一种三自由度直升机的被动容错控制方法与流程

本发明涉及飞行器控制领域，具体地说，涉及一种三自由度直升机的被动容错控制方 法。

背景技术：

近年来，直升机在各个领域都有了广泛的应用，与固定翼飞机相比，直升机具有能够 垂直起降、空中悬停、前后左右飞行等显著特点，因而在军用、民用等各个领域得到广泛 的应用，如5.12汶川特大地震时，道路因阻塞导致救援人员无法快速到达灾区现场，这时直 升机特别是重型直升机便显现出巨大的优势。

直升机作为一个典型的复杂系统，其飞行控制系统具有强耦合、非线性、多输入多输 出等特点，一旦发生故障，容易造成严重后果，因此直升机的控制器必须具有很好的容错 能力。

基于上述情况，为了满足实际应用需求，亟需一种考虑直升机在执行器发生故障时仍 然能够很好的完成飞行任务的控制方法，确保直升机安全运行。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明提供了本发明提供了一种三自由度直升机的被动容错控制 方法，其具体的技术方案如下：

一种三自由度直升机的被动容错控制方法，直升机包括两个驱动电机，其包括下列步 骤：

S101：建立三自由度直升机的动力学模型：模拟直升机的俯仰、升降、航向运动，分 别对应着三个角度：俯仰角p、升降角ξ、航向角λ，建立三自由度直升机的动力学方程；

S102：被动容错控制方案：直升机运行，设置升降角ξd和航向角λd的给定值，从而计 算得到俯仰角pd的给定值，然后执行S103，

S103：设计被动容错控制器：在电机发生故障时，调整电机使直升机在有限时间内 ξ→ξd、p→pd；然后得到升降角ξ、航向角λ的被动容错输入值u1，计算得出俯仰角的被动 容错输入值u2，然后控制使得p→pd。

优化地，步骤S101中，两个电机产生的两个推力Ff、Fb，产生的推力与其上施加的电 压近似成比例，设Kf为推力常数，则电机产生的推力为：

优化地，步骤S101中，两个电机的控制输入为：

优化地，步骤S103中，两个电机的控制电压为：

优化地，步骤S101中的动力学方程为：，

其中，Lh是每个电机到俯仰轴之间的距离；Jp是俯仰轴的转动惯量，其中 Mh是直升机本体的质量；La是航向轴到直升机本体的距离；Tg是俯仰轴等效重力矩， Tg＝MhgLa-MwgLw；Je是升降轴的转动惯量，Lw是航向轴到平衡 块的距离，Mw是平衡块的质量；Jt是航向轴的转动惯量，

优化地，步骤S102中，执行器发生故障时输入方程为：

其中

优化地，步骤S102中，发生执行器故障时直升机的动力学模型为：

优化地，步骤S102中，俯仰角是如下得到：

首先引入两个虚拟输入

w2＝ulcosξsinp

可得控制输入量u1：

其中因为机械结构的限制，的分母cosp＞0，所以 用分子来表示u1的符号，将w1d、w2d分别作为w1、w2的控制信号，可得

同理，设计u2使得p→pd

优化地，根据上一步的计算，定义误差e为：其中pd来自上一 步，

则追踪误差率为：

定义滑模面为：

其中β*＞0是一个需要设计的常数，m*和n*是正奇数，*＝ξ，p，λ，

可得控制律为：

其中1＜m*/n*＜2，η*＞0，

lf，*＞0，*＝ξ，p，λ。

针对现有被动容错控制方法的缺点，本发明提供了一种三自由度直升机的被动容错控 制方法，有效保障了实际应用需求，不但能保证三自由度直升机在没有故障时的正常运 行，并且在发生故障时，还可以消除故障对飞行位置的准确度的影响。

本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显 而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在说明书、权利要 求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

附图说明

图1是本发明提供的一个实施例的三自由度直升机的实物图；

图2是本发明提供的一个实施例的三自由度直升机的简化结构图；

图3是根据本发明的一个实施例的实际和给定的升降角与时间的曲线图。

图4是根据本发明的一个实施例的实际和给定的俯仰角与时间的曲线图。

图5是根据本发明的一个实施例的实际和给定的航向角与时间的曲线图。。

具体实施方式

下面结合附图及实施例对本发明的技术方案作进一步详细的说明。

实施例：

以下将结合附图及实施例来详细说明本发明的实施方式，借此对本发明如何应用技术 手段来解决技术问题，并达成技术效果的实现过程能充分理解并据以实施。需要说明的 是，只要不构成冲突，本发明中的各个实施例以及各实施例中的各个特征可以相互结合， 所形成的技术方案均在本发明的保护范围之内。

另外，在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中 执行，并且，虽然在流程图中示出了逻辑顺序，但是在某些情况下，可以以不同于此处的 顺序执行所示出或描述的步骤。

针对现有技术存在的上述问题，本发明提供了一种三自由度直升机的被动容错控制方 法，所述方法包括：

步骤S101，建立三自由度直升机的动力学模型

三自由度双旋翼直升机半实物仿真平台如图1所示，基座与机架臂相连处安有一个万 向节，它使得机架臂可以自由的绕升降轴和航向轴运动，机架臂一端是直升机本体，它是 由悬挂于机架臂前端的横梁和安装在横梁上的两个推进器组成，两个推进器分别被两个直 流电机驱动，两个电机的轴平行并且推力垂直于横梁。机架臂的另外一端则装有一个平衡 块，它的作用是减少直升机本体悬停时所需要的电机能量，这样电机在较小的电压驱动下 直升机本体就可以升起。依靠两个电机带动螺旋桨转动产生升力，模拟直升机的俯仰(pitch)、升降(elevation)、航向(travel)运动，分别对应着三个角度：俯仰角p、升降角 ξ、航向角λ

由于机械结构的限制，俯仰角和升降角的范围分别是-45deg≤p≤+45deg和 -27.5deg≤ξ≤+30deg。

两个电机产生的两个推力Ff、Fb控制着直升机的三个姿态，表明这个系统是一个欠驱 动系统。因为直升机是由两个电机带动两个螺旋桨产生升力，产生的推力与其上施加的电 压近似成比例，设Kf为推力常数，则电机产生的推力为

在三自由度直升机控制系统的建模过程中采用地面坐标系来分析系统的受力和力矩情 况，图2为三自由度直升机半物理仿真平台的简化示意图，为了简化建模过程和建模结 果，在建立其控制系统数学模型的过程中，需要忽略一些次要因素，并添加一些限制和假 设：

1.直升机系统的机械部分是不会发生弹性形变的刚体；

2.不考虑数字信号和模拟信号在系统传输中的延迟，即该直升机控制系统为无延 时系统；

3.忽略电机惯性，直流无刷电机的电压和力矩之间保持线型比例关系；

4.忽略低速下飞行时的空气阻力、三个旋转轴的运动摩擦以及旋翼旋转产生的陀 螺效应。

根据简化模型示意图3所示，在建立好的地面坐标系中，可以分别建立三个旋转轴上 的动力学方程：

其中Lh是每个电机到俯仰轴之间的距离；Jp是俯仰轴的转动惯量，其中 Mh是直升机本体的质量；La是航向轴到直升机本体的距离；Tg是俯仰轴等效重力矩， Tg＝MhgLa-MwgLw；Je是升降轴的转动惯量，Lw是航向轴到平衡 块的距离，Mw是平衡块的质量；Jt是航向轴的转动惯量，

其中两个控制输入为

由(15)(17)可以得到前后两个电机的控制电压

步骤S102，被动容错控制方案

分别将ξd、pd和λd作为指定的俯仰角、高度角和航向角。控制方案的目标是设计u1和u2使得在有限时间内ξ→ξd、p→pd和λ→λd

假设执行器发生故障时，执行器缺失的控制能量是常数，ff和fb分别表示前后执行器缺 失的控制能量。因此能够得到执行器发生故障时输入方程为

其中

可以得到发生执行器故障时直升机的动力学模型

三自由度直升机是一个欠驱动系统，两个控制输入(Ff、Fb)需要控制三个姿态角(ξ 、p和λ)，引入两个虚拟输入

由(21)式可得

其中需要注意的是因为机械结构的限制，的分母 cosp＞0，所以用分子来表示u1的符号。

由(21)式可得

将ω1d、ω2d分别作为ω1、ω2的控制信号，则由(23)式可得

需要注意的是pd为p的控制信号。

整个被动容错控制方案分成三个部分：

1.设计ω1d和w2d使得当执行器故障发生时ξ→ξd和p→pd

2.将ω1d和w2d分别代入(22)和(24)中可以得到u1和pd

3.设计u2使得p→pd

步骤S103，设计被动容错控制器

定义追踪误差e为

其中pd来自式(24)

则追踪误差率为

定义滑模面为

其中β*＞0是一个需要设计的常数，m*和n*是正奇数，*＝ξ，p，λ。

设计的控制律为

其中1＜m*/n*＜2，η*＞0，

lf，*＞0，*＝ξ，p，λ。

以下是对一种三自由度直升机的被动容错控制方法的验证，被动容错控制器的参数如 表1所示

表1被动容错控制器的参数

三自由度直升机的硬件参数如表2所示

表2三自由度直升机的硬件参数

图3-5显示了设计的被动容错控制器在第40s时发生执行器故障时仍然能够保持追踪指 定的轨迹。

针对现有被动容错控制方法的缺点，本发明提供了一种三自由度直升机的被动容错控 制方法，有效保障了实际应用需求。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说 明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在 本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保 护范围之内。