一种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法
【专利摘要】本发明公开一种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法，包括以下几个步骤：步骤一：设定四旋翼飞行器的执行器故障的特征信息，建立故障模型；步骤二：针对四旋翼飞行器线性化模型的不稳定性，得到最优控制律；步骤三：选择四旋翼飞行器参考模型，并建立四旋翼飞行器直接自修复重构控制律的模型结构，将计算得到的四旋翼飞行器的控制量实时输出，适时控制状态误差，使飞行器在故障下能自修复飞行。本发明通过计算最优控制律使得四旋翼飞行器保持稳定的同时根据飞行器直接自修复重构控制律的模型结构使得四旋翼飞行器在故障下仍能获得满意的飞行品质。
【专利说明】-种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法，属于重构飞行控制领域。
【背景技术】
[0002] 飞行器飞行控制系统是飞行器的重要组成部分，对飞行器的飞行性能和安全性起 到非常关键的作用。由于飞行器飞行控制系统部件较多，发生故障的可能性较高，因此，研 究其飞行控制系统的容错控制技术是至关重要的。在故障发生时，通过重构控制，保证飞行 器在很短的时间内恢复平稳飞行，提高飞行的安全性。
[0003] 最初对重构飞行控制系统的研究启发来自于一些在飞行中飞机出现故障或损伤 的飞行事例，其中的一些因飞机故障而失事，而另一些则依靠驾驶员及时、正确的操纵成功 降落，避免或减少了灾难和损失的发生。在空中交通日益繁忙的今天，对飞机的安全性和可 靠性提出了更高的要求。航空界认识到，控制系统可以，控制系统可以并且应该在其中起到 更重要的作用，之后也展开了相关研究工作。那么重构飞行控制系统的目的是提高飞行器 的安全性，在飞机发生故障及损伤的情况下，利用剩余的有效控制机构来弥补故障和损伤 带来的飞行器动态特性的变化，保证飞行器的安全和任务的完成。统计表明，由控制失效导 致的飞行事故占据了相当比例。随着飞机设计越来越复杂，向着多操纵面的方向发展，控制 面的增多为飞行控制系统的重构提供了条件，而重构飞行控制系统能够充分利用多操纵面 所带来的余度提高飞行的安全性和可靠性，降低飞行事故发生率。自修复重构控制又分为 两种方法：直接自修复控制方法和间接自修复控制方法；间接自修复控制方法需要对被控 对象的参数先进行辨识，以及需要提供多个控制方案，即首先对飞行参数直接在线估计，根 据其结果来确定控制器参数。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的，在于提供一种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法，使已知故障 的四旋翼飞行器仍能获得满意飞行品质。
[0005] 为了达成上述目的，本发明的解决方案是：
[0006] -种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法，其特征在于：包括以下几个步骤：
[0007] 步骤一：设定四旋翼飞行器的执行器故障模型为：
[0008] i =么-ν + 谷"八《十
[0009] y = Cx
[0010] 其中 / = Λ(- σ)?Τ + ",则得到：
[0011] χ = Αρχ + Br/\u + Bph(I - σ)￥ + BpcL
[0012] y = Cx
[0013] 这里x为四旋翼飞行器的状态向量，*为状态向量的导数向量，y为四旋翼飞行器 的输出向量，A p，BpS四旋翼直升机故障模型下的适维常数系统矩阵；I为适维单位矩阵；〇 = diag{〇i σ2…〇m}，A=diagUi λ2…是执行器的操纵性系数，如果〇i =1，则执行器正常，而在卡死和饱和情况下σ i = 0 ; λ i是执行器效力系数，在损伤情况下 入^ [0，1]，其中1 = 1，2，...，!11，所述故障用矩阵八￡^，〇^^和反来描述，反表示 执行器卡死的位置，d为外界干扰和建模误差，C为相应维数的实矩阵；
[0014] 步骤二：针对四旋翼飞行器线性化模型的不稳定性，最优控制律的表达式：
[0015] u*(t) =Klqrx(t),
[0016] 这里心,,,=-A 为反馈增益矩阵，Ri是任意正定矩阵，Pi为如下Riccati方程 的唯一对称正定解：
[0017] ^(Α,,+αη + ^Α；, '/?；P,+Q,= 0
[0018] 其中，α为最优控制性能指数且α〈〇, Qi是任意非负定矩阵；
[0019] 步骤三：选择四旋翼飞行器参考模型：
[0020] Xm=Amxm+Bmr,
[0021] ym = Cxm
[0022] xm为四旋翼飞行器参考模型的状态向量，r为四旋翼飞行器参考模型的输入向量， Am、B"^PC是相应维数的实矩阵；
[0023] 根据如下四旋翼飞行器直接自修复重构控制律的模型结构：
[0024] u = Krxm +K2r + K3ey + f
[0025] Ki、K2、K3为自适应控制的增益矩阵，xm为四旋翼飞行器参考模型的状态向量，r为 四旋翼飞行器参考模型的输入向量，e y为四旋翼飞行器的输出误差，/为故障补偿向量；将 计算得到的四旋翼飞行器的控制量u实时输出，适时控制状态误差，使飞行器在故障下能 自修复飞行。
[0026] 进一步的，所述步骤三的四旋翼飞行器直接自修复重构控制律的模型结构中自适 应控制的增益矩阵1、1( 2、1(3和故障补偿向量/满足如下条件：
[0027]
【权利要求】
1. 一种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法，其特征在于：包括以下几个步骤： 步骤一：设定四旋翼飞行器的执行器故障模型为：
y = Cx 这里χ为四旋翼飞行器的状态向量，无为状态向量的导数向量，y为四旋翼飞行器的输 出向量，Ap，Bp为四旋翼直升机故障模型下的适维常数系统矩阵；I为适维单位矩阵；〇 = diag { σ 1 σ 2…σ J，Λ = diag { λ 1 λ 2…λ J ; σ i是执行器的操纵性系数，如果σ i = 1，则执行器正常，而在卡死和饱和情况下σ i = Ο ; λ i是执行器效力系数，在损伤情况下 λ? e [〇，1]，其中i = 1，2,…，m，所述故障用矩阵Λ e RmXm，〇 e RmXm和u来描述，?7表 示执行器卡死的位置，d为外界干扰和建模误差，C为相应维数的实矩阵； 步骤二：针对四旋翼飞行器线性化模型的不稳定性，最优控制律的表达式： u* (t) = Klqrx (t), 这里为反馈增益矩阵，Rl是任意正定矩阵，Pl为如下Riccati方程的唯 一对称正定解： 其中，α为最优控制性能指数且α〈〇, Qi是任意非负定矩阵； 步骤三：选择四旋翼飞行器参考模型： 〈=Αλ,+β,,,!、 ym= Cxm xm为四旋翼飞行器参考模型的状态向量，r为四旋翼飞行器参考模型的输入向量，Am、 B"^PC是相应维数的实矩阵； 根据如下四旋翼飞行器直接自修复重构控制律的模型结构： u - Λ^,-ν., + K2r + K,ev + / 心、1(2、1(3为自适应控制的增益矩阵，xm为四旋翼飞行器参考模型的状态向量，r为四旋 翼飞行器参考模型的输入向量，ey为四旋翼飞行器的输出误差，/为故障补偿向量；将计算 得到的四旋翼飞行器的控制量u实时输出，适时控制状态误差，使飞行器在故障下能自修 复飞行。
2. 如权利要求1所述的一种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法，其特征在于：所述 步骤三的四旋翼飞行器直接自修复重构控制律的模型结构中自适应控制的增益矩阵Ki、K 2、 K3和故障补偿向量/满足如下条件：
其中，权值向量1\为对角正定矩阵，其中i = 1，…，4;p为方程〇+/χ,=-ρ的正 定对称解，这里矩阵Q为任意一个正定对称矩阵，是任意稳定的系统矩阵，是任意稳定 的系统矩阵的列向量，&"为实际相应维数的实矩阵的行向量，<为四旋翼飞行器参考模型 的状态向量的行向量，rT为四旋翼飞行器参考模型的输入向量的行向量，e为四旋翼飞行器 的状态误差，<为四旋翼飞行器的输出误差的行向量。
3. 如权利要求2所述的一种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法，其特征在于：上述 步骤二中，针对四旋翼飞行器线性化模型的不稳定性，设计内环基础控制器：
其中，J为最优控制律的性能指标，Qi是任意非负定矩阵，&是任意正定矩阵，α为最 优控制性能指数且α〈〇,这样根据最小值原理，得到最优控制律f (t)。
4. 如权利要求3所述的一种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法，其特征在于：上述 步骤一中，所述四旋翼直升机的状态向量X如下：
分别表示为升降角、滚转角、偏航角、升降角角 速度、滚转角角速度和偏航角角速度；所述四旋翼直升机的输出向量y如下： yT = [ ε，p，λ ] 其中，ε、ρ、λ分别表示为升降角、滚转角和偏航角。
5. 如权利要求4所述的一种四旋翼飞行器的直接自修复控制方法，其特征在于：所述 四旋翼飞行器在平衡位置时满足如下动力学模型： 8 --X = Λ\ + Β μ , ν - Cx + Du dt p 1 其中D为相应维数的实矩阵，如下为相应维数的系统实矩阵：
其中，Kfn是顺时针旋转螺旋桨转矩推力常数，Kf。是顺时针旋转螺旋桨转矩推力常数， Kf是螺旋桨推力常数，1是旋翼枢纽到电机的距离，Jy是围绕偏航轴的等效转动惯量，J p是 围绕俯仰轴的等效转动惯量，1是围绕滚转轴的等效转动惯量。
【文档编号】B64F5/00GK104290919SQ201410499721
【公开日】2015年1月21日 申请日期:2014年9月25日 优先权日:2014年9月25日
【发明者】陈复扬, 吴庆波, 姜斌, 王正 申请人:南京航空航天大学