本发明涉及一种基于滑模的四旋翼飞行器的自适应容错控制方法，属于飞行器控制领域。
背景技术：
：典型的四旋翼直升机，四个旋翼呈十字形分布在前、后、左、右四个方向。每个旋翼都连接一个直流电机，控制律通过调节直流电机的转速来控制旋翼的转速，从而调节四个方向顶点的升力。为了抵消旋翼旋转产生的反扭矩，前后为一组，左右为一组，两组旋翼按照相反的方向旋转，因此不需要像常规单旋翼直升飞机借助尾桨来消除扭矩。四旋翼直升机是一个复杂的被控对象，具有多输入多输出以及非线性、强耦合、时滞等各种各样的复杂问题，且在飞行过程中会不可避免地遇到扰动、发动机振动等不确定因素，加之缺少人员的实时操纵，直升机一旦发生故障，将会引起严重的后果。因此容错控制器需要在系统存在时滞和不确定性的情况下仍然具备较强的鲁棒容错能力。目前对四旋翼飞行器的容错控制方法主要分为主动容错控制和被动容错控制，由于被动容错控制在设计上有很大的优势，由于控制器的结构和参数是固定的，因此无需外界其他硬件的辅助，可以通过这些已知的经验信息来获得故障信息，无需故障诊断环节，因此可以做到极大程度地节约成本，同时表现出很好的即时性，实现性和实用性。被动容错控制通常不需要故障检测与诊断单元，只需通过设计固定的控制器，给系统可能发生的故障留下一定的裕度，使得某些故障无法对闭环系统造成影响，就能实现容错，达到最终的需求。由于滑模控制的滑动模态对系统参数摄动和外加干扰有完全的自适应性，因此非常适合处理四旋翼直升机飞控系统的被动容错控制问题。它的控制是不连续的，控制过程中，闭环系统的结构不停的变化，迫使系统状态沿着预先设计好的滑模面运动，渐渐“滑”向状态平衡点，即渐近稳定。其最主要的优点是一旦系统状态量到达滑模面，系统便不受参数变化和外界扰动的影响。滑模控制广泛用于飞行控制系统中，为飞行控制系统的容错控制提供了新思路。为了有效处理四旋翼飞行器飞行控制系统中存在的时滞和不确定性，叶思隽提出了一种鲁棒容错控制算法。孙新柱针对不满足匹配条件的不确定系统提出了一种可靠跟踪控制器，贾新春则研究了不确定线性时滞系统的可靠保性能问题。但现有方法多为结构固定单一的被动容错控制，对复杂的飞行控制系统很难有很好的控制效果，因此本发明有很好的实用性。技术实现要素：发明目的：针对上述现有技术，提出一种基于滑模的不确定时滞系统的自适应容错控制方法，设计了时滞提前预测器对系统的输入时滞进行处理。采用矩阵全秩分解法和设计滑模面的方法来解决执行器故障问题。自适应滑模控制器取代故障检测和隔离机制自动更新补偿执行器故障的影响。技术方案：一种基于滑模控制的四旋翼飞行器的自适应容错控制方法，其特征在于：考虑四旋翼飞行器存在输入时滞、外部干扰和执行器故障，结合自适应控制和滑模控制，提出一种容错控制方法，使得飞行器在发生执行器故障后能够继续安全飞行。根据所获取的飞行器的模型参数，采用矩阵全秩分解法和设计滑模面的方法来解决执行器故障问题，最终达到容错控制的目的。包括如下具体步骤：步骤1)获取四旋翼飞行器的控制模型：z(t)＝c1x(t)，y(t)＝cx(t)，(1)其中，x＝[x1x2x3]t为系统状态变量，以四旋翼飞行器x轴方向的位置控制为例，分别表示x轴方向上的位置、速度和执行器动态，u(t)为控制输入，d为时滞，ω(t)∈rn为外部干扰，z(t)为调节输出，y(t)为可测输出，δa(t)为时变参数不确定性，形式为f(x，t)不知但对于所有(x，t)∈rn×rm满足。步骤2)针对以上具有输入时滞的四旋翼飞控系统，设计了相应的时滞提前预测器模型：为提高状态预测的准确性，进行了如下修正：其中，yp(t)为实际系统的输出误差。因为提出了一种超前滑模控制器的设计方法，考虑不确定模型为z*(t)＝c1x*(t)y*(t)＝cx*(t)(4)其中，d(x*，u，t)是系统中的不确定性。假设不确定性d(x*，u，t)是有界的，它的上界函数dmax(·)可以估计为|d(x*，u，t)|≤dmax(x*，t)。步骤3)由于容错控制的问题，我们制定的故障包括执行器中断，效率损失和卡住。让表示在第j故障模块中的第i执行器的故障信号。然后，我们描述了的故障模型为：其中，和为未知常数，指数j表示第j故障模块，l是故障模块的总和。对于每个故障模块，和分别为已知的上界和下界。usi(t)是未知有界时变的执行器卡住故障。将定义为：步骤4)在不确定时滞系统中，考虑执行器故障情况，设计滑模控制器：uf(t)＝ρu(t)+σus(t)(7)其中，us(t)＝[us1(t)，us2(t)，...，usn(t)]t，因此，动态系统(4)转化为带有执行器故障的系统为：z*(t)＝c1x*(t)y*(t)＝cx*(t)(8)步骤5)为了实现容错的目标，设计了基于阶次补偿器的滑模控制器：其中，ak∈rq×q，ck∈rq×q，bk∈rq×l，dk∈rq×l。非线性不连续向量v(t)用于处理不确定项和执行器故障。结合(8)和(9)，得到闭环系统为：其中，其中，为已知函数，k1＜1。研究的主要目的是保证闭环系统在执行器故障和扰动作用下渐近稳定。从外部干扰ω0(t)到调节输出z0(t)，下面的不等式成立：其中，γ0＞0已知。步骤6)综合步骤2)和步骤3)，设计完整的容错控制律：步骤6.1)根据滑模控制器设计方法，首先设计滑模面：α＝fξ＝0(13)其中，矩阵f∈rq×q。可以证明，在该滑模面上的系统滑动模态是渐进稳定的。步骤6.2)定义φ0∈rn×(n-l)，其中，φ0b2v＝0，ζ1(t)∈rq，ζ2(t)∈rn，得到利用schur补引理和等效控制方法，得到等效控制律为：设计如下所示的动态补偿控制律：其中，∈是设计的正标量，参数和分别是故障影响因子σ和卡住故障的上界假设α＝0则v(t)＝0适用于控制法。其中，特别说明，自适应律为：其中，和σsi0分别在初始值和处有界的。常数和自适应律增益是基于实际应用的设计。步骤7)根据四旋翼飞行器的飞行状态，选择合适的参数，完成对其的容错控制。有益效果：本发明提出的一种基于滑模的四旋翼飞行器的自适应容错控制方法，设计了时滞提前预测器对系统的输入时滞进行处理，采用矩阵全秩分解法和设计滑模面的方法来解决执行器故障问题，自适应滑模控制器取代故障检测和隔离机制自动更新补偿执行器故障的影响，最终构成完整的容错控制器。具有如下优点：(1)通过设计具有滑模切换项的自适应滑模容错控制方法，使得飞行控制系统具有更好的鲁棒性；(2)利用时滞提前预测器对系统的输入时滞进行处理，充分考虑到四旋翼飞行器在实际飞行过程中可能存在时滞的情况，使得控制器的设计具有更好的实用性；(3)使用自适应滑模控制器取代故障检测和隔离机制自动更新补偿四旋翼飞行器执行器故障的影响，容错控制律的参数自动更新，使得系统安全性更高，控制效果更佳。本发明所用方法作为一种四旋翼飞行器的容错控制方法，具有一定的实际应用价值，易于实现，容错能力强，能够有效提高四旋翼飞行器的飞行安全性。该方法可操作性强，应用性广。附图说明图1是本发明方法的流程图；图2是quanser的四旋翼飞行器仿真实验系统；图3是四旋翼飞行器姿态运动示意图；图4是四旋翼飞行器控制系统原理框图；图5是x轴方向的位移响应曲线；图6是x轴方向的速度响应曲线；图7是执行器动态响应曲线；图8是控制输入响应曲线；图9是simulink仿真图。具体实施方式下面结合附图对本发明做更进一步的解释。如图1所示，考虑四旋翼飞行器在存在输入时滞和外部干扰情况下发生执行器故障，结合自适应控制和滑模控制，提出一种容错控制方法，使得飞行器在发生执行器故障后能够继续安全飞行。采用矩阵全秩分解法和滑模面设计法求解执行器故障，自适应滑模控制器取代故障检测和隔离机制自动更新补偿执行器故障的影响，最终达到容错控制的目的。包括如下具体步骤：步骤1)获取四旋翼飞行器的控制模型：z(t)＝c1x(t)，y(t)＝cx(t)，(1)其中，x＝[x1x2x3]t为系统状态变量，以四旋翼飞行器x轴方向的位置控制为例，分别表示x轴方向上的位置、速度和执行器动态，u(t)为控制输入，d为时滞，ω(t)∈rn为外部干扰，z(t)为调节输出，y(t)为可测输出，δa(t)为时变参数不确定性，形式为f(x，t)不知但对于所有(x，t)∈rn×rm满足。步骤2)针对以上具有输入时滞的四旋翼飞控系统，设计了相应的时滞提前预测器模型：为提高状态预测的准确性，进行了如下修正：其中，yp(t)为实际系统的输出误差。因为提出了一种超前滑模控制器的设计方法，考虑不确定模型为z*(t)＝c1x*(t)y*(t)＝cx*(t)(4)其中，d(x*，u，t)是系统中的不确定性。假设不确定性d(x*，u，t)是有界的，它的上界函数dmax(·)可以估计为|d(x*，u，t)|≤dmax(x*，t)。步骤3)由于容错控制的问题，我们制定的故障包括执行器中断，效率损失和卡住。让表示在第j故障模块中的第i执行器的故障信号。然后，我们描述了的故障模型为：其中，和为未知常数，指数j表示第j故障模块，l是故障模块的总和。对于每个故障模块，和分别为已知的上界和下界。usi(t)是未知有界时变的执行器卡住故障。将定义为：步骤4)在不确定时滞系统中，考虑执行器故障情况，设计滑模控制器：uf(t)＝ρu(t)+σus(t)(7)其中，us(t)＝[us1(t)，us2(t)，…，usn(t)]t，因此，动态系统(4)转化为带有执行器故障的系统为：z*(t)＝c1x*(t)y*(t)＝cx*(t)(8)步骤5)为了实现容错的目标，设计了基于阶次补偿器的滑模控制器：其中，ak∈rq×q，ck∈rq×q，bk∈rq×l，dk∈rq×l。非线性不连续向量v(t)用于处理不确定项和执行器故障。结合(8)和(9)，得到闭环系统为：其中，其中，为已知函数，k1＜1。研究的主要目的是保证闭环系统在执行器故障和扰动作用下渐近稳定。从外部干扰ω0(t)到调节输出z0(t)，下面的不等式成立：其中，γ0＞0已知。步骤6)综合步骤2)和步骤3)，设计完整的容错控制律：步骤6.1)根据滑模控制器设计方法，首先设计滑模面：α＝fξ＝0(13)其中，矩阵f∈rq×q。可以证明，在该滑模面上的系统滑动模态是渐进稳定的。步骤6.2)定义φ0∈rn×(n-l)，其中，φ0b2v＝0，ζ1(t)∈rq，ζ2(t)∈rn，得到利用schur补引理和等效控制方法，得到等效控制律为：设计如下所示的动态补偿控制律：其中，∈是设计的正标量，参数和分别是故障影响因子σ和卡住故障的上界假设α＝0则v(t)＝0适用于控制法。其中，特别说明，自适应律为：其中，和分别在初始值和处有界的。常数和自适应律增益是基于实际应用的设计。步骤7)根据四旋翼飞行器的飞行状态，选择合适的参数，完成对其的容错控制。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本
技术领域：
的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润色，这些改进和润色也应视为本发明的保护范围，下面以实际案例仿真说明实施方案的有效性。采用加拿大quanser公司生产的qball-x4四旋翼直升机半物理仿真平台作为具体的算法实验仿真对象。图2是quanser的四旋翼飞行器仿真实验系统，图3是四旋翼飞行器姿态运动示意图。由图3可以看出，四旋翼飞行器相对于地面存在六维度变量(x，y，z，ψ，θ，φ)，其中前三个变量为位置变量，即相对于惯性系中心的位置。后三个变量为四旋翼直升机的姿态欧拉角：偏航ψ，俯仰θ，滚转φ。可以看出，四旋翼飞行器有6个被控量和4个控制量，因而是一个典型的欠驱动控制系统，即各控制分量会同时对不同的被控量有作用，耦合度较高，因此其稳定性较差，控制难度也较大。不失一般性，这里选用x轴方向的位移，速度和执行器动态作为系统的状态量对其进行仿真实验。四旋翼飞行器的状态空间模型如下：写成标准形式的状态空间表达式：其中，为控制输入，输出为轴位移量。考虑到四旋翼飞行器是一个典型的复杂被控对象，由于控制律计算复杂，同时又受到通信速度、远程控制和网络传输等因素的限制，因此其状态量存在时间延迟。再考虑到四旋翼飞行器在飞行过程中，由各种因素导致其执行器出现故障，引入执行器故障表示执行器输入发生变化，则完整的四旋翼飞行器位置控制模型为：z(t)＝c1x(t)，y(t)＝cx(t)，该四旋翼飞行器的机体参数值如表1所示：表1机体参数数值表参数值·单位k120nω15rad/secm1.4kg于是可以得到系统中各系数矩阵如下：根据实验测量，时滞d设为2s。假设四旋翼飞行器在飞行过程中遇到如下形式的突发故障：取初始时刻系统的状态量矢量为：x0＝[x1x2x3]t＝[0.0510.25]t根据本发明方法，对发生执行器故障的四旋翼飞行器进行容错控制，图5为容错控制结果。图5中分别是x轴方向位移、速度和执行器动态的响应曲线，图6是控制输入的曲线。由图5可知，当系统发生执行器故障后，在本发明的容错控制下，飞行器x轴位移和速度均能在较短的时间内趋于稳定，且响应速度快，超调小，也就是说当系统发生故障之后飞行器仍然能够维持原来的飞行状态，避免了事故的发生。当系统存在时滞和执行器故障时，自适应滑模容错控制律变化幅度很小，即该容错控制律能够很好地保证飞行器的控制精度和安全性。当前第1页12