一种涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法与流程

本发明涉及涵道式陆空车辆控制技术领域，尤其涉及一种涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法。

背景技术

在涵道式陆空车辆飞行控制中，控制器用于计算执行器的偏转量，以在滚转、俯仰和偏航方向上产生期望的动力学偏转力矩。现有的几种控制分配方法，包括直接控制分配，串接链法及线性规划方法等，这些方法均需要在线求解有约束优化问题，计算量巨大，运行速度较慢，不能满足涵道式陆空车辆对控制方法的高实时性的要求，因而在工程应用中受到限制。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法，以解决现有技术中控制方法运行速度慢的问题。

一种涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法，包括：

获取所述涵道式陆空车辆的前舵面执行器的故障概率、后舵面执行器的故障概率、右副涵道执行器的故障概率及左副涵道执行器的故障概率；

根据各个执行器的故障概率判断各个执行器是否故障，得到第一判断结果；

根据所述第一判断结果确定所述涵道式陆空车辆的故障行为模式；

当所述故障行为模式表示各个执行器都未故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ0为机体平衡状态下的预设固定值，δ1为前舵面执行器输出的偏转量，δ2为后舵面执行器输出的偏转量，δ3为右副涵道执行器输出的拉力值，δ4为左副涵道执行器输出的拉力值；

当所述故障行为模式表示仅前舵面执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ2＝δ1,fault-cnδ/cnv

δ3＝δ0+[clδ-clv(δ1,fault+δ2)]/2cla

δ4＝2δ0-δ3；

其中，δ1.fault为前舵面执行器故障时前舵面执行器输出的偏转量，cnδ为控制器输出的舵面偏航控制指令；cnv为舵面偏航力矩的期望的无量纲气动系数；clδ为控制器输出的滚转控制指令；clv为舵面滚转力矩期望的无量纲气动系数；cla为副涵道滚转力矩期望的无量纲气动系数；

当所述故障行为模式表示仅右副涵道执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ3.fault为右副涵道执行器故障时右副涵道执行器输出的拉力值；

当所述故障行为模式表示前舵面执行器及后舵面执行器同时故障，右副涵道执行器与左副涵道执行器中的至少一个执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ1＝δ2＝δ3＝δ4＝0。

可选的，所述方法还包括：

当所述故障行为模式表示仅前舵面执行器和后舵面执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ2.fault为后舵面执行器故障时后舵面执行器输出的偏转量。

可选的，所述方法还包括：

当所述故障行为模式表示仅右副涵道执行器和左副涵道执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ4.fault为左副涵道执行器故障时左副涵道执行器输出的拉力值。

可选的，所述方法还包括：

当所述故障行为模式表示仅前舵面执行器和右副涵道执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

可选的，所述方法还包括：

当所述故障行为模式表示当前舵面执行器、右副涵道执行器和左副涵道执行器同时故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ2＝[clδ-cla(δ3.fault-δ4.fault)]/clv-δ1.fault；

其中，δ4.fault为左副涵道执行器故障时左副涵道执行器输出的拉力值。

可选的，所述当所述故障行为模式表示仅前舵面执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ2＝δ1,fault-cnδ/cnv

δ3＝δ0+[clδ-clv(δ1,fault+δ2)]/2cla之后还包括：

δ4＝2δ0-δ3

获取后舵面执行器正常工作时的输出范围、右副涵道执行器正常工作时的输出范围及左副涵道执行器正常工作时的输出范围；

判断根据公式δ2＝δ1,fault-cnδ/cnv计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2是否超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式计算获得的右副涵道执行器输出的拉力值δ3是否超出右副涵道执行器正常工作时的输出范围，及根据公式δ4＝2δ0-δ3计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4是否超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围，得到第二判断结果；

当所述第二判断结果表示根据公式δ2＝δ1,fault-cnδ/cnv计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式δ3＝δ0+[clδ-clv(δ1,fault+δ2)]/2cla计算获得的右副涵道执行器输出的拉力值δ3未超出右副涵道执行器正常工作时的输出范围，根据公式δ4＝2δ0-δ3计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4未超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ2.sat为后舵面执行器的偏转极限值。

可选的，所述方法还包括：

当所述第二判断结果表示根据公式δ2＝δ1,fault-cnδ/cnv计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2未超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式δ3＝δ0+[clδ-clv(δ1,fault+δ2)]/2cla计算获得的右副涵道执行器输出的拉力值δ3超出右副涵道执行器正常工作时的输出范围，根据公式δ4＝2δ0-δ3计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4未超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ2＝δ1.fault-cnδ/cnv

δ4＝δ3.sat-[clδ-clv(2δ1.fault-cnδ/cnv)]/cla；

其中，δ3.sat为右副涵道执行器的拉力极限值。

可选的，所述当所述故障行为模式表示仅右副涵道执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

之后还包括：

获取前舵面执行器正常工作时的输出范围、后舵面执行器正常工作时的输出范围及左副涵道执行器正常工作时的输出范围；

判断根据公式δ1＝cnδ/2cnv计算获得的前舵面执行器输出的偏转量δ1是否超出前舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式δ2＝-cnδ/2cnv计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2是否超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，及根据公式δ4＝δ3,fault计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4是否超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围，得到第三判断结果；

当所述第三判断结果表示根据公式δ1＝cnδ/2cnv计算获得的前舵面执行器输出的偏转量δ1未超出前舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式δ2＝-cnδ/2cnv计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2未超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式δ4＝δ3,fault计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ4.sat为左副涵道执行器的拉力极限值。

可选的，所述方法还包括：

当所述第三判断结果表示根据公式δ1＝cnδ/2cnv计算获得的前舵面执行器输出的偏转量δ1超出前舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式δ2＝-cnδ/2cnv计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2未超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式δ4＝δ3,fault计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ2＝[clδ-cla(δ3.fault-δ4.sat)]/clv-δ1.sat；

其中，δ1.sat为前舵面执行器的偏转极限值，δ4.sat为左副涵道执行器的拉力极限值。

可选的，所述将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：δ1＝δ2＝δ3＝δ4＝0之后还包括：

发出控制主涵道电机关闭的控制信号；

发出控制降落伞打开的控制信号。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明的涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法，先获取涵道式陆空车辆的前舵面执行器、后舵面执行器、右副涵道执行器及左副涵道执行器的故障概率；根据各个执行器的故障概率判断各个执行器是否故障，确定所述涵道式陆空车辆的故障行为模式。根据故障行为模式按设定好的控制分配方程控制涵道式陆空车辆运行。本发明设计了不同故障模式下的涵道式陆空车辆的控制分配方程，采用了显式控制律的控制分配技术，无需求解任何优化问题，降低了运算量，提高了飞行控制方法的运行速度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明所提供的涵道式陆空车辆的结构示意图；

图2为本发明所提供的涵道式陆空车辆的控制系统结构示意图；

图3为本发明的涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法的流程图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法，以解决现有技术中控制方法运行速度慢的问题。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明所提供的涵道式陆空车辆的结构示意图。如图1所示，涵道式陆空车辆包括主涵道螺旋桨1、副涵道2、舵面3。

图2为本发明所提供的涵道式陆空车辆的控制系统结构示意图。如图2所示，该控制系统包括执行器状态分析模块4，执行器状态分析模块4根据控制分配模块7为执行器分配的控制方程及涵道式陆空车辆的运行信息得出执行器模块8各个执行器的故障概率及各个执行器的偏转估计值，并生成状态量估计向量。控制器6根据状态量估计向量及输入信号生成虚拟控制向量。故障判断模块5根据各执行器的故障概率及各执行器的偏转估计值确定出发生故障的执行器及涵道式陆空车辆的故障行为模式，并确定出故障执行器的偏转极限。控制分配模块7根据虚拟控制向量、涵道式陆空车辆的故障行为模式及故障执行器的偏转极限为舵面和副涵道的执行器重新分配控制指令。执行器模块8控制涵道式陆空车辆9运行。

控制器6产生的虚拟控制向量cv＝[clδcmδcnδ]^t，用针对于滚转、俯仰和偏航力矩的期望无量纲气动系数来描述。这个虚拟命令cv传输给控制分配模块7，控制分配模块7已知每一个执行器的偏转范围以及作用效果，最终生成cv信号的每一个分力矩。

定义：沿车辆自上而下俯视时，舵面向左偏转时方向为正，产生正向滚转力矩，负向偏航力矩，向右偏转为负，产生负向滚转力矩，正向偏航力矩。副涵道所产生的拉力始终向上，左侧副涵道产生正向滚转力矩，右侧副涵道产生负向滚转力矩。

本发明涵道式陆空车辆的数学模型方程为：

其中，δ＝[δm1,δm2,δ1,δ2,δ3,δ4]^t为执行器偏转量，mbx为滚转气动力矩，mby为俯仰气动力矩，mbz为偏航气动力矩；为滚转气动力矩对应的俯仰力矩分量，(ta2(δ4)-ta1(δ3))de为滚转气动力矩对应的副涵道拉力差，为滚转气动力矩对应的侧飞前后桨毂气动力，dzv∑fvyi为滚转气动力矩对应的侧飞入流偏转诱导舵面侧向力，为滚转气动力矩对应的前飞前行与后行桨叶升力差，为机体x轴方向对应的前飞桨毂气动力，为机体x轴方向对应的动量阻力，为俯仰气动力矩对应的俯仰力矩分量，(tm1-tm2)dr为俯仰气动力矩对应的主涵道拉力差，为俯仰气动力矩对应的前飞前后桨毂气动力，为俯仰气动力矩对应的侧飞前行与后行桨叶升力差，为机体y轴方向对应的动量阻力，为机体y轴方向对应的侧飞桨毂气动力，∑fvyi为机体y轴方向对应的舵面的气动力，为偏航气动力矩对应的主涵道反扭矩差值，∑fvyidxv为偏航气动力矩对应的舵面气动力矩，为偏航气动力矩对应的侧飞前后桨毂气动力差，-∑tmi为机体z轴方向对应的前后涵道升力，∑fvzi为机体z轴方向对应的舵面气动力，-∑tai为机体z轴方向对应的左右副涵道升力。

在小速度飞行工况下，我们可将上式表达为状态变量和控制输入的线性组合，将其无量纲化后，表达式如下：其中，为状态量，为控制量。

为了产生转矩，控制器6发出的虚拟指令为

其中，mb为涵道式陆空车辆飞行过程所受力矩，clv1为前舵面滚转力矩期望的无量纲气动系数，clv2为后舵面滚转力矩期望的无量纲气动系数，cla1为左副涵道滚转力矩期望的无量纲气动系数，cla2为右副涵道滚转力矩期望的无量纲气动系数，cmm1为前主涵道俯仰力矩期望的无量纲气动系数，cmm2为后主涵道俯仰力矩期望的无量纲气动系数，cnv1为前舵面偏航力矩的期望的无量纲气动系数，cnv2为前舵面偏航力矩的期望的无量纲气动系数。

因此，可得到

给定cv和控制分配问题转化为求解控制输入向量δ。控制器6发出的虚拟指令所描述的系统有3个方程，6个未知量，是欠定的，因此要获得控制输入向量δ的唯一解，需要根据故障情况，设定执行器的行为模式。

当涵道式陆空车辆的全部执行器都未发生故障时，在此模式下，控制信号同时施加到前后舵面上，二者偏转方向等大反向，所产生的滚转力矩相互抵消，偏航力矩相叠加，实现平稳偏航。而两个侧涵道则同时调整转速，当收到滚转指令时，二者分别增大、减小相同的拉力，二者所产生的总拉力几乎不变，拉力差带来绕机体x轴的滚转力矩。此时，空气动力学系数有如下关系：cnv＝cnv1＝cnv2。

系统力矩方程转化为如下形式：

上式描述的系统有3个方程，6个未知量，因为控制分配系统主要关注舵面和副涵道的故障，因此可以把仅与两个主涵道相关的俯仰力矩所对应的方程cmδ＝cmm(δm1-δm2)去掉，这样就变成了两个方程，对应4个未知量。

图3为本发明的涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法的流程图，包括：

步骤s101：获取所述涵道式陆空车辆的前舵面执行器的故障概率、后舵面执行器的故障概率、右副涵道执行器的故障概率及左副涵道执行器的故障概率。

步骤s102：根据各个执行器的故障概率判断各个执行器是否故障，得到第一判断结果。

步骤s103：根据所述第一判断结果确定所述涵道式陆空车辆的故障行为模式。

步骤s104：当所述故障行为模式表示各个执行器都未故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ0为机体平衡状态下的预设固定值，δ1为前舵面执行器输出的偏转量，δ2为后舵面执行器输出的偏转量，δ3为右副涵道执行器输出的拉力值，δ4为左副涵道执行器输出的拉力值。

步骤s105：当所述故障行为模式表示仅前舵面执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ2＝δ1,fault-cnδ/cnv

δ3＝δ0+[clδ-clv(δ1,fault+δ2)]/2cla

δ4＝2δ0-δ3(6)；

其中，δ1.fault为前舵面执行器故障时前舵面执行器输出的偏转量，cnδ为控制器输出的舵面偏航控制指令；cnv为舵面偏航力矩的期望的无量纲气动系数；clδ为控制器输出的滚转控制指令；clv为舵面滚转力矩期望的无量纲气动系数；cla为副涵道滚转力矩期望的无量纲气动系数。

步骤s106：当所述故障行为模式表示仅右副涵道执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ3.fault为右副涵道执行器故障时右副涵道执行器输出的拉力值；

步骤s107：当所述故障行为模式表示前舵面执行器及后舵面执行器同时故障，右副涵道执行器与左副涵道执行器中的至少一个执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ1＝δ2＝δ3＝δ4＝0(8)。

本实施例中提供的涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法，设计了不同故障模式下的涵道式陆空车辆的控制分配方程，采用了显式控制律的控制分配技术，无需求解任何优化问题，降低了运算量，提高了飞行控制方法的运行速度。

在实际应用中，本发明提供的涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法还包括：

当所述故障行为模式表示仅前舵面执行器和后舵面执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ2.fault为后舵面执行器故障时后舵面执行器输出的偏转量。

当所述故障行为模式表示仅右副涵道执行器和左副涵道执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ4.fault为左副涵道执行器故障时左副涵道执行器输出的拉力值。

当所述故障行为模式表示仅前舵面执行器和右副涵道执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

当所述故障行为模式表示当前舵面执行器、右副涵道执行器和左副涵道执行器同时故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ2＝[clδ-cla(δ3.fault-δ4.fault)]/clv-δ1.fault(12)；

其中，δ4.fault为左副涵道执行器故障时左副涵道执行器输出的拉力值。

本实施例中提供的涵道式陆空车辆的可重构飞行控制方法，针对涵道式陆空车辆的不同的故障模式设计了不同的控制分配方程，采用了显式控制律的控制分配技术，无需求解任何优化问题，降低了运算量，提高了飞行控制方法的运行速度。

在实际应用中，当所述故障行为模式表示仅前舵面执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ2＝δ1,fault-cnδ/cnv

δ3＝δ0+[clδ-clv(δ1,fault+δ2)]/2cla

δ4＝2δ0-δ3(6)

之后还包括：

获取后舵面执行器正常工作时的输出范围、右副涵道执行器正常工作时的输出范围及左副涵道执行器正常工作时的输出范围；

判断根据公式(6)计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2是否超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式(6)计算获得的右副涵道执行器输出的拉力值δ3是否超出右副涵道执行器正常工作时的输出范围，及根据公式(6)计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4是否超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围，得到第二判断结果；

当所述第二判断结果表示根据公式(6)计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式(6)计算获得的右副涵道执行器输出的拉力值δ3未超出右副涵道执行器正常工作时的输出范围，根据公式(6)计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4未超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ2.sat为后舵面执行器的偏转极限值。

当所述第二判断结果表示根据公式(6)计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2未超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式(6)计算获得的右副涵道执行器输出的拉力值δ3超出右副涵道执行器正常工作时的输出范围，根据公式(6)计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4未超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ3.sat为右副涵道执行器的拉力极限值。

在实际应用中，当所述故障行为模式表示仅右副涵道执行器故障时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

之后还包括：

获取前舵面执行器正常工作时的输出范围、后舵面执行器正常工作时的输出范围及左副涵道执行器正常工作时的输出范围；

判断根据公式(7)计算获得的前舵面执行器输出的偏转量δ1是否超出前舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式(7)计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2是否超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，及根据公式(7)计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4是否超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围，得到第三判断结果；

当所述第三判断结果表示根据公式(7)计算获得的前舵面执行器输出的偏转量δ1未超出前舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式(7)计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2未超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式(7)计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

其中，δ4.sat为左副涵道执行器的拉力极限值。

当所述第三判断结果表示根据公式(7)计算获得的前舵面执行器输出的偏转量δ1超出前舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式(7)计算获得的后舵面执行器输出的偏转量δ2未超出后舵面执行器正常工作时的输出范围，根据公式(7)计算获得的左副涵道执行器输出的拉力值δ4超出左副涵道执行器正常工作时的输出范围时，将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：

δ2＝[clδ-cla(δ3.fault-δ4.sat)]/clv-δ1.sat(16)；

其中，δ1.sat为前舵面执行器的偏转极限值，δ4.sat为左副涵道执行器的拉力极限值。

本实施例在前舵面执行器出现故障后，估计前舵面执行器的偏转量为δ1,fault，在选取控制方程后，检查各执行器的输出是否在执行器的工作极限范围内，当执行器输出超出执行器的工作极限范围，但执行器未发生故障时，认为该执行器工作于饱和状态，该执行器的输出值为极限值，从而系统的又一个未知数被确定。本实施例在根据故障模式为涵道式陆空车辆分配控制方程后，再次检查各执行器的工作状态，当存在非故障执行器超出工作极限范围时，为涵道式陆空车辆重新分配控制方程，从而提高了分配的控制方程的有效性。

在实际应用中，当将所述涵道式陆空车辆的控制分配方程确定为：δ1＝δ2＝δ3＝δ4＝0之后还包括：发出控制主涵道电机关闭的控制信号；发出控制降落伞打开的控制信号。

本实施例中，由于前舵面执行器及后舵面执行器同时故障，右副涵道执行器与左副涵道执行器中的至少一个执行器故障，此时涵道式陆空车辆运行系统中已没有任何具有功能冗余的执行器可以补偿对应力矩，本发明的容错控制方案彻底失效，此时应该采用预先设定的紧急应对程序，关闭主涵道电机，开启降落伞，从而提高了涵道式陆空车辆的安全性。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上，本说明书容不应理解为对本发明的限制。