一种面向执行器故障的四旋翼混合容错控制方法及系统.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN115685760A(43)申请公布日2023.02.03(21)申请号202211381340.4(22)申请日2022.11.04(71)申请人南京航空航天大学地址210016江苏省南京市秦淮区御道街29号(72)发明人刘亮王鑫梦王立松喻婷黄昱洲(74)专利代理机构南京钟山专利代理有限公司32252专利代理师上官凤栖(51)Int.Cl.G05B13/04(2006.01)权利要求书3页说明书9页附图3页(54)发明名称一种面向执行器故障的四旋翼混合容错控制方法及系统(57)摘要本发明提出了一种面向执行器故障的四旋翼混合容错控制方法及系统，包括对四旋翼飞行器结构框架和数学控制模型的分析与建模，并提出了基于双闭环控制回路的飞行控制结构；采用基于PID模型算法的位置控制和基于自适应混合控制器的姿态控制进行容错控制；姿态控制将基于学习的数据驱动方法与PID控制算法结合。本发明为提高控制策略的鲁棒性，考虑执行器故障情况，将RL与经典模型PID控制算法结合，借助姿态控制中的鲁棒学习算法，可以自适应估计不确定参数，而无需了解细节故障信息，为故障下的动态系统设计更鲁棒的容错控制器。位置控制和姿态控制保留了基于模型的鲁棒方法，可以抵消未知外部干扰的不利影响，确保了控制的稳定性和安全性。CN115685760ACN115685760A权利要求书1/3页1.一种面向执行器故障的四旋翼混合容错控制方法，其特征在于，包括：基于四旋翼飞行原理，建立四旋翼飞行器的动力模型，建立地面参考坐标系和机体坐标系来表示四旋翼飞行结构，使用动力学方程表示四旋翼飞行运动以及执行器故障模型；根据四旋翼飞行运动和执行器故障模型，基于双闭环控制回路设计飞行控制结构，并且针对该飞行控制结构进行容错控制设计，采用基于PID方法的位置外环控制和基于RL算法的自适应姿态内环控制实现四旋翼混合容错控制。2.如权利要求1所述的一种面向执行器故障的四旋翼混合容错控制方法，其特征在于：所述地面参考坐标系和机体坐标系分别为{R}(O，x，y，z)和{Rb}(Ob，xb，yb，zb)，其中地面参考坐标系属于笛卡尔坐标系，固定于地球，坐标原点O为地面上任一点，Ob是四旋翼的质心，T{Rb}与{R}通过四旋翼的位置向量p＝[x，y，z]和姿态角向量相关联。3.如权利要求2所述的一种面向执行器故障的四旋翼混合容错控制方法，其特征在于：所述使用动力学方程表示四旋翼飞行运动具体如下：四旋翼在外部干扰情况下的平移运动方程如下：式中，分别表示沿x，y，z三轴的线加速度，m为四旋翼的质量，g为重力加速度，θ，ψ分别表示滚转、俯仰、偏航的姿态角，u1是四旋翼垂直z轴方向的控制力，表示机体沿x，y，z三轴的线速度，kx，ky，kz是x，y，z三轴的阻力系数，表示外部干扰；四旋翼的旋转运动方程如下：式中，分别表示滚转、俯仰、偏航的姿态角加速度，机体绕(x，y，z)三轴的角速度为u2，u3，u4分别为滚转、俯仰、偏航方向上的扭矩，k2，k3，k4是三个力矩的阻力系数，Ix，Iy，Iz分别为机体绕x，y，z轴的转动惯量，Ir为单个电机的转动惯量，Ωr＝Ω1‑Ω2+Ω3‑Ω4为整体的转子角速度，Ω1，Ω2，Ω3，Ω4分别表示四个转子的角速度，表示外部干扰。4.如权利要求2所述的一种面向执行器故障的四旋翼混合容错控制方法，其特征在于：所述执行器故障模型的建立过程具体如下：建立四旋翼各控制器输出、执行器控制输入以及转子转速的动力学方程如下：u1＝F1+F2+F3+F4(7)2CN115685760A权利要求书2/3页u2＝(F4‑F2)L(8)u3＝(F3‑F1)L(9)u4＝(τ1‑τ2+τ3‑τ4)(10)式中，u1是四旋翼垂直z轴方向的控制力，u2、u3和u4分别为滚转、俯仰和偏航方向上的扭矩；和表示第n个电机的产生的扭矩和推力，wn为四个螺旋桨的转速，n＝1，2，3，4，b为推力因子，d为阻力因子；L为四旋翼中心到各螺旋桨中心的距离；执行器故障模型方程如下：y(t)＝uf+τu(t)(11)其中，u(t)表示t时刻的控制输入[u1，u2，u3，u4]，τ，0≤τ≤1表示执行器故障指数，uf表示四个执行器加性故障值构成的向量：uf＝[f1，f2，f3，f4](12)式中，f1，f2，f3，f4表示四个执行器的未知常值加性故障。5.如权利要求1所述的一种面向执行器故障的四旋翼混合容错控制方法，其特征在于：所述飞行控制结构包括外环控制器、内环控制器和传感器，其中外环是位置环，用于实现无人机的位置、加速度和速度的控制，跟踪位置误差并将其最小化以及生成所需的姿态角；内环是姿态环，用于调节飞行器姿态角；所述外环控制器根据期望高度生成控制高度的推力，根据期望位置与