一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法技术

本发明专利技术公开了一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，包括步骤1：建立适用于容错控制的故障模型；步骤2：非匹配与匹配干扰估计与抑制；步骤3：扑翼与执行机构容错控制策略；步骤4：抗干扰高阶滑模容错控制器设计。本发明专利技术首次提出基于扑翼及执行机构的容错控制新的控制方法，基于高阶滑模方法及联合干扰估计技术及自适应控制策略，提出了一种高抗扰、很好故障容忍及强鲁棒的新型控制策略。很好故障容忍及强鲁棒的新型控制策略。很好故障容忍及强鲁棒的新型控制策略。

【技术实现步骤摘要】
一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法


[0001]本专利技术涉及仿生机器人控制领域，特别涉及一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法。

技术介绍

[0002]仿生扑翼飞行器是目前国内外研究的热门方向。然而，由于飞行时采用机翼上下扑动这种特殊方式，相较于固定翼或旋翼机，其空气动力学特性有显著区别，因此飞行控制模式也有显著不同，不能直接套用现有常规飞行器的飞行控制方法，需要研发一套适用于小型扑翼飞行器的新的飞行控制方法。然而，国内外绝大多数研制的仿生扑翼飞行器尚处于初始阶段，只能初步实现一些简单的飞行动作，不管是在飞行灵活性还是飞行性能上，距离真实的鸟类或昆虫还相差较远。扑翼飞行器的研发涉及多学科知识，而飞行控制是其核心及关键所在。
[0003]针对小型仿生扑翼飞行器的高性能飞行控制，现在依然是个开放性科学问题，现有的控制方法还存在明显不足，无法有效满足实际的飞行需求，需要进一步深入研究。本专利技术针对具有复杂未知气动特性及外界干扰以及扑翼损坏及执行机构故障等严重影响控制性能的几个关键因素，基于高阶滑模理论，协同干扰抑制与容错控制策略，设计抗干扰高阶滑模容错控制器，实现小型仿生扑翼飞行器高性能飞行控制，以期为该问题找到有效解决方案。

技术实现思路

[0004]为了克服现有技术中的不足，本专利技术提供针对实际飞行时扑翼飞行器不可避免地同时存在不确定干扰及故障问题，探索不确定干扰估计与抑制新方法，构建容错控制新策略，研究基于高阶滑模理论设计主控制器，并将干扰抑制方法与容错控制理论有机协同，与主控制器深度融合设计具有高抗扰及强容错能力的复合控制器，达到同时抑制各种干扰及容忍各类故障的高性能控制，突破目前针对扑翼飞行器飞行控制是基于控制方法本身的鲁棒性容忍不确定干扰及组件故障这类主流方法的局限性。
[0005]为了达到上述专利技术目的，解决其技术问题所采用的技术方案如下：
[0006]一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，包括以下步骤：
[0007]步骤1：建立适用于容错控制的故障模型；
[0008]步骤2：非匹配与匹配干扰估计与抑制；
[0009]步骤3：扑翼与执行机构容错控制策略；
[0010]步骤4：抗干扰高阶滑模容错控制器设计。
[0011]进一步的，步骤1包括如下步骤：
[0012]仿生扑翼飞行器的模型具有强非线性，强耦合，气动参数具有很大不确定性，难于建立精确模型，因此，可将这些未建模项当成额外的力与力矩处理，基于扑翼及执行机构故障分析，同时考虑翼损失引起的质量、重心及转动惯量等的改变，最终可建立如下完整6自
由度故障模型：
[0013][0014]其中，P
n
为惯性系中飞行器的位置向量，V
b
为体系中的速度向量，Φ及ω为姿态及角速度向量，为体系到导航系的变换矩阵，m
total
及J
total
为标称质量及转动惯量，E(Φ)为姿态更新变换矩阵，及分别为含有故障的力与力矩，g为重量加速度，Δm
w
及ΔJ
w
分别为翼损失引起的质量及转动惯量变化量，及分别表示未建模气动力及力矩总和；
[0015]对于控制输入量，不同的扑翼结构其执行机构配置会有差异，对于大多数扑翼飞行器其输入量不小于四个，设实际输入量为v＝[v1，v2，
…
，v
m
]T
，同时假设m≥4；定义虚拟控制输入分别命名为升力输入、横向力矩输入、纵向力矩输入及航向力矩输入，其与系统的实际输入量v之间存在已知的非线性映射关系u＝Ψ(ρv+ε)，其中v为控制输入，ρ＝diag{ρ1，ρ2，
…
，ρ
m
}，0≤ρ
i
≤1，为有效性因子，ε＝[ε1，ε2，
…
，ε4]T
为执行机构输出噪声，则ρ
i
及ε
i
分别取不同值可定义不同的故障类型，包括部分失效、完全失效及卡死故障，Ψ为v到u的系数；
[0016]当虚拟控制输入设计好后，通过映射关系可获得实际的控制输入；
[0017]拟基于高阶滑模理论设计控制器，首先需设计高阶滑模变量，设计四个滑模变量σ1，σ2，σ3及σ4，分别对应为三个位置通道与航向通道，由于小型仿生扑翼飞行器的非线性系统没有很好定义的相对度，其系统总维数为n＝12，总的相对度为r＝8，即n>r，存在内部动态，不能很好进行反馈线性化，因此需采用动态扩展算法将系统的维数扩展，即将升力输入及其一阶导数也作为状态变量，而其二阶导数作为输入，扩展后的非线性系统可表示为：
[0018][0019]其中，f(x)为非线性项，g
i
(x)为增益项，扩展后的状态变量x，除了原来系统中的12个状态变量，还包括扩展状态量以及而系统输入u
i
，i＝1，2，3，4则包括以及f(x)及g
i
(x)分别表示非线性项及相应的输入量系数，扩展后的系统关于四个滑模变量σ1，σ2，σ3及σ4的相对度分别为4，4，4，2，即总的相对度r＝4+4+4+2＝14，而系统总维数n＝14，满足了反馈线性化的充要条件，随后将系统进行反馈线性化过程，设ξ5＝σ4，建立反馈
线性化后的完整系统如下：
[0020][0021]其中，控制输入A＝(a
i1
)4×1，B＝(b
ij
)4×4，及
[0022]进一步的，步骤2包括如下步骤：
[0023]上述模型存在模型与参数大不确定干扰、由于模型简化引入的干扰、由于故障引起的扰动以及外界各种复杂气流干扰，这些干扰可分为力干扰与力矩干扰，上述系统中的d
NMI
表现为力干扰，而d
MI
表现为力矩干扰，从式(3)可以看出，d
NMI
与控制输入u的通道不匹配，因此为非匹配干扰；而d
MI
与控制输入通道一致，为匹配干扰，因此，这些干扰又可归类为非匹配干扰和匹配干扰；
[0024]首先，对于非匹配干扰，拟引入自适应固定时间辅助变量χ，该辅助变量二阶可导，即χ
(2)
存在，然后对上述系统作如下变换：设η
i
＝ξi
(
i＝1，2，5，6)，η
i
＝ξ
i
‑
χ
(j
‑
2)
(j＝3，4)则有：
[0025][0026]而对于χ的设计，可通过设计积分型滑模面s(η1，η2)，随后设计LyapunoV函数基于固定时间Lyapunov方法，可设计满足二阶可导的辅助自适应变量χ使得t≥T
a
＝const，进而可获得χ的等价控制χ
eq
＝
‑
d
NMI
，因此上述系统可进一步等价为：...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：建立适用于容错控制的故障模型；步骤2：非匹配与匹配干扰估计与抑制；步骤3：扑翼与执行机构容错控制策略；步骤4：抗干扰高阶滑模容错控制器设计。2.根据权利要求1所述的一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，其特征在于，步骤1包括如下步骤：仿生扑翼飞行器的模型具有强非线性，强耦合，气动参数具有很大不确定性，难于建立精确模型，因此，可将这些未建模项当成额外的力与力矩处理，基于扑翼及执行机构故障分析，同时考虑翼损失引起的质量、重心及转动惯量等的改变，最终可建立如下完整6自由度故障模型：其中，P
n
为惯性系中飞行器的位置向量，V
b
为体系中的速度向量，Φ及ω为姿态及角速度向量，为体系到导航系的变换矩阵，m
total
及J
total
为标称质量及转动惯量，E(Φ)为姿态更新变换矩阵，及分别为含有故障的力与力矩，g为重量加速度，Δm
w
及ΔJ
w
分别为翼损失引起的质量及转动惯量变化量，及分别表示未建模气动力及力矩总和；对于控制输入量，不同的扑翼结构其执行机构配置会有差异，对于大多数扑翼飞行器其输入量不小于四个，设实际输入量为v＝[v1，v2，
…
，v
m
]
T
，同时假设m≥4；定义虚拟控制输入分别命名为升力输入、横向力矩输入、纵向力矩输入及航向力矩输入，其与系统的实际输入量v之间存在已知的非线性映射关系u＝Ψ(ρv+ε)，其中v为控制输入，ρ＝diag{ρ1，ρ2，
…
，ρ
m
}，0≤ρ
i
≤1，为有效性因子，ε＝[ε1，ε2，
…
，ε4]
T
为执行机构输出噪声，则ρ
i
及ε
i
分别取不同值可定义不同的故障类型，包括部分失效、完全失效及卡死故障，Ψ为v到u的系数；当虚拟控制输入设计好后，通过映射关系可获得实际的控制输入；拟基于高阶滑模理论设计控制器，首先需设计高阶滑模变量，设计四个滑模变量σ1，σ2，σ3及σ4，分别对应为三个位置通道与航向通道，由于小型仿生扑翼飞行器的非线性系统没有很好定义的相对度，其系统总维数为n＝12，总的相对度为r＝8，即n>r，存在内部动态，不能很好进行反馈线性化，因此需采用动态扩展算法将系统的维数扩展，即将升力输入及其一阶导数也作为状态变量，而其二阶导数作为输入，扩展后的非线性系统可表示为：
其中，f(x)为非线性项，g
i
(x)为增益项，扩展后的状态变量x，除了原来系统中的12个状态变量，还包括扩展状态量以及而系统输入u
i
，i＝1，2，3，4则包括以及f(x)及g
i
(x)分别表示非线性项及相应的输入量系数，扩展后的系统关于四个滑模变量σ1，σ2，σ3及σ4的相对度分别为4，4，4，2，即总的相对度r＝4+4+4+2＝14，而系统总维数n＝14，满足了反馈线性化的充要条件，随后将系统进行反馈线性化过程，设ξ5＝σ4，建立反馈线性化后的完整系统如下：其中，控制输入A＝(a
i1
)4×1，B＝(b
ij
)4×4，，及3.根据权利要求2所述的一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，其特征在于，步骤2包括如下步骤：上述模型存在模型与参数大不确定干扰、由于模型简化引入的干扰、由于故障引起的扰动以及外界各种复杂气流干扰，这些干扰可分为力干扰与力矩干扰，上述系统中的d
NMI
表现为力干扰，而d
MI
表现为力矩干扰，从式(3)可以看出，d
NMI
与控制输入u的通道不匹配，因此为非匹配干扰；而d
MI
与控制输入通道一致，为匹配干扰，因此，这些干扰又可归类为非匹配干扰和匹配干扰；首先，对于非匹配干扰，拟引入自适应固定时间辅助变量χ，该辅助变量二阶可导，即χ
(2)
存在，然后对上述系统作如下变换：设η
i
＝ξ
i
(i＝1，2，5，6)，η
i
＝ξ
j
‑
χ
(j
‑
2)
(j＝3，4)则有：而对于χ的设计，可通过设计积分型滑模面s(η1，η2)，随后设计Lyapunov函数基于固定时间Lyapunov方法，可设计满足二阶可导的辅助自适应变量χ使得t≥T
a
＝const，进而可获得χ的等价控制χ
eq
＝
‑
d
NMI
，因此上述系统可进一步等价为：其次，对于匹配干扰及部分不可测状态量，拟设计自适应固定时间扩张状态观测器进行估计，由于干扰最终会通过状态变量体现出来，可通过上述系统，基于扩张状态观测器设
计思想联合固定时间收敛技术及自适应理论设计状态及干扰估计器，具体步骤如下：将系统中的匹配干扰当成新状态量η
d1
＝d
MI，1
η
d2
＝d
MI，2
，则原系统可扩展为：设定估计变量设定估计变量及则自适应固定时间扩张状态观测器可设计为如下形式：形式：其中，其中，γ(α，β，e
i
)＝α/2+β/2+(α/2
‑
β/2)sign(|e
i
|
‑
1)，其中，α
i
>1，1>β
i
>0，i＝1，2，3，4，5及λ
j
>0，j＝1，2，3为需要设计的自适应观测器增益，可基于自适应理论联合固定时间Lyapunov技术以及齐性理论设计，θ>1与δ>1为需设定的固定参数；基于系统以及所建立的估计器建立估计误差方程，构造系数矩阵的Riacci方程，计算及λ

【专利技术属性】
技术研发人员：龙海辉，王青，李建勋，宗军耀，余亮，
申请(专利权)人：上海交通大学，
类型：发明
国别省市：