一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法

技术领域

本发明属于飞行器容错控制技术领域，具体是一种无人直升机故障估计方 法和跟踪容错方法。

背景技术

无人直升机具有可靠性高、飞行灵活、多种姿态飞行(悬停、侧飞、倒飞) 等优点，同时还具备自主起降和低速巡航的能力，因此被广泛应用于军事和民 用领域。在军事中，无人直升机通常被应用于边境巡查、物资投送、通讯中继、 目标侦察与搜索等方面。在民用中，无人直升机在线路巡检、地理测绘、农业 植保、新闻报道、灾害监测与救援等方面具有广泛的应用前景。然而，可靠的 飞行控制系统是保证无人直升机顺利完成飞行任务的关键。首先，由于无人直 升机具有强耦合、欠驱动、非线性等特点，使得控制器设计比较困难，传统的 控制方法只能满足基本的控制要求。其次，由于难以建立精确的实际无人机模 型，且在执行飞行任务中，往往处于一种复杂多变的飞行环境，因此需要强鲁 棒性的姿态稳定控制器和航迹跟踪控制器。最后，由于在飞行过程中受到外部 因素或者自身设计装配工艺的影响，无人直升机某些关键部件会出现故障，这 些故障如果不能被迅速的检测和处理，无人直升机将无法保持稳定甚至出现失 事等严重事故，因此需要设计执行器故障容错控制器。

目前，已有相当量的文献对存在执行器失效故障的无人直升机展开了容错 控制研究，也提出了一系列可用的容错控制方法，如自适应估计和投影函数相 结合的方法、补偿控制方法、辅助系统方法、Nussbaum函数方法等。但是，上 述方法或多或少都存在一定的局限性。由于投影函数是分段函数，因此自适应 估计和投影函数相结合的方法在控制器设计和稳定性证明的过程中也分段证 明，这使得控制器设计变得复杂；补偿控制和Nussbaum函数需要已知失效故障 因子的下界，且Nussbaum函数推广到多输入多输出系统时较为困难；辅助系统 方法无法做到对故障值进行实时估计。因此，探寻一种既简便又可以对失效故 障进行实时观测的容错控制方法具有理论和实际意义。

发明内容

本发明的目的是提供一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法，保证 无人直升机在有故障存在情况下系统输出依然可以稳定到参考信号附近，同时 保证飞行系统的容错能力。

为实现上述目的，本发明的技术方案是：一种无人直升机故障估计方法， 包括以下步骤：

(1)建立包含执行器失效故障的无人直升机14状态非线性动力学模型；

(2)变换故障模型，释放原有故障因子的定义域，采用自适应技术对变换 后的新的故障因子进行估计。

上述步骤(1)的动力学模型为

其中，m

在考虑执行机构失效故障的情况下，对控制力F

式中，C

上述步骤(2)中变换故障模型包括平移运动故障变换、旋转运动故障变换 和挥舞运动故障变换

所述平移运动故障变换为：

平移运动执行器故障估计为：

其中γ

所述旋转运动故障变换为：

旋转运动执行器故障估计为：

其中γ

所述挥舞运动故障变换为：

挥舞运动故障估计为：

其中，γ

上述无人直升机故障估计方法基础上提出的跟踪容错方法，是采用自适应 技术对变换后的新的故障因子进行跟踪容错，包括：

A、平移运动容错控制器设计：

选择虚拟控制律V

其中δ

平移运动容错控制器为

期望滚转角φ

其中，ψ

B、旋转运动容错控制器设计：

选择虚拟控制律Ω

其中δ

旋转运动容错控制器为：

期望的纵向周期挥舞角a

C、挥舞运动容错控制器设计：

纵向周期控制输入T

其中，δ

横向周期变距输入T

其中，δ

与现有技术相比，本发明带来的有益效果是：

(1)本发明所研究的无人直升机模型由于考虑了主旋翼的挥舞动态，相比于 已有的仅考虑平移运动和旋转运动的文献，更贴合实际，可以实时地真实反映 无人直升机的飞行动态，保证无人直升机在有故障存在情况下系统输出依然可 以稳定到参考信号附近，同时还可以保证飞行系统的容错能力；

(2)本发明所提出的故障变换和估计方法，克服了已有自适应估计方法需要 和投影函数相结合而导致的控制器设计复杂和稳定性分析复杂的缺陷。本发明 并未直接对执行器故障值进行估计，而是将其首先进行变换，扩展了其定义域， 而后对变换后的值进行估计，简化了控制器的设计过程；

(3)本发明结合反步控制技术和自适应估计技术，所设计的控制器方案保证 了无人直升机在有执行器故障发生时的安全飞行和跟踪性能。

附图说明

图1为本发明的系统控制流程图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图和实施 例对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例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它实施例，都属于本发明保护的范 围。

本发明提供的一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法。首先将执行 器失效故障引入到无人直升机14状态非线性动力学模型中；然后，对失效故障 因子进行变换，扩展原有故障因子的定义域，并结合自适应估计技术对变换后 新的故障因子进行处理。同时基于反步法设计无人直升机跟踪容错控制器，提 高飞行时的安全性能。

参见图1，一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法，包括以下的具 体步骤：

步骤1.建立包含执行器失效故障的无人直升机14状态非线性动力学模型；

定义P

其中，m

式中，C

本发明的目标是保证无人直升机在设计的自适应容错控制方案下按照预期 轨迹

假设1：对于期望的轨迹

假设2：假设无人直升机系统(1)的所有状态都是能观能控的。同时，对于有 故障的无人直升机系统(1)，存在一个可行的实际控制器，使其达到预期的跟踪 目标。

引理1：对于有界初值条件，如果存在一个连续正定的李雅普诺夫函数T

步骤2.变换三种故障模型，释放原有故障因子的定义域，采用自适应技术 对变换后的新的故障因子进行估计，同时进行跟踪容错控制设计：

2.1平移运动故障估计和跟踪容错控制方法结合模型(1)，将无人直升机位置 动力学方程改写为：

其中，

将位置和速度跟踪误差定义分别为e

其中，P

对e

选择虚拟控制律V

将(6)代入(5)中可以得到

构造Lyapunov函数为

对(8)求导可以得到

然后对e

为了消除虚拟控制律V

定义χ

其中，

调用式(11)，提出平移运动自适应容错控制器如下：

其中，δ

将(13)和(12)代入(10)中

选择下列Lyapunov函数：

其中，τ

求V

利用杨氏不等式，我们可以得到

则，式(16)可进一步化简为

设计

其中γ

为了便于书写，定义

将(20)代入(18)，可以得到

由于设计的容错控制器(13)是一个三维向量，我们将其改写为 ξ

其中，ψ

2.2旋转运动故障的估计和跟踪容错控制方法：为便于分析，无人直升机的 姿态动力学方程可以表示为

针对无人直升机非线性方程(1)，可以发现姿态方程和位置方程中都存在控 制输入T

其中，

定义姿态跟踪误差为e

将e

与2.1步中虚拟控制律的处理方法相似，我们设Λ

其中，ρ

通过定义χ

其中，

选择虚拟控制律Ω

其中δ

将(27)和(28)代入(25)可得

选择Lyapunov为

对(30)求导得到

然后，求e

其中，

类似地，为了得到

其中，ρ

定义χ

根据(32)，将旋转运动自适应容错控制器设为

其中，δ

将(35)和(34)代入(32)，可以得到：

选择如下Lyapunov函数：

其中，τ

对(37)求微分，可以得到：

设计

其中，γ

为了便于书写，令

其中，ε

将(39)和(40)代入(38)中，可以得到：

同理，可以将旋转运动自适应容错控制器(35)改写为 J

2.3挥舞运动故障的估计和跟踪容错控制方法

根据无人直升机14状态非线性模型(1)，其挥舞运动方程可以改写为：

定义挥舞角跟踪误差为e

其中，ρ

令χ

通过定义χ

对e

纵向周期控制输入T

其中，δ

将(47)代入(46)，得到

选择Lyapunov函数为

对(49)求导，可以得到

设计

其中，γ

调用(51)，则(50)可进一步写为

同样对e

设计横向周期变距输入T

其中，δ

设计自适应律

其中γ

选择Lyapunov函数为

其中，μ

对(56)求导得到

下面对上述实施例的有效性进行验证：

上述控制器设计过程可以归纳为如下定理1的形式：

定理1.考虑满足假设1-2的无人直升机14状态非线性系统(1)。利用自适应 律(19)、(39)、(51)、(55)和自适应容错控制方案(22)、(42)、(47)、(54)，闭环系 统的所有跟踪误差和估计误差信号均一致最终有界。

证明：将Lyapunov函数选取为

根据上述分析，对V

其中

对(59)在[0,t]上积分，可以得到

从(60)中可以观察到

以上应用了具体实施例对本发明进行阐述，只是用于帮助理解本发明，并 不用以限制本发明。任何熟悉该技术的人在本发明所揭露的技术范围内的局部 修改或替换，都应涵盖在本发明的包含范围之内。