一种无人直升机自抗扰容错控制方法技术

本发明专利技术涉及一种无人直升机自抗扰容错控制方法，首先，对风干扰和执行器故障分别进行了建模；然后结合自抗扰方法设计扩张状态观测器对阵风干扰进行处理，同时对执行器故障构造自适应故障观测器对其进行估计；最后，结合Lyapunov稳定性理论设计鲁棒容错跟踪控制器保证无人直升机在安全稳定飞行的同时能跟踪上期望的信号。本发明专利技术模型不仅与时间有关，而且随直升机状态的变化而变化，更能反映实际飞行情况。同时，结合自抗扰方法设计扩张状态观测器对阵风干扰进行估计和抑制。此外，对故障进行变换并设计了自适应故障观测器对故障值进行实时估计，提高系统的容错能力。最终，解决了无人直升机在干扰和故障下的安全飞行问题，保证输出还跟踪上期望轨迹信号。

【技术实现步骤摘要】
一种无人直升机自抗扰容错控制方法
本专利技术属于飞行器鲁棒容错
，具体是一种无人直升机自抗扰容错控制方法。
技术介绍
1946年3月8日，美国贝尔-47直升机获得航空适航证，揭开了直升机使用史的第一页。1960年，世界上首架无人直升机QH-50A试飞成功。无人直升机是一种不载操作人员、利用机载传感器和自动控制系统自主执行给定任务或者通过无线电遥控设备发送遥控指令执行任务的飞行器。与固定翼无人机相比，无人直升机具有以下特点：(1)能够完成定点悬停、垂直起降、原地转弯、任意方向飞等功能；(2)不需要特定的机场和跑道，可以在野外恶劣环境下实现垂直起降；(3)由于UAH的旋翼自转特性，在发动机发生故障导致空中停车时，利用旋翼自转所产生的动力，可以安全下降、着陆。正是由于这些独特的优点，使得无人直升机在敌情侦察、电子对抗、通信中继、搜索救护、地质勘探、林火预防、交通监控、行政执法、空中摄影及航空测绘等方面具有广泛的应用前景，成为近年来无人机领域研究的热点。虽然无人直升机有如此巨大的应用前景，也得到了国内外众多研究机构的重视和研究，但到目前为止，只有欧美几个少数国家具备无人直升机的研制能力。这是因为无人直升机本身是一个非常复杂的非线性控制系统，具有动力学特性复杂、通道耦合强、开环不稳定、欠驱动等特点。同时，其自主飞行控制技术涉及到飞行动力学、空气动力学、图像处理、无线传输技术、系统辨识、惯性导航与制导、多传感器融合等多领域、多学科，是一个极其复杂的系统工程。目前，众多专家学者已经对无人直升机的安全智能飞行控制展开了各种研究，但是由于无人直升机本身多变量、强耦合的固有特性和飞行环境的复杂多变性，其控制系统设计仍面临诸多实际问题亟待解决。首先，阵风干扰是无人直升机在飞行过程中不可避免的难题。应用无人飞行器最多的美军在总结了实践中暴露出的问题后指出：无人机执行任务时严重受到气象条件特别是风干扰的影响，而又以无人直升机表现得尤为显著。无人直升机可以在海面、城市建筑群、山区等不同的环境、不同气象条件下实施多种作业，这样就使得执行任务的环境信息常常是不完全透明的，风干扰的各种参数(如风速、风向等)与无人直升机当前的飞行状态息息相关(如当前高度、飞行速度、飞行姿态等)。然而，目前绝大多数关于无人直升机的抗扰研究中考虑的都是常规干扰，比如定值、指数函数、sin(t)/cos(t)等形式，无法准确反应无人直升机的受扰情况，因此建立贴合实际的风干扰模型并设计相应的鲁棒抗扰方案值得深入探究。其次，随着飞控系统日趋复杂和作战任务的多样化，无人直升机的控制性能往往还会受到各种约束条件的影响，如系统故障。对于无人直升机而言，旋翼的长时间高速挥舞引起的传动机构效率下降问题更是不容忽视，其通常表现为执行器的失效故障。这些故障的出现时间、场合及耦合关系都是不确定的，对无人直升机的飞行性能带来巨大威胁，包括续航性能、起飞着陆性能等。但是，目前大多数关于无人直升机控制系统中，并未对阵风干扰、执行器故障等多种情况及其相对应的鲁棒性能、容错性能等多性能指标进行全面分析和考虑。针对无人直升机开展鲁棒容错飞行控制，建立贴合实际的风干扰模型，探寻行之有效的飞行控制方案，对保证无人直升机在战场环境下的生存能力具有重要的研究意义和实用价值。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种无人直升机自抗扰容错控制方法，保证无人直升机在阵风干扰和执行器故障下的跟踪控制性能。一种无人直升机自抗扰容错控制方法，具体分为以下步骤：(1)基于飞行动力学和空气动力学对无人直升机非线性系统进行建模，同时将阵风模型和执行器故障模型引入到无人直升机非线性系统模型中；(2)在步骤(1)所建的模型中，结合自抗扰方法设计扩张状态观测器对阵风干扰进行估计，同时，结合自适应方法构造故障观测器对执行器故障进行估计；(3)根据步骤(2)中的干扰和故障估计情况，基于反步法设计无人直升机安全智能飞行控制方案，保证无人直升机在阵风干扰和执行器故障下的鲁棒容错性能，使得系统输出能跟踪上期望的信号。进一步的，在步骤(1)中，对未知阵风干扰Vwc建模为式中，Vwxm,Vwym,Vwzm分别为阵风风速在三维坐标系上的分量，Vwxm,Vwym,Vwzm分别为阵风风速的最大值在三维坐标系上的分量，dwx,dwy,dwz分别为阵风幅度在三维坐标系的分量，xcg,ycg,zcg分别为无人直升机的当前位置在三维坐标系的分量；阵风干扰的存在会引起无人直升机的气动力矩∑wc发生变化，其表达式为式中，qcf为机身受力面的动压，Icf和Acf分别为机身的有效长度和面积，αca和αcβ分别为机体坐标系下飞机的攻角和侧滑角，CcRF(αca,αcβ)、CcMF(αca,αcβ)和CcNF(αca,αcβ)分别为与风梯度相关的滚转力矩气动系数、俯仰力矩气动系数和偏航力矩气动系数；基于飞行动力学和空气动力学原理，将阵风干扰考虑在内，步骤(1)中研究的无人直升机全状态非线性系统模型为：式中，Pc＝[xcg,ycg,zcg]T为惯性坐标系下无人直升机的位置向量，Vc＝[u,v,w]T为惯性坐标系下无人直升机的速度向量，Vwc为惯性坐标系下的阵风速度向量，m为无人直升机的质量，为阵风引起的加速度向量，Rbe为机体坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵，G为无人直升机的重力，Λc＝[φ,θ,ψ]T为姿态角向量，Ωc＝[p,q,r]T为机体坐标系下无人直升机的角速率向量，Hc为姿态变换矩阵，Jc＝diag{Jcx,Jcy,Jcz}为无人直升机转动惯量矩阵，∑wc为扰动引起的气动力矩，ac和bc分别为主旋翼纵向挥舞角和横向挥舞角，Ta和Tb分别为主旋翼纵向周期变距输入和横向周期变距输入，为旋翼时间常数，Ac和Bc分别为主旋翼纵向和横向增益系数，Fc和∑c分别为系统所受的力和力矩，表达为分别为式中，Tmr和Ttr分别为无人直升机主旋翼升力和尾旋翼升力，Cc为主旋翼刚度系数，Lcx为主旋翼中心到机体中心的距离在x轴上的分量，Hcx,Hcz分别为尾桨中心到机体中心之间的距离在x轴和z轴上的分量，为主旋翼反扭矩，Ock和Rck为主旋翼扭矩系数；步骤(1)中，执行器失效故障可以描述为：ucf＝ρcuc其中，ucf为实际输入，ρc＝diag{ρc1,ρc2,ρc3,ρc4}，uc＝[Tmr,Ttr,Ta,Tb]T为控制器设计的控制输入，ρci∈[ηc,1]为第i个执行器剩余的有效因子，ηc＞0为故障下界；同时考虑阵风干扰和执行器故障，步骤(1)中无人直升机非线性系统最终为其中dc1＝Vwc,dc2＝-Vck,Fcf＝[0,0,-ρc1Tmr]T,Mcrf＝Ock(ρc1Tmr)1.5+Rck,进一步的，在步骤(2)中，针对无人直升机平移运动方程本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种无人直升机自抗扰容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：/n(1)基于飞行动力学和空气动力学对无人直升机非线性系统进行建模，同时将阵风模型和执行器故障模型引入到无人直升机非线性系统模型中；/n(2)在步骤(1)所建的模型中，结合自抗扰方法设计扩张状态观测器对阵风干扰进行估计，同时，结合自适应方法构造故障观测器对执行器故障进行估计；/n(3)根据步骤(2)中的干扰和故障估计情况，基于反步法设计无人直升机安全智能飞行控制方案，保证无人直升机在阵风干扰和执行器故障下的鲁棒容错性能，使得系统输出能跟踪上期望的信号。/n

【技术特征摘要】
1.一种无人直升机自抗扰容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)基于飞行动力学和空气动力学对无人直升机非线性系统进行建模，同时将阵风模型和执行器故障模型引入到无人直升机非线性系统模型中；
(2)在步骤(1)所建的模型中，结合自抗扰方法设计扩张状态...

【专利技术属性】
技术研发人员：阎坤，陈超波，张玉芳，
申请(专利权)人：西安工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61