一種基于滑模觀測(cè)器的四旋翼飛行器的主動(dòng)容錯(cuò)控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種基于滑模觀測(cè)器的四旋翼飛行器的主動(dòng)容錯(cuò)控制方法，屬于飛行 器故障診斷與容錯(cuò)控制領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 典型的四旋翼直升機(jī)，四個(gè)旋翼呈十字形分布在前、后、左、右四個(gè)方向。每個(gè)旋翼 都連接一個(gè)直流電機(jī)，控制律通過調(diào)節(jié)直流電機(jī)的轉(zhuǎn)速來控制旋翼的轉(zhuǎn)速，從而調(diào)節(jié)四個(gè) 方向頂點(diǎn)的升力。為了抵消旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的反扭矩，前后為一組，左右為一組，兩組旋翼按 照相反的方向旋轉(zhuǎn)，因此不需要像常規(guī)縱列式直升飛機(jī)借助尾槳來消除扭矩。四旋翼直升 機(jī)是一個(gè)復(fù)雜的被控對(duì)象，具有多輸入多輸出以及非線性、強(qiáng)耦合、時(shí)滯等各種各樣的復(fù)雜 問題，且在飛行過程中會(huì)不可避免地遇到風(fēng)擾、發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)等不確定因素，加之缺少人為實(shí) 時(shí)操縱，直升機(jī)一旦發(fā)生故障，將會(huì)引起災(zāi)難性后果。因此容錯(cuò)控制器需要在系統(tǒng)存在時(shí)滯 和不確定性的情況下仍然具備較強(qiáng)的容錯(cuò)能力。
[0003] 目前對(duì)四旋翼飛行器的容錯(cuò)控制方法主要分為主動(dòng)容錯(cuò)控制和被動(dòng)容錯(cuò)控制，由 于主動(dòng)容錯(cuò)控制通過故障調(diào)節(jié)或信號(hào)重構(gòu)，保證故障發(fā)生后系統(tǒng)的穩(wěn)定性，該方法設(shè)計(jì)靈 活，容錯(cuò)能力強(qiáng)，因此一般對(duì)四旋翼飛行器采用主動(dòng)容錯(cuò)控制。主動(dòng)容錯(cuò)控制方法一般有控 制律重新調(diào)度方法、控制律重構(gòu)方法和模型跟隨重組方法等方法，然而這些方法卻很難起 到很好的容錯(cuò)效果，原因是真實(shí)的飛行器會(huì)存在時(shí)滯等多種非線性因素，這就使得現(xiàn)有方 法很難很好地抑制故障的影響。
[0004] 由于滑?？刂频幕瑒?dòng)模態(tài)對(duì)系統(tǒng)參數(shù)攝動(dòng)和外加干擾有完全的自適應(yīng)性，因此非 常適合處理四旋翼直升機(jī)飛控系統(tǒng)的被動(dòng)容錯(cuò)控制問題。它的控制是不連續(xù)的，控制過程 中，閉環(huán)系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)不停的變化，迫使系統(tǒng)狀態(tài)沿著預(yù)先設(shè)計(jì)好的滑模面運(yùn)動(dòng)，漸漸"滑"向 狀態(tài)平衡點(diǎn)，即漸近穩(wěn)定。其最主要的優(yōu)點(diǎn)是一旦系統(tǒng)狀態(tài)量到達(dá)滑模面，系統(tǒng)便不受參數(shù) 變化和外界擾動(dòng)的影響?；？刂茝V泛用于飛控系統(tǒng)中，為飛控系統(tǒng)的容錯(cuò)控制提供了新 思路。
[0005] 為了有效處理四旋翼飛行器飛控系統(tǒng)中存在的時(shí)滯和不確定性，葉思雋提出了一 種魯棒容錯(cuò)控制算法。孫新柱針對(duì)不滿足匹配條件的不確定系統(tǒng)提出了一種可靠跟蹤控制 器，賈新春則研究了不確定線性時(shí)滯系統(tǒng)的可靠保性能問題。但現(xiàn)有方法多為結(jié)構(gòu)固定單 一的被動(dòng)容錯(cuò)控制，對(duì)復(fù)雜的飛控系統(tǒng)很難有很好的控制效果，因此本發(fā)明有很好的實(shí)用 性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 發(fā)明目的：針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)，提出一種基于滑模觀測(cè)器的四旋翼飛行器的主動(dòng) 容錯(cuò)控制方法，設(shè)計(jì)滑模觀測(cè)器對(duì)執(zhí)行器故障進(jìn)行重構(gòu)和估計(jì)，構(gòu)造線性變換，利用等效誤 差注入思想，得出故障的估計(jì)值，設(shè)計(jì)積分型滑模面，并利用故障估計(jì)值設(shè)計(jì)容錯(cuò)控制律， 克服故障對(duì)系統(tǒng)的影響。
[0007] 技術(shù)方案：一種基于滑模觀測(cè)器的四旋翼飛行器的主動(dòng)容錯(cuò)控制方法，其特征在 于：考慮四旋翼飛行器存在時(shí)變時(shí)滯和執(zhí)行器故障，結(jié)合滑模觀測(cè)器和滑模控制，提出一種 主動(dòng)容錯(cuò)控制方法，使得飛行器在發(fā)生執(zhí)行器故障后能夠繼續(xù)安全飛行。根據(jù)所獲取的飛 行器的模型參數(shù)，設(shè)計(jì)一種具有滑模補(bǔ)償?shù)挠^測(cè)器，對(duì)執(zhí)行器故障進(jìn)行重構(gòu)和估計(jì)，進(jìn)而設(shè) 計(jì)相應(yīng)的滑模面和滑?？刂坡?，最終構(gòu)成主動(dòng)容錯(cuò)控制器。包括如下具體步驟：
[0008] 步驟1)獲取四旋翼飛行器的控制模型：
[0010] 其中，x= [Xl x2 x3]T為系統(tǒng)狀態(tài)變量，以四旋翼飛行器X軸方向的位置控制為例， 分別表示X軸方向上的位置、速度和執(zhí)行器動(dòng)態(tài)，u(t)為控制輸入，y為可測(cè)輸出，h(t)為 時(shí)變時(shí)滯，滿足η是有界常數(shù)，f(x，t)為執(zhí)行器故障項(xiàng)，滿足||f(x，t) II <M。
[0011] 步驟2)針對(duì)以上具有時(shí)變時(shí)滯和執(zhí)行器故障的四旋翼飛控系統(tǒng)，設(shè)計(jì)具有滑模 補(bǔ)償項(xiàng)的觀測(cè)器：
[0013] 其中，L e RnXm為待設(shè)計(jì)的觀測(cè)器增益，v e 是滑模切換項(xiàng)，矩陣CG是列滿秩 的，（A，G)可控。定義外)=斗)-印)為狀態(tài)估計(jì)誤差，ey=Ce為輸出誤差，則由式⑴和 式（2)可得誤差系統(tǒng)的狀態(tài)方程：
[0016] 步驟2. 1)構(gòu)造觀測(cè)器增益陣L使得A-LC穩(wěn)定，則系統(tǒng)理想滑動(dòng)模態(tài)ey= 0,且 ?少=0 〇
[0017] 將⑶式代入4 =〇，得到等效控制為：
[0018] veq = (CG) :C (Ace (t) +Ade (t~h (t)) +Df (t)) (5)
[0019] 將（5)式代入⑶式中，得到誤差系統(tǒng)理想滑模的狀態(tài)方程：
[0021] 由于矩陣（I-(CG) 0具有m零特征值和n-m指定特征值，所以理想滑動(dòng)模態(tài)是漸 進(jìn)穩(wěn)定的。
[0022] 步驟2. 2)構(gòu)造補(bǔ)償控制器滿足下式：
[0024] 其中，P是標(biāo)量函數(shù)，滑模切換項(xiàng)增益陣w滿足：
[0026] 如果存在常數(shù)ε i>0, ε 2>0和正定矩陣P>0,使得如下線性矩陣不等式成立：
[0028] 則誤差系統(tǒng)（2. 3)是漸進(jìn)穩(wěn)定的，即構(gòu)造的時(shí)滯滑模觀測(cè)器在系統(tǒng)出現(xiàn)故障的情 況下實(shí)現(xiàn)了未知狀態(tài)的估計(jì)。
[0029] 步驟3)根據(jù)步驟2)中設(shè)計(jì)的觀測(cè)器，定義如下線性變換，對(duì)故障進(jìn)行重構(gòu)。
[0030] T=[C\PC]T
[0031] 其中，CTiSCT的正交補(bǔ)矩陣，由誤差方程（2.3)可以得到在新的坐標(biāo)系下的誤差 方程和輸出方程：
[0036] 根據(jù)等效輸出誤差注入原理，執(zhí)行器重構(gòu)故障的估計(jì)值為：
[0038] 步驟4)綜合步驟2)和步驟3)，設(shè)計(jì)完整的容錯(cuò)控制律：
[0039] 步驟4. 1)根據(jù)滑模控制器設(shè)計(jì)方法，首先設(shè)計(jì)滑模面：
[0041] 其中，矩陣Η滿HB足非奇異，K是待定的常數(shù)矩陣?？梢宰C明，在該滑模面上的系 統(tǒng)滑動(dòng)模態(tài)是漸進(jìn)穩(wěn)定的。
[0042] 步驟4. 2)設(shè)計(jì)如下所示的控制律：
[0043] u = Ui+un (11)
[0044] 其中，為滑?？刂坡傻木€性部分，用來維持系統(tǒng)在滑模面上的理想滑動(dòng)模態(tài)運(yùn)動(dòng)。 利用等效控制思想解出線性部分的控制律如下：
[0045] Uj= -Kx (t) (12)
[0046] 非線性部分需要知道故障項(xiàng)f(t)的上界信息，由于該信息是未知的，因此可以利 用式（9)給出的故障項(xiàng)的估計(jì)值來進(jìn)行控制律的設(shè)計(jì)：
[0048] 式中，ε為某很小的正常數(shù)。結(jié)合式（12)和（13)，可以得出完整的滑模容錯(cuò)控制 律如下：
[0050] 步驟5)根據(jù)四旋翼飛行器的飛行狀態(tài)，選擇合適的參數(shù)，完成對(duì)其的容錯(cuò)控制。 有益效果：本發(fā)明提出的一種基于滑模觀測(cè)器的四旋翼飛行器的主動(dòng)容錯(cuò)控制方法，設(shè)計(jì) 了滑模觀測(cè)器，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行線性變換，基于等效誤差注入的思想對(duì)執(zhí)行器故障進(jìn)行重構(gòu)，利 用執(zhí)行器故障的重構(gòu)估計(jì)值，在滑模控制中加入補(bǔ)償控制，最終構(gòu)成完整的主動(dòng)容錯(cuò)控制 器。
[0051] 具有如下優(yōu)點(diǎn)：
[0052] (1)通過設(shè)計(jì)具有滑模切換項(xiàng)的滑模觀測(cè)器，使得飛控系統(tǒng)具有更好的魯棒性；
[0053] (2)利用線性矩陣不等式給出保證系統(tǒng)漸進(jìn)穩(wěn)定的時(shí)滯上界值，充分考慮到四旋 翼飛行器在實(shí)際飛行過程中可能存在的時(shí)滯現(xiàn)象，使得控制器的設(shè)計(jì)具有更好的實(shí)用性；
[0054] (3)引入自適應(yīng)邊界估計(jì)的方法估計(jì)出四旋翼飛行器執(zhí)行器故障的大小，容錯(cuò)控 制律不斷地改變參數(shù)，使得系統(tǒng)保守性更小，控制效果更佳。
[0055] 本發(fā)明所用方法作為一種四旋翼飛行器的容錯(cuò)控制方法，具有一定的實(shí)際應(yīng)用價(jià) 值，易于實(shí)現(xiàn)，容錯(cuò)能力強(qiáng)，能夠有效提高四旋翼飛行器的飛行安全性。該方法可操作性強(qiáng)， 應(yīng)用方便、可靠。
【附圖說明】
[0056] 圖1是本發(fā)明方法的流程圖；
[0057] 圖2是Quanser的四旋翼飛行器仿真實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)；
[0058] 圖3是四旋翼飛行器姿態(tài)運(yùn)動(dòng)示意圖；
[0059] 圖4是四旋翼飛行器控制系統(tǒng)原理框圖；
[0060] 圖5是X軸位移響應(yīng)曲線；
[0061] 圖6是X軸速度響應(yīng)曲線；
[0062] 圖7是執(zhí)行器動(dòng)態(tài)響應(yīng)曲線；
[0063] 圖8是控制輸入響應(yīng)曲線；
[0064] 圖 9 是 simulink 仿真圖。
【具體實(shí)施方式】
[0065] 下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做更進(jìn)一步的解釋。
[0066] 如圖1所示，考慮四旋翼飛行器在存在狀態(tài)時(shí)滯情況下發(fā)生執(zhí)行器故障，結(jié)合滑 模觀測(cè)器和滑?？刂?，提出一種主動(dòng)容錯(cuò)控制方法，使得飛行器在發(fā)生執(zhí)行器故障后能夠 繼續(xù)安全飛行。設(shè)計(jì)了滑模觀測(cè)器，對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行線性變換，基于等效誤差注入的思想對(duì)執(zhí)行 器故障進(jìn)行重構(gòu)，利用執(zhí)行器故障的重構(gòu)估計(jì)值，在滑?？刂浦屑尤胙a(bǔ)償控制，最終構(gòu)成完 整的主動(dòng)容錯(cuò)控制器。包括如下具體步驟：
[0067] 步驟1)獲取四旋翼飛行器的控制模型：
[0069] 其中，x= [Xl x2 x3]T為系統(tǒng)狀態(tài)變量，以四旋翼飛行器X軸方向的位置控制為例， 分別表示X軸方向上的位置、速度和執(zhí)行器動(dòng)態(tài)，u(t)為控制輸入，y為可測(cè)輸出，h(t)為 時(shí)變時(shí)滯，滿足以0<//<1，η是有界常數(shù)，f(x，t)為執(zhí)行器故障項(xiàng)，滿足||f(x，t) II <M。
[0070] 步驟2)針對(duì)以上具有時(shí)變時(shí)滯和執(zhí)行器故障的四旋翼飛控系統(tǒng)，設(shè)計(jì)具有滑模 補(bǔ)償項(xiàng)的觀測(cè)器：
[0072] 其中