的控制量不变；由于旋翼1和4的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵 消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减 弱为原来的f，为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1. 5 ;由于 3 切除旋翼1和4,原来的油门控制能力减弱为原来的T，为取得和原来的控制相似的控制效 3 果，对得到的油门控制量乘以1. 5 ; 在通过控制分配模块对以上四个补偿后新的控制量进行分配时，改变原有的分配矩 阵，不再给旋翼1和旋翼4分配控制量，得到新的分配矩阵； 假设故障前分配矩阵为：
按照以上分析的情况，将分配矩阵中对应旋翼1和旋翼4的第1行和第4行的分配系 数设为0,构成的容错分配矩阵为：
将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对"斜十 字型"四旋翼控制。
4.根据权利要求2所述的六旋翼飞行器容错控制方法，其特征在于，步骤三中，若旋翼 2或旋翼5单独故障，或旋翼2和旋翼5同时出现故障，切断给旋翼2和5的供电，同时停止 输出这两个旋翼的控制信号，原有的机体坐标轴向左旋转60°，构成新的机体坐标系； 则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变； 原有的姿态航向测量系统的基准坐标系同机体坐标系一样，向左旋转60°，新输出的 姿态航向角为旋转后的；原有的控制量解算过程不变，仍然由期望姿态角和高度计算模块 根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感 器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过 对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油 门控制量； 由于切除了旋翼2和5,并且原有机体坐标系向左旋转60°，导致俯仰轴的控制能力减 弱为原来的为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2 ;原有机 体坐标系向左旋转60°后，旋翼2和5不提供滚转控制力矩，所以滚转轴的控制量不变；由 于旋翼2和5的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳 定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的j?为取得 3 和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1. 5 ;由于切除旋翼2和5,原来的 油门控制能力减弱为原来的为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制 3 量乘以1. 5 ; 在通过控制分配模块对以上四个补偿后的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵， 不再给旋翼2和旋翼5分配控制量，得到新的分配矩阵； 假设故障前分配矩阵为：
按照以上分析的情况，坐标轴向左旋转60°，将分配矩阵中对应旋翼2和旋翼5的第 2行和第5行的分配系数设为0,构成的容错分配矩阵为：
将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对"斜十 字型"四旋翼控制。
5.根据权利要求2所述的六旋翼飞行器容错控制方法，其特征在于，步骤三中，若旋翼 3或旋翼6单独故障，或旋翼3和旋翼6同时出现故障，切断给旋翼3和6的供电，同时停止 输出这两个旋翼的控制信号，原有的机体坐标轴向右旋转60°，构成新的机体坐标系； 则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变； 原有的姿态航向测量系统的基准坐标系同机体坐标系一样，向右旋转60°，新输出的 姿态航向角为旋转后的；原有的控制量解算过程不变，仍然由期望姿态角和高度计算模块 根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感 器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过 对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油 门控制量； 由于切除了旋翼3和6,并且原有机体坐标系向右旋转60°，导致俯仰轴的控制能力减 弱为原来的为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2 ;原有机 2 体坐标系向右旋转60°后，旋翼3和6不提供滚转控制力矩，所以滚转轴的控制量不变；由 于旋翼3和6的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳 2 定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的为取得 3 和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1. 5 ;由于切除旋翼3和6,原来的 油门控制能力减弱为原来的^，为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制 3 量乘以1. 5 ; 在通过控制分配模块对以上四个补偿后的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵， 不再给旋翼3和旋翼6分配控制量，得到新的分配矩阵； 假设故障前分配矩阵为：
按照以上分析的情况，坐标轴向右旋转60°，将分配矩阵中对应旋翼3和旋翼6的第3 行和第6行的分配系数设为0,构成的容错分配矩阵为：
将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对"斜十 字型"四旋翼控制。
6.根据权利要求3、4、5任一项所述的六旋翼飞行器容错控制方法，其特征在于，控制 量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差计算俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和 油门控制量时，采用PID控制方法或动态逆控制方法或反步法或H…控制或LQR控制或特 征配置控制方法。
【专利摘要】本发明属于旋翼飞行器的飞行控制领域，具体涉及一种六旋翼飞行器的容错控制方法。本发明若出现导致单个旋翼停转的故障，切断给该旋翼的供电，同时切断其相隔180°位置的旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号；若出现导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则直接切断给这两个旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，并重新按照“斜十字型”四旋翼飞行器的布局对六旋翼飞行器其余四个旋翼进行控制。本发明能在飞行器发生某些系统故障的情况下，实现对六旋翼飞行器的有效控制，避免因发生某些系统故障而导致的坠机事故，对提高六旋翼的安全性和可靠性具有一定意义。
【IPC分类】G05D1-08
【公开号】CN104699105
【申请号】CN201310670549
【发明人】宋栋梁, 唐强, 张奕烜, 陈小龙, 雷志荣, 史龙
【申请人】中国航空工业第六一八研究所
【公开日】2015年6月10日
【申请日】2013年12月10日