直升机系统自适应故障容错控制方法、系统、装置及介质制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种直升机系统自适应故障容错控制方法、系统、装置及介质，方法包括：构建直升机系统的非线性状态空间方程；确定直升机系统的增强节点和增量节点，根据增强节点、增量节点以及非线性状态空间方程构建宽度学习神经网络；根据非线性状态空间方程确定自适应辅助参数；根据自适应辅助参数、非线性状态空间方程以及训练好的宽度学习神经网络确定直升机系统的控制律和自适应律，根据控制律和自适应律对直升机系统进行自适应故障容错控制。本发明专利技术通过构建宽度学习神经网络、确定自适应辅助参数来确定控制律和自适应律，实现了自适应故障容错控制，减小了直升机的跟踪误差，提高了直升机的控制精度，可广泛应用于直升机控制技术领域。升机控制技术领域。升机控制技术领域。

【技术实现步骤摘要】
直升机系统自适应故障容错控制方法、系统、装置及介质


[0001]本专利技术涉及直升机控制
，尤其是一种直升机系统自适应故障容错控制方法、系统、装置及介质。

技术介绍

[0002]在过去几年中，越来越多的无人机得到了快速发展，并广泛应用于我们的日常生活、军事行动和工业生产。在无人机的应用中，最困难的问题之一是如何精确控制无人直升机，因为无人直升机是一个高度非线性的多输入多输出系统，涉及复杂的动力学建模、耦合效应和弱抗干扰性，这些因素也可能直接导致执行器故障。因此，为了确保无人直升机的正常和准确飞行，必须为直升机系统设计更好的控制技术。
[0003]在2
‑
DOF直升机的控制器设计中，克服不确定性和未知干扰、减小跟踪误差是关键问题。近年来，针对2
‑
DOF直升机系统的控制研究提出了PID控制、滑模控制和最优跟踪控制等方法。然而这些方法都没有很好的考虑直升机系统的容错控制。在现代工业过程中，执行器故障的发生是不可避免的，这可能导致系统的表现不理想甚至系统不稳定，严重的情况下会导致机器发生爆炸，危害性极本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种直升机系统自适应故障容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：构建直升机系统的非线性状态空间方程；确定直升机系统的增强节点和增量节点，根据所述增强节点、所述增量节点以及所述非线性状态空间方程构建宽度学习神经网络并进行训练；根据所述非线性状态空间方程确定自适应辅助参数，所述自适应辅助参数用于补偿直升机系统的执行器故障影响；根据所述自适应辅助参数、所述非线性状态空间方程以及训练好的宽度学习神经网络确定直升机系统的控制律和自适应律，进而根据所述控制律和所述自适应律对直升机系统进行自适应故障容错控制。2.根据权利要求1所述的一种直升机系统自适应故障容错控制方法，其特征在于，所述构建直升机系统的非线性状态空间方程这一步骤，其具体包括：根据拉格朗日力学模型建立直升机系统的非线性动力学方程如下：根据拉格朗日力学模型建立直升机系统的非线性动力学方程如下：其中，θ表示俯仰角，ψ表示偏航角，J
p
表示俯仰运动的转动惯量，J
y
表示偏航运动的转动惯量，D
p
表示俯仰运动的摩擦系数，D
y
表示偏航运动的摩擦系数，K
pp
表示俯仰螺旋桨中作用于俯仰轴上的扭矩推力增益，K
py
表示偏航螺旋桨中作用于俯仰轴上的扭矩推力增益，K
yp
表示俯仰螺旋桨中作用于偏航轴上的扭矩推力增益，K
yy
表示偏航螺旋桨中作用于偏航轴上的扭矩推力增益，m表示整机质量，L
cm
表示质心到固定坐标系原点的距离；对所述非线性动力学方程进行简化，得到直升机系统的非线性状态空间方程如下：对所述非线性动力学方程进行简化，得到直升机系统的非线性状态空间方程如下：其中，x1＝[θ，ψ]
T
，f(x1，x2)表示非线性未知函数，)表示非线性未知函数，g表示重力加速度，u＝[V
p
，V
y
]
T
，V
p
表示控制俯仰运动的电机电压输入，V
y
表示控制偏航运动的电机电压输入。3.根据权利要求2所述的一种直升机系统自适应故障容错控制方法，其特征在于，所述增量节点通过下式确定：c
new
＝c
avg
+γ(Φ
‑
c
avg
)其中，c
new
表示增量节点，γ表示预设的节点参数，Φ表示当前的输入向量，c
avg
表示与当前输入向量的二范数距离最小的n个节点的平均值，μi＝{μ1，μ2，
…
，μ
n
}表示与当前输入向量的二范数距离最小的节点；
所述增强节点通过下式确定：E(t)＝[E1，
…
，Ei]，i＝1，
…
，kE

【专利技术属性】
技术研发人员：赵志甲，何伟添，邹涛，李致富，马鸽，
申请(专利权)人：广州大学，
类型：发明
国别省市：