一种基于滑模观测器的四旋翼飞行器的主动容错控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种基于滑模观测器的四旋翼飞行器的主动容错控制方法，属于飞行 器故障诊断与容错控制领域。
【背景技术】
[0002] 典型的四旋翼直升机，四个旋翼呈十字形分布在前、后、左、右四个方向。每个旋翼 都连接一个直流电机，控制律通过调节直流电机的转速来控制旋翼的转速，从而调节四个 方向顶点的升力。为了抵消旋翼旋转产生的反扭矩，前后为一组，左右为一组，两组旋翼按 照相反的方向旋转，因此不需要像常规纵列式直升飞机借助尾桨来消除扭矩。四旋翼直升 机是一个复杂的被控对象，具有多输入多输出以及非线性、强耦合、时滞等各种各样的复杂 问题，且在飞行过程中会不可避免地遇到风扰、发动机振动等不确定因素，加之缺少人为实 时操纵，直升机一旦发生故障，将会引起灾难性后果。因此容错控制器需要在系统存在时滞 和不确定性的情况下仍然具备较强的容错能力。
[0003] 目前对四旋翼飞行器的容错控制方法主要分为主动容错控制和被动容错控制，由 于主动容错控制通过故障调节或信号重构，保证故障发生后系统的稳定性，该方法设计灵 活，容错能力强，因此一般对四旋翼飞行器采用主动容错控制。主动容错控制方法一般有控 制律重新调度方法、控制律重构方法和模型跟随重组方法等方法，然而这些方法却很难起 到很好的容错效果，原因是真实的飞行器会存在时滞等多种非线性因素，这就使得现有方 法很难很好地抑制故障的影响。
[0004] 由于滑模控制的滑动模态对系统参数摄动和外加干扰有完全的自适应性，因此非 常适合处理四旋翼直升机飞控系统的被动容错控制问题。它的控制是不连续的，控制过程 中，闭环系统的结构不停的变化，迫使系统状态沿着预先设计好的滑模面运动，渐渐"滑"向 状态平衡点，即渐近稳定。其最主要的优点是一旦系统状态量到达滑模面，系统便不受参数 变化和外界扰动的影响。滑模控制广泛用于飞控系统中，为飞控系统的容错控制提供了新 思路。
[0005] 为了有效处理四旋翼飞行器飞控系统中存在的时滞和不确定性，叶思隽提出了一 种鲁棒容错控制算法。孙新柱针对不满足匹配条件的不确定系统提出了一种可靠跟踪控制 器，贾新春则研究了不确定线性时滞系统的可靠保性能问题。但现有方法多为结构固定单 一的被动容错控制，对复杂的飞控系统很难有很好的控制效果，因此本发明有很好的实用 性。
【发明内容】
[0006] 发明目的：针对上述现有技术，提出一种基于滑模观测器的四旋翼飞行器的主动 容错控制方法，设计滑模观测器对执行器故障进行重构和估计，构造线性变换，利用等效误 差注入思想，得出故障的估计值，设计积分型滑模面，并利用故障估计值设计容错控制律， 克服故障对系统的影响。
[0007] 技术方案：一种基于滑模观测器的四旋翼飞行器的主动容错控制方法，其特征在 于：考虑四旋翼飞行器存在时变时滞和执行器故障，结合滑模观测器和滑模控制，提出一种 主动容错控制方法，使得飞行器在发生执行器故障后能够继续安全飞行。根据所获取的飞 行器的模型参数，设计一种具有滑模补偿的观测器，对执行器故障进行重构和估计，进而设 计相应的滑模面和滑模控制律，最终构成主动容错控制器。包括如下具体步骤：
[0008] 步骤1)获取四旋翼飞行器的控制模型：
[0010] 其中，x= [Xl x2 x3]T为系统状态变量，以四旋翼飞行器X轴方向的位置控制为例， 分别表示X轴方向上的位置、速度和执行器动态，u(t)为控制输入，y为可测输出，h(t)为 时变时滞，满足η是有界常数，f(x，t)为执行器故障项，满足||f(x，t) II <M。
[0011] 步骤2)针对以上具有时变时滞和执行器故障的四旋翼飞控系统，设计具有滑模 补偿项的观测器：
[0013] 其中，L e RnXm为待设计的观测器增益，v e 是滑模切换项，矩阵CG是列满秩 的，（A，G)可控。定义外)=斗)-印)为状态估计误差，ey=Ce为输出误差，则由式⑴和 式（2)可得误差系统的状态方程：
[0016] 步骤2. 1)构造观测器增益阵L使得A-LC稳定，则系统理想滑动模态ey= 0,且 ?少=0 〇
[0017] 将⑶式代入4 =〇，得到等效控制为：
[0018] veq = (CG) :C (Ace (t) +Ade (t~h (t)) +Df (t)) (5)
[0019] 将（5)式代入⑶式中，得到误差系统理想滑模的状态方程：
[0021] 由于矩阵（I-(CG) 0具有m零特征值和n-m指定特征值，所以理想滑动模态是渐 进稳定的。
[0022] 步骤2. 2)构造补偿控制器满足下式：
[0024] 其中，P是标量函数，滑模切换项增益阵w满足：
[0026] 如果存在常数ε i>0, ε 2>0和正定矩阵P>0,使得如下线性矩阵不等式成立：
[0028] 则误差系统（2. 3)是渐进稳定的，即构造的时滞滑模观测器在系统出现故障的情 况下实现了未知状态的估计。
[0029] 步骤3)根据步骤2)中设计的观测器，定义如下线性变换，对故障进行重构。
[0030] T=[C\PC]T
[0031] 其中，CTiSCT的正交补矩阵，由误差方程（2.3)可以得到在新的坐标系下的误差 方程和输出方程：
[0036] 根据等效输出误差注入原理，执行器重构故障的估计值为：
[0038] 步骤4)综合步骤2)和步骤3)，设计完整的容错控制律：
[0039] 步骤4. 1)根据滑模控制器设计方法，首先设计滑模面：
[0041] 其中，矩阵Η满HB足非奇异，K是待定的常数矩阵。可以证明，在该滑模面上的系 统滑动模态是渐进稳定的。
[0042] 步骤4. 2)设计如下所示的控制律：
[0043] u = Ui+un (11)
[0044] 其中，为滑模控制律的线性部分，用来维持系统在滑模面上的理想滑动模态运动。 利用等效控制思想解出线性部分的控制律如下：
[0045] Uj= -Kx (t) (12)
[0046] 非线性部分需要知道故障项f(t)的上界信息，由于该信息是未知的，因此可以利 用式（9)给出的故障项的估计值来进行控制律的设计：
[0048] 式中，ε为某很小的正常数。结合式（12)和（13)，可以得出完整的滑模容错控制 律如下：
[0050] 步骤5)根据四旋翼飞行器的飞行状态，选择合适的参数，完成对其的容错控制。 有益效果：本发明提出的一种基于滑模观测器的四旋翼飞行器的主动容错控制方法，设计 了滑模观测器，对系统进行线性变换，基于等效误差注入的思想对执行器故障进行重构，利 用执行器故障的重构估计值，在滑模控制中加入补偿控制，最终构成完整的主动容错控制 器。
[0051] 具有如下优点：
[0052] (1)通过设计具有滑模切换项的滑模观测器，使得飞控系统具有更好的鲁棒性；
[0053] (2)利用线性矩阵不等式给出保证系统渐进稳定的时滞上界值，充分考虑到四旋 翼飞行器在实际飞行过程中可能存在的时滞现象，使得控制器的设计具有更好的实用性；
[0054] (3)引入自适应边界估计的方法估计出四旋翼飞行器执行器故障的大小，容错控 制律不断地改变参数，使得系统保守性更小，控制效果更佳。
[0055] 本发明所用方法作为一种四旋翼飞行器的容错控制方法，具有一定的实际应用价 值，易于实现，容错能力强，能够有效提高四旋翼飞行器的飞行安全性。该方法可操作性强， 应用方便、可靠。
【附图说明】
[0056] 图1是本发明方法的流程图；
[0057] 图2是Quanser的四旋翼飞行器仿真实验系统；
[0058] 图3是四旋翼飞行器姿态运动示意图；
[0059] 图4是四旋翼飞行器控制系统原理框图；
[0060] 图5是X轴位移响应曲线；
[0061] 图6是X轴速度响应曲线；
[0062] 图7是执行器动态响应曲线；
[0063] 图8是控制输入响应曲线；
[0064] 图 9 是 simulink 仿真图。
【具体实施方式】
[0065] 下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
[0066] 如图1所示，考虑四旋翼飞行器在存在状态时滞情况下发生执行器故障，结合滑 模观测器和滑模控制，提出一种主动容错控制方法，使得飞行器在发生执行器故障后能够 继续安全飞行。设计了滑模观测器，对系统进行线性变换，基于等效误差注入的思想对执行 器故障进行重构，利用执行器故障的重构估计值，在滑模控制中加入补偿控制，最终构成完 整的主动容错控制器。包括如下具体步骤：
[0067] 步骤1)获取四旋翼飞行器的控制模型：
[0069] 其中，x= [Xl x2 x3]T为系统状态变量，以四旋翼飞行器X轴方向的位置控制为例， 分别表示X轴方向上的位置、速度和执行器动态，u(t)为控制输入，y为可测输出，h(t)为 时变时滞，满足以0<//<1，η是有界常数，f(x，t)为执行器故障项，满足||f(x，t) II <M。
[0070] 步骤2)针对以上具有时变时滞和执行器故障的四旋翼飞控系统，设计具有滑模 补偿项的观测器：
[0072] 其中