一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN116027662A(43)申请公布日2023.04.28(21)申请号202211672794.7(22)申请日2022.12.23(71)申请人上海交通大学地址200240上海市闵行区东川路800号(72)发明人龙海辉王青李建勋宗军耀余亮(74)专利代理机构上海汉声知识产权代理有限公司31236专利代理师黄超宇胡晶(51)Int.Cl.G05B13/04(2006.01)权利要求书6页说明书15页附图2页(54)发明名称一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法(57)摘要本发明公开了一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，包括步骤1：建立适用于容错控制的故障模型；步骤2：非匹配与匹配干扰估计与抑制；步骤3：扑翼与执行机构容错控制策略；步骤4：抗干扰高阶滑模容错控制器设计。本发明首次提出基于扑翼及执行机构的容错控制新的控制方法，基于高阶滑模方法及联合干扰估计技术及自适应控制策略，提出了一种高抗扰、很好故障容忍及强鲁棒的新型控制策略。CN116027662ACN116027662A权利要求书1/6页1.一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：建立适用于容错控制的故障模型；步骤2：非匹配与匹配干扰估计与抑制；步骤3：扑翼与执行机构容错控制策略；步骤4：抗干扰高阶滑模容错控制器设计。2.根据权利要求1所述的一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，其特征在于，步骤1包括如下步骤：仿生扑翼飞行器的模型具有强非线性，强耦合，气动参数具有很大不确定性，难于建立精确模型，因此，可将这些未建模项当成额外的力与力矩处理，基于扑翼及执行机构故障分析，同时考虑翼损失引起的质量、重心及转动惯量等的改变，最终可建立如下完整6自由度故障模型：其中，Pn为惯性系中飞行器的位置向量，Vb为体系中的速度向量，Φ及ω为姿态及角速度向量，为体系到导航系的变换矩阵，mtotal及Jtotal为标称质量及转动惯量，E(Φ)为姿态更新变换矩阵，及分别为含有故障的力与力矩，g为重量加速度，Δmw及ΔJw分别为翼损失引起的质量及转动惯量变化量，及分别表示未建模气动力及力矩总和；对于控制输入量，不同的扑翼结构其执行机构配置会有差异，对于大多数扑翼飞行器T其输入量不小于四个，设实际输入量为v＝[v1，v2，…，vm]，同时假设m≥4；定义虚拟控制输入分别命名为升力输入、横向力矩输入、纵向力矩输入及航向力矩输入，其与系统的实际输入量v之间存在已知的非线性映射关系u＝Ψ(ρv+Tε)，其中v为控制输入，ρ＝diag{ρ1，ρ2，…，ρm}，0≤ρi≤1，为有效性因子，ε＝[ε1，ε2，…，ε4]为执行机构输出噪声，则ρi及εi分别取不同值可定义不同的故障类型，包括部分失效、完全失效及卡死故障，Ψ为v到u的系数；当虚拟控制输入设计好后，通过映射关系可获得实际的控制输入；拟基于高阶滑模理论设计控制器，首先需设计高阶滑模变量，设计四个滑模变量σ1，σ2，σ3及σ4，分别对应为三个位置通道与航向通道，由于小型仿生扑翼飞行器的非线性系统没有很好定义的相对度，其系统总维数为n＝12，总的相对度为r＝8，即n>r，存在内部动态，不能很好进行反馈线性化，因此需采用动态扩展算法将系统的维数扩展，即将升力输入及其一阶导数也作为状态变量，而其二阶导数作为输入，扩展后的非线性系统可表示为：2CN116027662A权利要求书2/6页其中，f(x)为非线性项，gi(x)为增益项，扩展后的状态变量x，除了原来系统中的12个状态变量，还包括扩展状态量以及而系统输入ui，i＝1，2，3，4则包括以及f(x)及gi(x)分别表示非线性项及相应的输入量系数，扩展后的系统关于四个滑模变量σ1，σ2，σ3及σ4的相对度分别为4，4，4，2，即总的相对度r＝4+4+4+2＝14，而系统总维数n＝14，满足了反馈线性化的充要条件，随后将系统进行反馈线性化过程，设ξ5＝σ4，建立反馈线性化后的完整系统如下：其中，控制输入A＝(ai1)4×1，B＝(bij)4×4，及3.根据权利要求2所述的一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，其特征在于，步骤2包括如下步骤：上述模型存在模型与参数大不确定干扰、由于模型简化引入的干扰、由于故障引起的扰动以及外界各种复杂气流干扰，这些干扰可分为力干扰与力矩干扰，上述系统中的dNMI表现为力干扰，而dMI表现为力矩干扰，从式(3)可以看出，dNMI与控制输入u的通道不匹配，因此为非匹配干扰；而dMI与控制输入通道一致，为匹配干扰，因此，这些干扰又可归类为非匹配干扰和匹配干扰；首先，对于非匹配干扰，拟引入自适应固定时间辅助变量χ，该辅助变量二阶可