控制量乘以2 ;旋翼1和4不提供滾轉(zhuǎn)控制力矩，所以 滾轉(zhuǎn)軸的控制量不變；由于旋翼1和4的旋轉(zhuǎn)方向相反，其產(chǎn)生的反扭力矩本身就已經(jīng)相互 抵消，所以對(duì)偏航軸的穩(wěn)定沒(méi)有影響，但由于切除了這兩個(gè)旋翼，導(dǎo)致原來(lái)的偏航控制能力 減弱為原來(lái)的4 *為取得和原來(lái)的控制相似的控制效果，對(duì)得到的偏航控制量乘以1. 5 ;由 于切除旋翼1和4,原來(lái)的油門(mén)控制能力減弱為原來(lái)的I ^為取得和原來(lái)的控制相似的控制 3 效果，對(duì)得到的油門(mén)控制量乘以1. 5。
[0016] 在通過(guò)控制分配模塊對(duì)以上四個(gè)補(bǔ)償后新的控制量進(jìn)行分配時(shí)，改變?cè)械姆峙?矩陣，不再給旋翼1和旋翼4分配控制量，得到新的分配矩陣。
[0017] 假設(shè)故障前分配矩陣為：
[0018]
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種六旋翼飛行器容錯(cuò)控制方法，其特征在于，若出現(xiàn)導(dǎo)致單個(gè)旋翼停轉(zhuǎn)的故障，切 斷給該旋翼的供電，同時(shí)切斷其相隔180°位置的旋翼的供電，并停止輸出這兩個(gè)旋翼的控 制信號(hào)；若出現(xiàn)導(dǎo)致相隔180°的兩個(gè)旋翼均停轉(zhuǎn)的故障，則直接切斷給這兩個(gè)旋翼的供 電，同時(shí)停止輸出這兩個(gè)旋翼的控制信號(hào)，并重新按照"斜十字型"四旋翼飛行器的布局對(duì) 六旋翼飛行器其余四個(gè)旋翼進(jìn)行控制。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的六旋翼飛行器容錯(cuò)控制方法，其特征在于，包括如下步驟： 步驟一：故障檢測(cè)模塊實(shí)時(shí)對(duì)六旋翼飛行器進(jìn)行故障檢測(cè)，若沒(méi)有故障出現(xiàn)，則重復(fù)進(jìn) 行步驟一； 若出現(xiàn)導(dǎo)致單個(gè)旋翼停轉(zhuǎn)的故障或?qū)е孪喔?80°的兩個(gè)旋翼均停轉(zhuǎn)的故障，則轉(zhuǎn)步 驟二； 步驟二：若出現(xiàn)導(dǎo)致單個(gè)旋翼停轉(zhuǎn)的故障，切斷給該旋翼的供電，并切斷其相隔180° 位置的旋翼的供電，同時(shí)停止輸出這兩個(gè)旋翼的控制信號(hào)； 若出現(xiàn)導(dǎo)致相隔180°的兩個(gè)旋翼均停轉(zhuǎn)的故障，則直接切斷給這兩個(gè)旋翼的供電，同 時(shí)停止輸出這兩個(gè)旋翼的控制信號(hào)； 步驟三：六旋翼飛行器在停轉(zhuǎn)兩個(gè)旋翼之后，變成了一個(gè)"斜十字型"四旋翼飛行器，重 新按照"斜十字型"四旋翼飛行器的布局對(duì)六旋翼飛行器進(jìn)行控制。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的六旋翼飛行器容錯(cuò)控制方法，其特征在于，步驟三中，若旋翼 1或旋翼4單獨(dú)故障，或旋翼1和旋翼4同時(shí)出現(xiàn)故障，切斷給旋翼1和4的供電，同時(shí)停止 輸出這兩個(gè)旋翼的控制信號(hào)，保持原有的機(jī)體坐標(biāo)軸方向不變； 則原來(lái)飛行器模型的控制變量由原來(lái)的6個(gè)變?yōu)?個(gè)，其他模型參數(shù)不變； 原有的控制量解算過(guò)程不變，仍然由期望姿態(tài)角和高度計(jì)算模塊根據(jù)相應(yīng)的姿態(tài)角和 高度指令，計(jì)算得到期望的姿態(tài)角和高度值，并與姿態(tài)角和高度傳感器反饋的實(shí)際姿態(tài)角 和高度值相減，得到姿態(tài)角和高度的控制誤差；控制量解算模塊通過(guò)對(duì)姿態(tài)角和高度的控 制誤差的計(jì)算，得到相應(yīng)的俯仰控制量、滾轉(zhuǎn)控制量、偏航控制量和油門(mén)控制量； 由于切除了旋翼1和4,導(dǎo)致俯仰軸的控制能力減弱為原來(lái)的4 *為取得和原來(lái)的控 制相似的控制效果，對(duì)得到的俯仰控制量乘以2 ;旋翼1和4不提供滾轉(zhuǎn)控制力矩，所以滾 轉(zhuǎn)軸