一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法技术

本发明专利技术提出一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法，包括如下步骤：步骤一：设计控制分配矩阵模型；步骤二：计算期望的虚拟控制量：包括：定义旋转矩阵；获取飞行器的角速度和期望信息；设计虚拟控制量生成算法；步骤三：估计旋翼故障造成的扰动：包括：获取当前的期望电机拉力；计算垂直速度和机体角速率的数值微分；设计扰动估计方程；对扰动估计进行低通滤波；步骤四：设计控制分配指令算法：步骤五：设计控制分配优化目标。本发明专利技术可适用于不同旋翼数量的多旋翼，实现执行器故障的容错控制；实现一个旋翼完全失效到多个旋翼完全失效的容错控制，无需针对不同的旋翼失效类型设计专门的容错控制器，从而使得多旋翼的容错控制器结构更加简单。错控制器结构更加简单。错控制器结构更加简单。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法


[0001]本专利技术属于多旋翼容错控制领域，包括四旋翼、六旋翼、八旋翼等多旋翼飞行器，具体涉及一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法。

技术介绍

[0002]多旋翼无人机由于结构简单，容易实现复杂的运动控制任务，近年来在各个领域得到了广泛的应用。随之而来的是其安全性问题。尤其是对于微小型多旋翼而言，其可用的安全性手段受到了体积和负载能力的约束。具体表现为增加备用的旋翼会减小多旋翼飞行器的负载能力，同时也会使得整个系统更加复杂，也会增加多旋翼飞行器的成本。因此目前针对微小型多旋翼飞行器旋翼失效下的安全措施，较为普遍的方案是采用容错控制算法。也就是在不增加任何硬件的条件下提高多旋翼飞行器安全性。研究一种多旋翼执行器的被动容错控制方法对于更好的普及多旋翼飞行器使其能够更加安全的为社会服务具有十分重要的意义。

技术实现思路

[0003]本专利技术给出了一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法，该方法具有以下特点：该方法能够适用于不同的多旋翼飞行器，例如四旋翼、六旋翼、八旋翼等；该方法结构简单不需要进行切换控制但可以适用于不同的旋翼故障，例如对于四旋翼而言，使用该方法可以实现一个旋翼失效下的容错控制，也可以实现两个旋翼失效下的容错控制，还能实现三个旋翼失效下的容错控制，使用者不需要针对不同的旋翼失效类型进行专门的容错控制设计。
[0004]为实现上述目的，本专利技术的实现步骤如下：并请参考图6所示；
[0005]步骤一：设计控制分配矩阵模型
[0006]定义多旋翼飞行器的机体坐标系。飞行器的质心作为原点，那么原点到飞行器正前方为x轴，即x
b
。从质心到右侧且与x
b
垂直的方向为y轴，即y
b
。从质心垂直向下，且与x
b
，y
b
均垂直的方向为z轴，即z
b
。惯性坐标系采用“北东地”指向。
[0007]设计多旋翼飞行器的控制分配矩阵。不同旋翼数量的多旋翼飞行器的核心区别即是控制分配矩阵的选取。如图1所示，对于有n个旋翼的多旋翼，顺时针方向从i＝1到i＝n依次标记螺旋桨；机体o
b
x
b
轴与每个旋翼电机所在的支撑臂之间的夹角为单位是弧度；机体中心与第i个电机的距离为单位是米；单个旋翼的反扭力矩与拉力的关系表示为M
i
＝cT
i
，T
i
表示单个旋翼的拉力单位是牛，M
i
表示单个旋翼产生的反扭力矩单位是牛米，c为力到反扭力矩的转换系数；δ
i
表示旋翼旋转方向，俯视角度观察旋翼，如果其顺时针旋转，那么δ
i
＝
‑
1，如果其逆时针旋转，那么δ
i
＝1；那么所设计的控制分配矩阵M可以按照公式(1)计算得到：
[0008][0009]控制分配矩阵M表示从旋翼拉力到作用于机体系上的拉力以及围绕机体轴的力矩的线性转换关系。不同的多旋翼飞行器拥有各自不同的控制分配矩阵M。
[0010]步骤二：计算期望的虚拟控制量：
[0011]步骤2.1：定义旋转矩阵。从多旋翼导航系统中得到当前多旋翼飞行器的旋转矩阵该矩阵由9个元素组成用来表示多旋翼飞行器的姿态，这9个元素在后续控制器设计中需要用到，所以这里定义这9个元素的符号为：
[0012][0013]步骤2.2：获取飞行器的角速度和期望信息。从多旋翼导航系统中获取当前多旋翼飞行器的机体角速度ω＝[p q r]T
单位是弧度每秒，同时获取垂直地面的速度v
z
单位是米每秒，其中p，q，r分别表示多旋翼飞行器绕机体x
b
轴，y
b
轴，z
b
轴的角速度，单位是弧度每秒。获取n
3,x
的望值n
3,x,d
，获取n
3,y
的期望值n
3,y,d
，获取v
z
的期望值v
z,d
，获取r的期望值r
d
。这些期望值可人为设定如通过遥控器给出，或者另行设计更高层次的控制器由控制器给出。
[0014]步骤2.3：设计虚拟控制量生成算法。计算期望总的机体拉力f
d
，绕x
b
轴的期望力矩τ
p,d
，绕y
b
轴的期望力矩τ
q,d
，绕z
b
轴的期望力矩τ
r,d
，具体如公式(3)所示：
[0015][0016][0017][0018]τ
r,d
＝
‑
J
z
k
r
(r
‑
r
d
)
[0019]其中：J
x
，J
y
，J
z
是多旋翼飞行器分别绕机体轴x
b
，y
b
，z
b
的转动惯量，这些参数可通过参数辨识的方式得到。m表示机体质量单位是千克。g表示当地的重力加速度，例如9.81m/s2。分别是A，B，C，D的导数，且计算方式如下：
[0020][0021]公式(3)中的可调参数有：k
v,z
用于调控垂直速度增益，k
ω
用于调控角速率增益，用于调控多旋翼飞行器倾斜程度的矫正力度，k
cp
是惯性张量耦合项的补偿系数，k
r
是偏航角速率增益。
[0022]最终得到的期望的虚拟控制量表示为向量形式为u
d
＝[f
d τ
p,d τ
q,d τ
r,d
]T
。
[0023]步骤三：估计旋翼故障造成的扰动：
[0024]步骤3.1：获取当前的期望电机拉力T∈[T
1 T2ꢀ…ꢀ
T
n
]T
，其中0≤T
i
≤T
max
，i＝1,2,
…
,n；T
max
表示多旋翼飞行器的旋翼能够产生的最大推力，单位是牛。
[0025]步骤3.2：计算垂直速度和机体角速率的数值微分。计算垂直速度v
z
的数值微分计算角速率p，q，r的数值微分如公式(5)所示：
[0026][0027]其中v
z,old
，p
old
，q
old
，r
old
分别表示上一控制周期的v
z
，p，q，r；ΔT表示控制周期单位是秒。
[0028]步骤3.3：设计扰动估计方程。计算
[0029][0030]其中表示由于多旋翼的旋翼故障所本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一：设计控制分配矩阵模型；步骤二：计算期望的虚拟控制量：包括：定义旋转矩阵；获取飞行器的角速度和期望信息；设计虚拟控制量生成算法；步骤三：估计旋翼故障造成的扰动：包括：获取当前的期望电机拉力；计算垂直速度和机体角速率的数值微分；设计扰动估计方程；对扰动估计进行低通滤波；步骤四：设计控制分配指令算法：步骤五：设计控制分配优化目标。2.根据权利要求1所述的一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法，其特征在于：在步骤一中，定义多旋翼飞行器的机体坐标系；飞行器的质心作为原点，那么原点到飞行器正前方为x轴，即x
b
；从质心到右侧且与x
b
垂直的方向为y轴，即y
b
；从质心垂直向下，且与x
b
，y
b
均垂直的方向为z轴，即z
b
；惯性坐标系采用“北东地”指向；设计多旋翼飞行器的控制分配矩阵；不同旋翼数量的多旋翼飞行器的核心区别即是控制分配矩阵的选取；对于有n个旋翼的多旋翼，顺时针方向从i＝1到i＝n依次标记螺旋桨；机体o
b
x
b
轴与每个旋翼电机所在的支撑臂之间的夹角为单位是弧度；机体中心与第i个电机的距离为单位是米；单个旋翼的反扭力矩与拉力的关系表示为M
i
＝cT
i
，T
i
表示单个旋翼的拉力单位是牛，M
i
表示单个旋翼产生的反扭力矩单位是牛米，c为力到反扭力矩的转换系数；δ
i
表示旋翼旋转方向，俯视角度观察旋翼，如果其顺时针旋转，那么δ
i
＝
‑
1，如果其逆时针旋转，那么δ
i
＝1；那么所设计的控制分配矩阵M按照公式(1)计算得到：控制分配矩阵M表示从旋翼拉力到作用于机体系上的拉力以及围绕机体轴的力矩的线性转换关系；不同的多旋翼飞行器拥有各自不同的控制分配矩阵M。3.根据权利要求1所述的一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法，其特征在于：在步骤二中，从多旋翼导航系统中得到当前多旋翼飞行器的旋转矩阵该矩阵由9个元素组成用来表示多旋翼飞行器的姿态，这9个元素在后续控制器设计中需要用到，定义这9个元素的符号为：4.根据权利要求3所述的一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法，其特征在于：在步骤二中，从多旋翼导航系统中获取当前多旋翼飞行器的机体角速度ω＝[p q r]
T
单位是弧度每秒，同时获取垂直地面的速度v
z
单位是米每秒，其中p，q，r分别表示
多旋翼飞行器绕机体x
b
轴，y
b
轴，z
b
轴的角速度，单位是弧度每秒；获取n
3,x
的望值n
3,x,d
，获取n
3,y
的期望值n
3,y,d
，获取v
z
的期望值v
z,d
，获取r的期望值r
d
。5.根据权利要求3或4所述的一种适用于多旋翼的多个执行器失效的被动容错控制方法，其特征在于：在步骤二中，计算期望总的机体拉力f
d
，绕x
b
轴的期望力矩τ
p,d
，绕y
b
轴的期望力矩τ
q,d
，绕z
b
轴的期望力矩τ...

【专利技术属性】
技术研发人员：全权，柯晨旭，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：