基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法技术

本发明专利技术公开了基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法，首先，建立四旋翼编队系统中飞行器的数学模型，将数学模型解耦成内环姿态子系统和外环位置子系统；然后，根据四旋翼飞行器在故障情形下的姿态模型，设计内环姿态跟踪容错控制律；再根据四旋翼编队系统信息以及控制目标，设计外环位置子系统的控制律；最后，根据外环位置子系统的控制律，得到内环的期望姿态，将飞行器的姿态跟踪内环的期望姿态，实现容错控制。本发明专利技术方法在理论层面上彻底消除外界干扰对编队控制的不利影响，并实现四旋翼飞行器编队中任何一个节点出现执行器故障或者多个节点同时出现执行器故障的容错控制。

Finite-time fault-tolerant control method for Four-rotor formation based on sliding mode control technology

【技术实现步骤摘要】
基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法
本专利技术涉及基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法，属于飞行器故障容错控制

技术介绍
四旋翼飞行器属于旋翼无人飞行器，相比于固定翼无人飞行器，四旋翼飞行器虽然飞行速度较慢，但是控制方式简单，只要改变四旋翼飞行器四个旋翼的转速就可以简单的实现姿态和位置的控制；灵活性强，可以悬停，起落几乎不受场地限制，价格低廉，体积小。正因为上述的诸多优点，四旋翼飞行器在农业监管、电力巡线、火灾监控、物流运输、航拍、军事等领域已经展现出其不可替代的作用。近年来，随者自动化技术以及电子技术的日益发展，单个四旋翼飞行器的控制技术已经逐渐完善，单个四旋翼飞行器工作的局限性也日益显现，人们不满足于单个四旋翼飞行器，开始研究多个飞行器的协同工作问题。多个四旋翼飞行器的协同工作，可以克服以往单个飞行器难以克服的问题。例如多个飞行器协同工作，可以扩大飞行器航拍的范围，可以提升四旋翼飞行器的运输能力，可以从多个角度获得敌人的情报。毫无疑问，多个四旋翼飞行器的协同控制是具有很高的实际应用价值的，而这一切都是建立在完善的四旋翼编队飞行控制方法的基础上。容错控制是控制理论的重要研究方向。系统在工作的过程之中，可能因为内部的元器件老化或者外部的损毁等原因导致系统出现故障。故障出现之后系统的特性会发生改变，因此控制器的控制效果会大幅下降甚至导致系统不稳定。容错控制研究的是如何设计一种控制律使得系统出现故障后仍然可以尽可能的保证系统的性能。按照故障出现的位置可以将故障分为执行器故障和传感器故障；按照故障的建模方式可以将故障分为加性故障和乘性故障。对于四旋翼来说，比较常见故障的是执行器的乘性故障。在编队控制中，只要有一个飞行器出现故障，就会影响到整个编队系统，如果处理不当，可能导致整个编队系统的崩溃。滑模控制方法是一种非线性控制方法。目前，已有前人使用积分滑模控制方法进行航天器姿态角的镇定容错控制，并且获得了较好的稳态性能，但是该方法的响应速度较慢，快速性较差。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是：提供基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法，彻底消除外界干扰对编队控制的不利影响，实现四旋翼飞行器编队中任何一个节点出现执行器故障或者多个节点同时出现执行器故障的容错控制。本专利技术为解决上述技术问题采用以下技术方案：基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法，包括如下步骤：步骤1，建立四旋翼编队系统出现执行器故障情况下的飞行器数学模型，将数学模型解耦成内环姿态子系统和外环位置子系统；步骤2，构建四旋翼编队系统的无向通讯图，根据无向通讯图得到邻接矩阵和连通矩阵；步骤3，根据四旋翼飞行器在故障情形下的姿态模型，设计内环姿态跟踪容错控制律，内环姿态跟踪容错控制律为τ＝unom+uN，其中，unom表示正常情况下的控制律，uN表示滑模面切换时的控制律，且其中，J表示飞行器的惯性张量矩阵，a1,a2为控制律参数，a1>0,a2>0，s2表示滑模面，k1,k2为滑模面s2参数，k1>0,k2>0，qev＝[qe1,qe2,qe3]T，qe＝[qe0,qe1,qe2,qe3]T表示误差四元数，ωe为角速度误差，ωe＝ω-Cωd，ω表示飞行器的角速度矢量，C为由qe生成的旋转矩阵，ωd为期望角速度；步骤4，根据四旋翼编队系统信息以及控制目标，设计外环位置子系统的控制律，外环位置子系统的控制律ui为：其中，k3,k4为控制律参数，ad表示编队飞行的加速度，aij,bi为编队无向通讯图中邻接矩阵和连通矩阵中的元素，n为四旋翼编队系统中飞行器的数量，epi＝pi-pd-Δi，pi＝[xi,yi,zi]T，xi,yi,zi表示第i个飞行器的空间位置，pd表示编队飞行的期望位置，Δi表示第i个飞行器的编队飞行图形，表示第i个飞行器的速度，vd表示编队飞行的期望速度；步骤5，根据外环位置子系统的控制律，得到内环的期望姿态，将飞行器的姿态跟踪内环的期望姿态，实现容错控制。作为本专利技术的一种优选方案，步骤1所述出现执行器故障情况下的飞行器数学模型为：其中，x,y,z分别表示飞行器在三维空间X、Y、Z轴方向的物理位置，φ,θ,ψ分别表示飞行器的滚转、俯仰、偏航姿态角，T,m,g分别表示飞行器的升力、质量、重力加速度，J表示飞行器的惯性张量矩阵，ω表示飞行器的角速度矢量，τ表示内环姿态跟踪容错控制律，q表示飞行器的单位四元数，E(q)表示由q生成的矩阵，d表示系统受到的扰动，τf表示系统受到的加性故障，F表示系统受到的乘性故障。作为本专利技术的一种优选方案，其特征在于，步骤2所述邻接矩阵和连通矩阵表示为：定义为无向通讯图的邻接矩阵，将每个飞行器作为一个节点，若节点i和j之间有通讯连接，则的元素aij＝aji>0，否则aij＝aji＝0，所有的aii＝0，i＝1,2,…,n，j＝1,2,…,n，n为四旋翼编队系统中飞行器的数量；定义连通矩阵B＝diag{b1,b2,…,bn}，其中，bi∈{0,1}，当bi＝1时表示第i个飞行器能够接收到期望轨迹的信息，否则bi为0。作为本专利技术的一种优选方案，其特征在于，步骤3所述滑模面切换时的控制律uN为：其中，dmax,τfm分别表示扰动、系统加性故障的上界，fm表示系统乘性故障的上界，ε为正数，s1表示滑模面，unom表示正常情况下的控制律。作为本专利技术的一种优选方案，其特征在于，步骤5所述内环的期望姿态为：其中，Td,φd,θd分别表示飞行器期望的升力、滚转姿态角、俯仰姿态角，T,m,g分别表示飞行器的升力、质量、重力加速度，ψ表示飞行器的偏航姿态角，ux,uy,uz均表示虚拟控制律。本专利技术采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：1、本专利技术针对多个四旋翼飞行器在协同工作过程中有飞行器出现故障进行研究，基于滑模控制方法，设计了四旋翼内环的有限时间姿态控制律，有效提高了容错控制和编队控制的效果。2、本专利技术针对四旋翼飞行器系统，将系统中可能出现的外部干扰考虑在内，研究了其编队容错控制问题。3、本专利技术利用编队的误差信息设计了一个四旋翼飞行器编队飞行控制器，并且使用李雅普诺夫稳定性理论以及LaSalle不变集原理证明了编队控制器的渐进稳定性。附图说明图1是本专利技术控制方法的结构框图。图2是实施例中四旋翼飞行器编队系统的无向通讯拓扑示意图。图3是实施例中内环姿态控制器的跟踪误差(以2号飞行器为例)。图4是实施例中1号飞行器的三轴位置误差曲线，即ep1的曲线。图5是实施例中2号飞行器的三轴位置误差曲线，即ep2的曲线。图6是实施例中3号飞行器的三轴位置误差曲线，即ep3的曲线。图7是三个四旋翼飞行器飞行三维立体图。具体实施方式下面详细描述本专利技术的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本专利技术，而不能解释为对本专利技术的限制。本专利技术提出的基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法，包括如下步骤：第一步：将四旋翼飞行器出现执行器故障下的数学模型解耦成内环姿态子系统和外环位置子系统。其中，四旋翼飞行器出现执行器故障下的数学模型为：模型的前三个方程描述了四旋翼飞行器姿态，位置与升力之间的关系，本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，建立四旋翼编队系统出现执行器故障情况下的飞行器数学模型，将数学模型解耦成内环姿态子系统和外环位置子系统；步骤2，构建四旋翼编队系统的无向通讯图，根据无向通讯图得到邻接矩阵和连通矩阵；步骤3，根据四旋翼飞行器在故障情形下的姿态模型，设计内环姿态跟踪容错控制律，内环姿态跟踪容错控制律为τ＝unom+uN，其中，unom表示正常情况下的控制律，uN表示滑模面切换时的控制律，且

【技术特征摘要】
1.基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1，建立四旋翼编队系统出现执行器故障情况下的飞行器数学模型，将数学模型解耦成内环姿态子系统和外环位置子系统；步骤2，构建四旋翼编队系统的无向通讯图，根据无向通讯图得到邻接矩阵和连通矩阵；步骤3，根据四旋翼飞行器在故障情形下的姿态模型，设计内环姿态跟踪容错控制律，内环姿态跟踪容错控制律为τ＝unom+uN，其中，unom表示正常情况下的控制律，uN表示滑模面切换时的控制律，且其中，J表示飞行器的惯性张量矩阵，a1,a2为控制律参数，a1>0,a2>0，s2表示滑模面，k1,k2为滑模面s2参数，k1>0,k2>0，qev＝[qe1,qe2,qe3]T，qe＝[qe0,qe1,qe2,qe3]T表示误差四元数，ωe为角速度误差，ωe＝ω-Cωd，ω表示飞行器的角速度矢量，C为由qe生成的旋转矩阵，ωd为期望角速度；步骤4，根据四旋翼编队系统信息以及控制目标，设计外环位置子系统的控制律，外环位置子系统的控制律ui为：其中，k3,k4为控制律参数，ad表示编队飞行的加速度，aij,bi为编队无向通讯图中邻接矩阵和连通矩阵中的元素，n为四旋翼编队系统中飞行器的数量，epi＝pi-pd-Δi，pi＝[xi,yi,zi]T，xi,yi,zi表示第i个飞行器的空间位置，pd表示编队飞行的期望位置，Δi表示第i个飞行器的编队飞行图形，表示第i个飞行器的速度，vd表示编队飞行的期望速度；步骤5，根据外环位置子系统的控制律，得到内环的期望姿态，将飞行器的姿态跟踪内环的期望姿态，实现容错控制。2.根据权利要求1所述基于滑模控制技术的四旋翼编队有限时间容错控制方法，其特征在于，...

【专利技术属性】
技术研发人员：张柯，马人月，姜斌，陈谋，盛守照，甄子洋，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏,32