[发明专利]一种考虑执行器故障的无人直升机主动容错抗干扰轨迹跟踪控制方法

权利要求书

1.一种考虑执行器故障的无人直升机主动容错抗干扰轨迹跟踪控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1：建立无人直升机全回路受扰动力学模型；

S2：基于建立的无人直升机全回路受扰动力学模型，分别设计位置控制子系统和姿态控制子系统的干扰观测器；

S3：通过位置控制子系统和姿态控制子系统的干扰观测器分别实现对于位置环的集总干扰估计和姿态环的集总干扰估计；

S4：结合位置环的集总干扰估计，设计复合动态逆位置控制器；结合姿态环的集总干扰估计，设计复合动态逆姿态控制器；

S5：通过复合动态逆位置控制器获取到控制量总距以及内回路姿态角指令；

S6：根据内回路姿态角指令，通过复合动态逆姿态控制器获取到无人直升机的尾桨桨距、纵向周期距和横向周期距。

2.根据权利要求1所述的一种考虑执行器故障的无人直升机主动容错抗干扰轨迹跟踪控制方法，其特征在于，所述步骤S1中无人直升机全回路受扰动力学模型包括包含执行器故障的受扰无人直升机位置回路动力学模型、受多源干扰影响的姿态回路动力学模型和受故障影响的执行器模型，其建立过程为：

A1：建立包含执行器故障的受扰无人直升机位置回路动力学模型：

其中，P＝[x,y,z]^T，V＝[v_x,v_y,v_z]^T分别代表无人直升机在惯性系下的位置和速度，m为无人直升机质量，g为重力加速度常数，e＝[0,0,1]^T为三维向量，Θ＝[φ,θ,ψ]^T为直升机姿态角，φ,θ,ψ分别为滚转角、俯仰角和偏航角，T_m为主旋翼升力，F_d∈R^3×1为多源干扰，R(Θ)为机体轴系到惯性系的转换矩阵；

A2：建立受多源干扰影响的姿态回路动力学模型：

其中，Ω＝[p,q,r]^T为绕机体轴旋转的角速度，p,q,r分别为滚转、俯仰、偏航角速率，J＝diag{I_x,I_y,I_z}为转动惯量矩阵，Γ＝[L,M,N]^T为三轴力矩，L,M,N分别为滚转矩、俯仰矩以及偏航矩，D_A∈R^3×1为姿态回路多源干扰，H(Θ)为转换矩阵；

A3：建立受故障影响的执行器模型：

建立主旋翼升力与总距的关系：

其中，δ_col为主旋翼总距，Z_w和Z_col为系数，为总距故障系数，w为直升机沿机体轴z轴的速度，为总距无故障时主旋翼升力的标称值，为总距故障引起的主旋翼升力，具体表达式为：

建立滚转矩L，俯仰矩M与周期矩的关系：

其中，L_a,L_b,M_a,M_b,A_lon,A_lat,B_lon,B_lat为系统参数，ε为时间常数，分别为纵向周期距和横向周期距的故障系数，引入如下定义：

则方程(4)可重写为：

其中，Lⁿ,Mⁿ为周期距无故障时标称滚转矩、俯仰矩，L^f,M^f为周期距故障引起的滚转矩、俯仰矩：

建立偏航矩与尾桨距、总距的关系：

其中，N_r,N_col,N_ped为系统参数，δ_ped为尾桨距，为尾桨距故障系数，Nⁿ为不考虑故障的偏航矩标称值，N^f为尾桨故障引起的偏航矩：

Nⁿ＝N_rr+N_colδ_col+N_pedδ_ped,