一种四旋翼飞行器的执行器故障自适应容错控制方法技术

本发明专利技术公开一种四旋翼飞行器的执行器故障自适应容错控制方法。本发明专利技术中，通过定义中间控制输入变量，将未知的执行器参数从原控制输入中提取出来形成未知输入增益矩阵；应用增益矩阵分解方法将未知输入增益矩阵进行分解，得到含有未知系统机体参数及执行器参数的线性参数化不确定项；针对不确定的系统物理参数及执行器部分失效故障系数，使用滤波型浸入与不变自适应方法设计了一种自适应容错补偿控制器，保证了机体在参数摄动及执行器部分失效故障下的鲁棒性，同时也提高了系统的暂态响应特性，从而提高了无人机的飞行安全。从而提高了无人机的飞行安全。从而提高了无人机的飞行安全。

【技术实现步骤摘要】
一种四旋翼飞行器的执行器故障自适应容错控制方法


[0001]本专利技术涉及飞行器控制技术设计领域的一种飞行器的执行器故障控制方法，具体涉及了一种针对四旋翼飞行器的执行器故障自适应容错控制方法。

技术介绍

[0002]由于其开发/维护成本低、悬停精度高、机动能力强等特点，四旋翼飞行器在3D测绘、军事监视、紧急救援、交通监控、农业调查等军用或民用领域都得到了广泛的关注和应用。然而，由于测量误差或器件损耗等负面因素，四旋翼飞行器的物理参数很可能是不确定的，这为其控制器的设计带来了挑战。特别地，当四旋翼无人机在复杂、恶劣的环境中执行任务时，其执行器很有可能受到外力因素干扰而导致如螺旋桨、电机等部件发生损伤，从而严重影响其飞行品质。因此，为了进一步提高四旋翼飞行器的飞行质量并扩展其潜在的应用范围，设计一种性能良好的针对四旋翼飞行器执行机构的容错控制算法具有重要的意义。
[0003]针对四旋翼飞行器的部分执行器失效故障问题，研究人员已将一系列的控制算法应用于系统，包括增益调度PID控制、滑模控制、反步法、自适应控制及基于观测器的控制方法等。其中，基于Lyapunov的自适应控制技术被广泛应用于设计非线性自适应故障估计律以补偿未知的执行器故障系数。此种容错控制方法的特点是并不需要故障诊断、故障隔离等环节，在故障发生时自适应估计律即时做出反应以补偿不确定性。尽管Lyapunov的自适应控制能够在未知系统参数情况下实现系统的渐进跟踪以达到良好的稳态效果，然而其暂态性能难以得到保证。当四旋翼飞行器系统突发执行器故障时其相关物理参数发生瞬间的改变，那么在Lyapunov自适应方法下系统恢复稳态时的动态响应则很可能不够理想。因此，基于对已有结果的分析，设计一种针对含有不确定执行器参数的四旋翼飞行器的自适应容错控制器并保证良好的系统暂态响应是非常必要的。

技术实现思路

[0004]为了解决
技术介绍
中的问题，本专利技术提供了一种四旋翼飞行器的执行器故障自适应容错控制方法，以消除不确定及故障的执行机构对四旋翼飞行器带来的影响，从而实现对四旋翼无人机的稳定控制。
[0005]本专利技术采用的技术方案如下：
[0006]步骤1：建立具有不确定执行器参数或未知执行器故障因素的四旋翼飞行器高度和姿态模型；
[0007]步骤2：从执行器的原控制输入中提取未知执行器参数并作为未知输入增益矩阵，将被提取未知执行器参数后的原控制输入作为待设计控制输入；
[0008]步骤3：根据测量得到的四旋翼飞行器的位移、线速度、角度及角速度数据确定初始跟踪误差变量；
[0009]步骤4：根据四旋翼飞行器高度和姿态模型、初始跟踪误差变量和待设计控制输
入，应用增益矩阵分解方法将未知输入增益矩阵进行分解，得到线性参数化不确定项；线性参数化不确定项由初始回归向量和未知参数组成；
[0010]步骤5：对初始跟踪误差变量以及初始回归向量分别进行低通滤波处理，分别得到滤波后的跟踪误差变量和滤波后的回归向量；
[0011]步骤6：根据初始跟踪误差变量及滤波后的跟踪误差变量、初始回归向量、滤波后的回归向量构建基于滤波的浸入与不变自适应控制器，实现四旋翼飞行器的自适应控制。
[0012]所述步骤1中，具有不确定执行器参数或未知执行器故障因素的四旋翼飞行器高度和姿态模型的公式如下：
[0013][0014][0015]其中，表示旋翼飞行器的第一飞行参数x
i1
的微分，其中x
11
＝φ、x
21
＝θ、x
31
＝ψ和x
41
＝z，φ、θ、ψ和z分别为滚转角、俯仰角、偏航角和高度，x
i2
表示旋翼飞行器的第二飞行参数，其中和和分别为滚转角、俯仰角、偏航角和高度方向的线速度，i＝1,...,4分别表示滚转，俯仰，偏航及高度子系统，f
i
表示对应子系统的包含陀螺效应及重力效应的函数和g
i
表示控制增益函数，公式如下所示：
[0016][0017]其中，J
x
，J
y
，J
z
，J
r
为第一
‑
第三转动惯量及螺旋桨转动惯量，Ω
R
为转子速度差，m为机体质量，g为重力加速度，τ1，τ2，τ3为第一
‑
第三控制转矩。
[0018]所述步骤2中，原控制输入U、未知输入增益矩阵G和待设计控制输入v之间满足以下关系：
[0019]U＝G v
[0020][0021][0022][0023][0024][0025][0026][0027][0028]其中，θ
11
,θ
22
,θ
33
,θ
44
为滚转、俯仰、偏航、高度各子系统的包含未知执行器参数的控制增益，θ
12
,θ
13
,θ
14
为滚转子系统中受俯仰、偏航、高度子系统影响的未知执行器参数，θ
21
,θ
23
,θ
24
为俯仰子系统中受滚转、偏航、高度子系统影响的未知执行器参数，θ
31
,θ
32
,θ
34
为偏航子系统中受滚转、俯仰、高度子系统影响的未知执行器参数，θ
41
,θ
42
,θ
43
为高度子系统中受滚转、俯仰、偏航子系统影响的未知执行器参数，至表示包含未知执行器参数的元素；i,j＝1,
…
,4，T表示转置，c
ti
和c
di
为升力和反扭矩系数，K
mi
为电压
‑
转速增益系数，i＝1,...,4分别表示滚转，俯仰，偏航及高度子系统。
[0029]所述步骤3中，初始跟踪误差变量由第一跟踪误差变量z
i1
和第二跟踪误差变量z
i2
组成，i＝1,
…
,4，公式如下：
[0030]z
i1
＝x
i1
‑
x
id
[0031]z
i2
＝x
i2
‑
α
i
[0032][0033]其中，x
i1
表示旋翼飞行器的第一飞行参数，x
i2
表示旋翼飞行器的第二飞行参数，x
id
为预设参考信号，α
i
表示虚拟控制信号，k
i1
表示第一设计参数，表示预设参考信号的微分。
[0034]所述步骤4具体为：
[0035]首先，应用增益矩阵分解方法将未知输入增益矩阵G分解为G＝SDQ，其中S为正定对称矩阵，D为待设计对角矩阵，满足D＝D1D2，D1为任意正定对角阵，D2为包含未知本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种四旋翼飞行器的执行器故障自适应容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：建立具有不确定执行器参数或未知执行器故障因素的四旋翼飞行器高度和姿态模型；步骤2：从执行器的原控制输入中提取未知执行器参数并作为未知输入增益矩阵，将被提取未知执行器参数后的原控制输入作为待设计控制输入；步骤3：根据测量得到的四旋翼飞行器的位移、线速度、角度及角速度数据确定初始跟踪误差变量；步骤4：根据四旋翼飞行器高度和姿态模型、初始跟踪误差变量和待设计控制输入，应用增益矩阵分解方法将未知输入增益矩阵进行分解，得到线性参数化不确定项；线性参数化不确定项由初始回归向量和未知参数组成；步骤5：对初始跟踪误差变量以及初始回归向量分别进行低通滤波处理，分别得到滤波后的跟踪误差变量和滤波后的回归向量；步骤6：根据初始跟踪误差变量及滤波后的跟踪误差变量、初始回归向量、滤波后的回归向量构建基于滤波的浸入与不变自适应控制器，实现四旋翼飞行器的自适应控制。2.根据权利要求1所述的一种四旋翼飞行器的执行器故障自适应容错控制方法，其特征在于，所述步骤1中，具有不确定执行器参数或未知执行器故障因素的四旋翼飞行器高度和姿态模型的公式如下：和姿态模型的公式如下：其中，表示旋翼飞行器的第一飞行参数x
i1
的微分，其中x
11
＝φ、x
21
＝θ、x
31
＝ψ和x
41
＝z，φ、θ、ψ和z分别为滚转角、俯仰角、偏航角和高度，x
i2
表示旋翼飞行器的第二飞行参数，其中和和分别为滚转角、俯仰角、偏航角和高度方向的线速度，i＝1,...,4分别表示滚转，俯仰，偏航及高度子系统，f
i
表示对应子系统的包含陀螺效应及重力效应的函数和g
i
表示控制增益函数，公式如下所示：f4＝
‑
g,其中，J
x
，J
y
，J
z
，J
r
为第一
‑
第三转动惯量及螺旋桨转动惯量，Ω
R
为转子速度差，m为机体质量，g为重力加速度，τ1，τ2，τ3为第一
‑
第三控制转矩。3.根据权利要求1所述的一种四旋翼飞行器的执行器故障自适应容错控制方法，其特征在于，所述步骤2中，原控制输入U、未知输入增益矩阵G和待设计控制输入v之间满足以下关系：U＝Gv
其中，为滚转、俯仰、偏航、高度各子系统的包含未知执行器参数的控制增益，为滚转子系统中受俯仰、偏航、高度子系统影响的未知执行器参数，为俯仰子系统中受滚转、偏航、高度子系统影响的未知执行器参数，为偏航子系统中受滚转、俯仰、高度子系统影响的未知执行器参数，为高度子系统中受滚转、俯仰、偏航子系统影响的未知执行器参数，至表示包含未知执行器参数的元素；i,j＝1,,4，T表示转置，c
ti
和c
di
为升力和反扭矩系数，K
mi
为电压
‑
转速增益系数，i＝1,...,4分别表示滚转，俯仰，偏航及高度子系统。4.根据权利要求1所述的一种四旋翼飞行器的执行器故障自适应容错控制方法，其特征在于，所述步骤3中，初始跟踪误差变量由第一跟踪误差变量z
i1
和第二跟踪误差变量z
i2
组成，i＝1,
…
,4，公式如下：z
i1
＝x
i1
‑
x
id
z
i2
＝x
i2
‑
α
i
其中，x
i1
表示旋翼飞行器的第一飞行参数，x
i2
表示旋翼飞行器的第二飞行参数，x...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘之涛，韩琦，苏宏业，
申请(专利权)人：浙江大学，
类型：发明
国别省市：