針對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)執(zhí)行器部分失效的容錯(cuò)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種四旋翼無(wú)人機(jī)容錯(cuò)控制方法，特別是設(shè)及四旋翼無(wú)人機(jī)執(zhí)行器發(fā) 生部分失效的容錯(cuò)控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 四旋翼無(wú)人機(jī)W其尺寸小、行動(dòng)靈活、可垂直起降及定點(diǎn)懸停等特點(diǎn)在航拍、災(zāi)后 救援、農(nóng)林種植等領(lǐng)域得到越來越廣泛的應(yīng)用。受飛行器控制穩(wěn)定性及自身工藝影響，電機(jī) 和螺旋獎(jiǎng)的持續(xù)高速旋轉(zhuǎn)使其發(fā)生故障的概率大大提高。由于四旋翼無(wú)人機(jī)是一個(gè)具有強(qiáng) 禪合特性的典型非線性系統(tǒng)，一旦發(fā)生上述故障，飛行穩(wěn)定性就會(huì)急劇下降，甚至導(dǎo)致無(wú)人 機(jī)失控。如何保證四旋翼無(wú)人機(jī)在執(zhí)行器發(fā)生故障的情況下仍能得到有效控制，具有重要 的理論意義和應(yīng)用價(jià)值。
[0003] 四旋翼無(wú)人機(jī)常見故障通常包括執(zhí)行器故障和傳感器故障，其中執(zhí)行器故障發(fā)生 頻率更高、對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)性能影響更大，也更加難W解決。
[0004] 加拿大Concordia大學(xué)作為研究四旋翼無(wú)人機(jī)容錯(cuò)控制較早的單位，其研究人 員已分別設(shè)計(jì)了基于變?cè)鲆鍼ID、模型參考自適應(yīng)（MRAC)、微分平坦、滑模等多種算法的 容錯(cuò)控制器，均已實(shí)現(xiàn)了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證（書籍；AutomaticFli曲tControlSystems-Latest Development;著者Joumin化ang，AnnasQiamseddine;出版年月；2012 年；文章題目； FaultTolerantandFlightControlTechniqueswithapplicationtoaQuadrotor UAVTestbed;頁(yè)碼；119 - 150)。但是MRAC僅考慮了系統(tǒng)在平衡點(diǎn)處的性能，當(dāng)無(wú)人機(jī)偏離 設(shè)定平衡點(diǎn)時(shí)，系統(tǒng)性能難W得到保證；微分平坦方法則需要在故障檢測(cè)的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)故 障重構(gòu)，算法復(fù)雜，難W實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用；滑?？刂苿t可能會(huì)引起輸入力矩的抖振，影響控制 性能。
[0005] 麻省理工大學(xué)的研究人員主要采用MRAC和CMRAC算法對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)螺旋獎(jiǎng) 發(fā)生突然斷裂的情況進(jìn)行了研究，并進(jìn)行了實(shí)際飛行實(shí)驗(yàn)（期刊；1邸ETransactionson ControlSystemsTechnology;著者；Z.T.Dydek，A.M.Annaswamy，E.Lavretsky;出片反年月； 2013 年；文章題目；AdaptiveControlofQua化otorUAVs;aDesi即TradeSl:udywith Fli曲tEvaluations;頁(yè)碼；1400 - 1406)。該方法同樣在平衡點(diǎn)處對(duì)無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型進(jìn) 行了線性化，僅考慮了系統(tǒng)的線性化模型，當(dāng)無(wú)人機(jī)發(fā)生較大偏移時(shí)，無(wú)人機(jī)飛行穩(wěn)定性會(huì) 受較大影響。
[0006] 阿聯(lián)苗大學(xué)的研究人員主要致力于首先采用非線性觀測(cè)器對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)的故 障進(jìn)行在線估計(jì)，然后針對(duì)不同故障類型采用主動(dòng)容錯(cuò)控制算法實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)的容 錯(cuò)控制。該種方法能夠針對(duì)不同故障類型采用不同的容錯(cuò)控制算法，容錯(cuò)控制效果較好，但 該方法較為復(fù)雜，目前僅實(shí)現(xiàn)了仿真驗(yàn)證，工程實(shí)用性有待進(jìn)一步驗(yàn)證。
[0007] 南京航空航天大學(xué)的研究人員除了采用與國(guó)外高校類似的控制算法對(duì)四旋翼 無(wú)人機(jī)的容錯(cuò)控制進(jìn)行了探索外，還將自適應(yīng)滑模控制算法引入無(wú)人機(jī)的容錯(cuò)控制，并 在=自由度實(shí)驗(yàn)平臺(tái)上進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證（期刊：控制理論與應(yīng)用；著者；楊菩慷，姜斌，張 柯；出版年月；2014年；文章題目：四旋翼直升機(jī)姿態(tài)系統(tǒng)的直接自我修復(fù)控制；頁(yè)碼： 1053-1060)。但是該方法在對(duì)執(zhí)行器故障建模時(shí)，將執(zhí)行器故障簡(jiǎn)單地W外部擾動(dòng)力矩形 式加入到四旋翼無(wú)人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型中，該模型難W反映執(zhí)行器故障對(duì)無(wú)人機(jī)的真實(shí)影響。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008] 為克服技術(shù)的不足，本發(fā)明旨在提出一種容錯(cuò)控制器，實(shí)現(xiàn)四旋翼無(wú)人機(jī)在執(zhí)行 器發(fā)生部分失效時(shí)仍能保持姿態(tài)穩(wěn)定。為此，本發(fā)明采取的技術(shù)方案是，針對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī) 執(zhí)行器部分失效的容錯(cuò)控制方法，包括下列步驟：
[0009] 通過分析執(zhí)行器對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)的作用原理，用未知對(duì)角矩陣表示執(zhí)行器失效對(duì) 其動(dòng)力學(xué)特性的影響，同時(shí)考慮外部未知擾動(dòng)力矩的干擾，得到四旋翼無(wú)人機(jī)執(zhí)行器部分 失效時(shí)的非線性動(dòng)力學(xué)模型：
[0010]
(1)
[0011] 式（1)中各變量定義如下；n= [Mt), 0 (t), Mt)]TG r3x嗦示歐拉角，4(t)，0(t)，It(t)分別表示滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角，[-]T表示矩陣的轉(zhuǎn)置，G表示集合 間的"屬于"關(guān)系，R3X1表示3行1列的實(shí)數(shù)向量；
表 示歐拉矩陣，sin('），c〇s(〇分別表示正弦、余弦函數(shù)；M(n) =wT(n)jw(n)GR3X3 表示慣性矩陣，J為轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣，M(n)是正定對(duì)稱矩陣，且滿足：
[00。]
巧
[001引其中II?II表示2范數(shù)，V表示"任意"，飾，利=的;?)如切)+的內(nèi)站件助內(nèi)冰妨eK'w表 示科里奧利力和向屯、力矩陣，表示求?。さ牡膶?duì)應(yīng)的反對(duì)稱矩陣.
0 < ^,; <I，/ = 1，2,3表示故障矩陣；當(dāng)Ai聲1時(shí)，第i個(gè)通道執(zhí)行機(jī) 構(gòu)發(fā)生故障；Td= [T…Td2,Td3]TGRSXI，Tdi，Td2,Td3分別表示滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航通道的 外部擾動(dòng)力矩；T= [T。T2,T3]TgR3X1，T。T2,T3分別表示滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航通道的控 制輸入力矩；
[0014] 為簡(jiǎn)化表示，式（1)兩端同乘WM^(n)，并分別用M，C，W表示M(n)，（而，?化 ^(1〇，整理得：
[00 巧]
(3)
[001引式（3)即為四旋翼無(wú)人機(jī)執(zhí)行器發(fā)生故障時(shí)的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型；在Td和A未知的情況下設(shè)計(jì)控制輸入力矩T使得無(wú)人機(jī)姿態(tài)角向量n趨于參考軌跡 化，=[從(/).0,/(0.^/。,(0]廠。
[0017] 為實(shí)現(xiàn)姿態(tài)跟蹤，定義跟蹤誤差為：
[001引e=n-nd， (4)
[001引其中e= [e。62,e3]TERSX1,e。62,63分別表示滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角跟蹤誤差； 對(duì)式（4)分別求一階時(shí)間導(dǎo)數(shù)和二階時(shí)間導(dǎo)數(shù)得：
[0020] 口）
[00引]= (6)
[00過定義滑模面S為：
[0023] s = e + se, (T)
[0024] 其中S= [Si，S2,sJTerw，si，S2,S3分別表示滾轉(zhuǎn)通道、俯仰通道、偏航通道滑 模面，e為一正定常系數(shù)對(duì)角矩陣。對(duì)式（6)求一階時(shí)間導(dǎo)數(shù)，再將式（3)代入整理，得到 系統(tǒng)開環(huán)動(dòng)力學(xué)方程為：
[00 巧]
(8)
[0026]針對(duì)式（3)的系統(tǒng)開環(huán)動(dòng)力學(xué)方程，結(jié)合自適應(yīng)和滑模控制算法設(shè)計(jì)容錯(cuò)控制 器，如式（2)所示：
[003U在式巧)-式（11)中，k。，k2i,a，P，P。丫期為正常數(shù)，且滿足kii> 0，Aw=t+A，廠=diag(丫。丫2, 丫3)，A是對(duì)A的估計(jì)，S即（?）為符號(hào)函數(shù)；將式巧） 代入式巧），得到系統(tǒng)閉環(huán)動(dòng)力學(xué)方程為：
[0036] 采用基于Lyapunov的分析方法證明式（12)所示的閉環(huán)系統(tǒng)全局漸近穩(wěn)定，即當(dāng) 時(shí)間趨于無(wú)窮時(shí)，姿態(tài)角n趨于目標(biāo)姿態(tài)角ru。
[0037]與已有技術(shù)相比，本發(fā)明的技術(shù)特點(diǎn)與效果：
[0038] 本發(fā)明采用自適應(yīng)滑?？刂扑惴ㄔO(shè)計(jì)容錯(cuò)控制器，對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)執(zhí)行器部分失 效故障具有較好的魯椿性。當(dāng)四旋翼無(wú)人機(jī)執(zhí)行器突然發(fā)生部分失效故障時(shí)，無(wú)人機(jī)能夠 迅速克服故障影響，保持姿態(tài)穩(wěn)定。
【附圖說明】
[0039] 圖1是本發(fā)明所用實(shí)驗(yàn)平臺(tái)。
[0040] 圖2是無(wú)故障姿態(tài)鎮(zhèn)定實(shí)驗(yàn)效果圖，圖中：
[0041] 圖2中a是無(wú)故障姿態(tài)鎮(zhèn)定實(shí)驗(yàn)時(shí)的姿態(tài)角變化曲線；
[0042] 圖2中b是無(wú)故障姿態(tài)鎮(zhèn)定實(shí)驗(yàn)時(shí)的控制輸入變化曲線；
[0043] 圖2中C是無(wú)故障姿態(tài)鎮(zhèn)定實(shí)驗(yàn)時(shí)的電機(jī)轉(zhuǎn)速變化曲線；
[0044] 圖2中d是無(wú)故障姿態(tài)鎮(zhèn)定實(shí)驗(yàn)時(shí)的自適應(yīng)律變化曲線。
[0045] 圖3是容錯(cuò)控制實(shí)驗(yàn)效果圖，圖中；
[0046] 圖3中a是執(zhí)行器發(fā)生部分失效故障時(shí)的姿態(tài)角變化曲線；
[0047] 圖3中b是執(zhí)行器發(fā)生部分失效故障時(shí)的控制輸入變化曲線；
[0048] 圖3中C是執(zhí)行器發(fā)生部分失效故障時(shí)的電機(jī)轉(zhuǎn)速變化曲線；
[0049] 圖3中d是執(zhí)行器發(fā)生部分失效故障時(shí)的自適應(yīng)律變化曲線。
[0050] 圖4是第95S-105S容錯(cuò)控制實(shí)驗(yàn)效果圖，圖中；
[0051] 圖4中a是執(zhí)行器發(fā)生部分失效故障時(shí)第95s到第105s的控制輸入變化曲線；
[0052] 圖4中b是執(zhí)行器發(fā)生部分失效故障時(shí)第95s到第105s的電機(jī)轉(zhuǎn)速變化曲線。
【具體實(shí)施方式】
[0053] 本發(fā)明采用的技術(shù)方案是；將自適應(yīng)控制和滑?？刂扑惴ㄏ嘟Y(jié)合用于四旋翼無(wú)人 機(jī)執(zhí)行器部分失效時(shí)姿態(tài)系統(tǒng)的控制中，包括如下步驟：
[0054] 通過分析執(zhí)行器對(duì)四旋翼無(wú)人機(jī)的作用原理，用未知對(duì)角矩陣表示執(zhí)行器失效對(duì) 其動(dòng)力學(xué)特性的影響，同時(shí)考慮外部未知擾動(dòng)力矩的干擾，得到四旋翼無(wú)人機(jī)執(zhí)行器部分 失效時(shí)的非線性動(dòng)力學(xué)模型：
[00巧]M州州+C如抑]+ 二中（巧)、T. (1)
[005引式（1)中各變量定義如下：n= [Mt),白（t),Mt)]TGr3x嗦示歐拉角，Mt)，0 (t)，Mt)分別表示滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角，G