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針對四旋翼無人機執(zhí)行器部分失效的容錯控制方法_2

文檔序號:9248815閱讀:來源:國知局
表示集合間的"屬于"關系,r3xi 表示3行1列的實數(shù)向量,下同;
表示歐拉矩陣, sin( ? ),cos( ?)分別表示正弦、余弦函數(shù);M(ri) =wT(q)JW(n)G護^3表示慣性矩 陣,J為轉動慣量矩陣,M(n)是正定對稱矩陣,且滿足:
[0057]
(2)
[0058] 其中II?II表示2范數(shù),/表示"任意",嘶而=>1^'(,/)/抑?)+礦切燦(平的)的/巧,?)€護。表 示科里奧利力和向屯、力矩陣,.s/((T(7)?^表示求取T切)?)對應的反對稱矩陣.
0 <年<I,/. = 1,2,3表示故障矩陣;當入i聲1時,第i個通道執(zhí)行機 構發(fā)生故障;Td= [T…Td2,Td3]TeRSXI,Tdi,Td2,Td3分別表示滾轉、俯仰、偏航通道的 外部擾動力矩;T= [T。T2,T3]TgR3X1,T。T2,T3分別表示滾轉、俯仰、偏航通道的控 制輸入力矩。
[0059] 為簡化表示,式(1)兩端同乘WM^i(n),并分別用M,c,w表示M(n),c(礦抓 wu),整理得:
[0060]
(3)
[0061] 式做即為四旋翼無人機執(zhí)行器發(fā)生故障時的姿態(tài)動力學模型;在Td和 A未知的情況下設計控制輸入力矩T使得無人機姿態(tài)角向量n趨于參考軌跡 兩=[巧,(/).0"(/)'y/,,,(0]『。
[0062] 為實現(xiàn)姿態(tài)跟蹤,定義跟蹤誤差為:
[0063] e=n-nd, (4)
[0064] 其中e= [e。62,e3]TeRw,e。62,63分別表示滾轉角、俯仰角、偏航角跟蹤誤差; 對式(4)分別求一階時間導數(shù)和二階時間導數(shù)得:
[0065] i!二!)一!'h, (巧
[0066] =(6)
[0067] 定義滑模面S為;
[0068] 5=e+se,(7)
[006引其中S= [Si,S2,sJTeRW,Si,S2,S3分別表示滾轉通道、俯仰通道、偏航通道滑 模面,e為一正定常系數(shù)對角矩陣。對式(6)求一階時間導數(shù),再將式(3)代入整理,得到 系統(tǒng)開環(huán)動力學方程為:
[0070]

[0071]針對式(3)的系統(tǒng)開環(huán)動力學方程,結合自適應和滑??刂扑惴ㄔO計容錯控制 器,如式(2)所示:
[007引在式巧)-式(11)中,k…ka。曰,0,P。丫期為正常數(shù),且滿足kii>0,Aw=f+A,廠=diag(丫。丫2, 丫3),A是對A的估計,S即(?)為符號函數(shù);將式巧) 代入式巧),得到系統(tǒng)閉環(huán)動力學方程為:
[0081] 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 時間趨于無窮時,姿態(tài)角n趨于目標姿態(tài)角rid。
[0082] 為驗證本發(fā)明的針對四旋翼無人機執(zhí)行器失效的容錯控制方法的有效性,利用課 題組自主研發(fā)的四旋翼無人機平臺進行了實驗驗證。下面結合實驗和附圖對本發(fā)明針對四 旋翼無人機執(zhí)行器失效的容錯控制方法做出詳細說明。
[0083] 本發(fā)明針對四旋翼無人機非線性姿態(tài)動力學模型,綜合考慮外部擾動力矩及未知 執(zhí)行器故障對無人機控制性能的影響,采用基于自適應滑模控制算法的容錯控制器,實現(xiàn) 了四旋翼無人機在有、無故障存在的情況下局能夠保持姿態(tài)穩(wěn)定,且對故障具有較好的魯 椿性。
[0084] 一、實驗平臺簡介
[0085] 實驗平臺如圖1所示。該實驗平臺采用PC/104嵌入式計算機作為仿真控制器,基 于Matl油RTW工具箱的xPC目標作為實時仿真環(huán)境,采用自主設計的慣性測量單元作為姿 態(tài)傳感器,俯仰角、滾轉角測量精度為±0.2°。偏航角測量精度為±0.5°。整個系統(tǒng)控 制頻率為500Hz。
[008引二、姿態(tài)鎮(zhèn)定實驗
[0087]采用式(9)所示控制器,首先進行了無故障情況下,即A=diag(l,l,l)時 四旋翼無人機的姿態(tài)鎮(zhèn)定實驗.控制器各參數(shù)選擇如下;e=diag (1,1,1),J= diagd. 25, 1. 25, 2. 5), T ,= [0. 02, 0. 02, 0. 02] \ r = diag (1. 3, 1. 7, 6. 0), a = 0. 057, kii= 2. 2, k口= 3. 0, k。= 2. 5, k 21= 4. 41, k 22= 5. 00, k 23= 4. 82。
[008引S、容錯控制實驗
[0089] 保持上述各參數(shù)不變,令故障矩陣為:
[0090]
[0091] 即分別在t= 25s和t= 98s使?jié)L轉通道和俯仰通道力矩減小10%和20%,實驗 結果分別如圖3中a、圖3中b、圖3中C所示。圖3中a、圖3中b、圖3中C分別表示四旋 翼無人機執(zhí)行器發(fā)生部分失效時姿態(tài)角、控制輸入W及電機轉速的變化曲線。從圖中可W 看出,在第25s,滾轉角發(fā)生了約為2°的波動,俯仰角和偏航角則波動較小,約為r,對應 的滾轉通道的輸入力矩變化較為明顯,各電機轉速也相應地發(fā)生變化。在第98s,滾轉角和 俯仰角分別發(fā)生了約為3°和7°的波動,偏航角波動約為r,對應的輸入力矩和各電機 轉速也發(fā)生了相應的變化。
[0092] 為了更加清晰地分析故障發(fā)生時輸入力矩和電機轉速的變化過程,W第98s時發(fā) 生的故障為例,截取第95s到第105的輸入力矩和電機轉速變化曲線,分別如圖4中a和圖 4中b所示。從圖中可W看出,第98s時,滾轉通道和俯仰通道路局分別發(fā)生10%和20%失 效故障,為繼續(xù)維持四旋翼無人機姿態(tài)穩(wěn)定,此時滾轉通道輸入力矩明顯增加,俯仰通道 輸入力矩明顯減小,綜合表現(xiàn)為2號和3號電機轉速下降,1號和4號電機轉速升高,最終實 現(xiàn)姿態(tài)的容錯控制。
[0093] 經(jīng)過上述分析,證明了本發(fā)明所提算法的有效性。
【主權項】
1. 一種針對四旋翼無人機執(zhí)行器部分失效的容錯控制方法,其特征是,包括下列步驟: 通過分析執(zhí)行器對四旋翼無人機的作用原理,用未知對角矩陣表示執(zhí)行器失效對其動力學 特性的影響,同時考慮外部未知擾動力矩的干擾,得到四旋翼無人機執(zhí)行器部分失效時的 非線性動力學模型:式⑴中各變量定義如下:n= [Mt), 0⑴,Mt)]TeR3xi表示歐 拉角,(t),0 (t),$⑴分別表示滾轉角、俯仰角和偏航角,[? ]T表示矩陣 的轉置,e表示集合間的"屬于"關系,R3xi表示3行1列的實數(shù)向量,下同;函數(shù);M(n)=屯T(n)JW(n)eR3x3表示慣性矩陣,j為轉動慣量矩陣,M(n)是正定對 稱矩陣,且滿足:其中I卜II表示2范數(shù),V表示"任S",C(;7,;)) =中>)神 表示科里奧利力和向心力矩陣,農(nóng)示求取¥(7)7〉對應的反對稱矩陣;執(zhí)行機構發(fā)生故障;了 d= [Tdl,Td2,Td3]TGR3xl,Tdl,Td2,Td3分別表示滾轉、俯仰、偏航 通道的外部擾動力矩;T= [TpT2,T3]TGR3X1,TpT2,T3分別表示滾轉、俯仰、偏航通 道的控制輸入力矩; 為簡化表示,式(1)兩端同乘以r1 (n),并分別用M,c,w表示M(n),W(n), 整理得: ij=MwV tAt-MiTil-M1O; (3) 式⑶即為四旋翼無人機執(zhí)行器發(fā)生故障時的姿態(tài)動力學模型;在^和A未知的情況下設計控制輸入力矩T使得無人機姿態(tài)角向量n趨于參考軌跡 % =[爐rfO),物,rf0)f; 為實現(xiàn)姿態(tài)跟蹤,定義跟蹤誤差為:e=n-nd, (4) 其中e= [ei,e2,e3]TeR3X1,ei,e2, %分別表示滾轉角、俯仰角、偏航角跟蹤誤差;對式 (4)分別求一階時間導數(shù)和二階時間導數(shù)得: e= (5) e-h-iir (6) 定義滑模面s為: s-e+se, (7) 其中s= [Sl,s2,s3]TeR3X1,Sl,s2,s3分別表示滾轉通道、俯仰通道、偏航通道滑模面,e為一正定常系數(shù)對角矩陣。對式(6)求一階時間導數(shù),再將式(3)代入整理,得到系統(tǒng)開 環(huán)動力學方程為:針對式(3)的系統(tǒng)開環(huán)動力學方程,結合自適應和滑??刂扑惴ㄔO計容錯控制器,如 式⑵所示:在式(9)_式(11)中,kn,k2i,a,0,pi,y土均為正常數(shù),且滿足kn> 0,匕=f+A,r=diag(ri,Y2,Y3),人是對A的估計,sgn(_)為符號函數(shù);將式⑶代入式⑶,得 到系統(tǒng)閉環(huán)動力學方程為: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,即當時間 趨于無窮時,姿態(tài)角n趨于目標姿態(tài)角nd。
【專利摘要】本發(fā)明涉及四旋翼無人機容錯控制方法。為提出一種容錯控制器,實現(xiàn)四旋翼無人機在執(zhí)行器發(fā)生部分失效時仍能保持姿態(tài)穩(wěn)定,本發(fā)明采取的技術方案是,針對四旋翼無人機執(zhí)行器部分失效的容錯控制方法,包括下列步驟:通過分析執(zhí)行器對四旋翼無人機的作用原理,用未知對角矩陣表示執(zhí)行器失效對其動力學特性的影響,同時考慮外部未知擾動力矩的干擾,得到四旋翼無人機執(zhí)行器部分失效時的非線性動力學模型: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,即當時間趨于無窮時,姿態(tài)角η趨于目標姿態(tài)角ηd。本發(fā)明主要應用于四旋翼無人機容錯控制。
【IPC分類】G05B13/04
【公開號】CN104965414
【申請?zhí)枴緾N201510374421
【發(fā)明人】鮮斌, 郝偉
【申請人】天津大學
【公開日】2015年10月7日
【申請日】2015年6月30日
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