[发明专利]一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法

权利要求书

1.一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法，其特征在于，所述的共轴式倾转旋翼飞行器包括位于前方的两个共轴倾转旋翼模块和位于后方的尾部旋翼模块；其中位于前方的两个共轴倾转旋翼模块上分别安装了上、下一对共轴旋翼，位于后方的尾部旋翼模块上安装了一个旋翼；

位于右前方的共轴倾转旋翼模块存在三个控制变量：倾转角α_r、右侧下层旋翼角速度ω₁、右侧上层旋翼角速度ω₄；位于左前方的共轴倾转旋翼模块存在三个控制变量：倾转角α_l、左侧下层旋翼角速度ω₃、左侧上层旋翼角速度ω₂；前方的四个旋翼的旋转方向有如下规定：同一个共轴倾转旋翼模块上的两个旋翼旋转方向相反，位于同一层的两个旋翼旋转方向相反，即ω₁与ω₂旋转方向相同，ω₃与ω₄旋转方向相同；位于后方尾部旋翼模块的旋翼存在一个控制变量，即角速度为ω₅；关于共轴式倾转旋翼飞行器设定两个坐标系：惯性系I，其三个轴的方向分别为：X_i指向北方，Y_i指向东方，Z_i指向地心；飞行器体坐标系B，其三个轴的方向分别为：X_b指向飞行器前方，Y_b指向飞行器右侧，Z_b指向飞行器下方；

设定共轴式倾转旋翼飞行器的重心为CoG，在Y_b方向上共轴倾转旋翼模块到重心的距离为l_s，在X_b方向上共轴倾转旋翼模块到重心的距离为l_f，尾部旋翼到重心的距离为l_b；

共轴式倾转旋翼飞行器的动态方程为：

其中：ξ＝[x y z]^T是飞行器的位置信息，x，y，z分别表示飞行器在X_i，Y_i，Z_i三个方向上的位置，M_u是飞行器的质量矩阵，是阻力项，M_ug是重力项；η＝[φ θ ψ]^T是飞行器的姿态信息，φ，θ，ψ分别表示滚转角、俯仰角和偏航角，J_u是飞行器的转动惯量矩阵，D_η是阻力项，τ_Γ＝[0 τ_Γr+τ_Γl 0]^T是由倾转结构产生的转动力矩，τ_Γr和τ_Γl分别是由右侧和左侧倾转机构产生的转动力矩；

共轴式倾转旋翼飞行器的控制方法设计如下：

首先，通过已知的外力设置前馈规律抵消已知外力的作用，通过当前位姿与目标位姿之间的误差设计反馈规律使得系统能跟踪上目标位姿并使得整个闭环系统渐进稳定，得到期望力矩τ_ηd＝[τ_φd τ_θd τ_ψd]^T和期望外力F_ξd＝[F_xd F_yd F_zd]^T如下：

其中：目标位置通过目标速度来给定，目标姿态为η_d，e_η＝η_d-η，K_η＝diag(k_φ，k_θ，k_ψ)，τ_φd、τ_θd、τ_ψd分别是期望的滚转力矩、期望的俯仰力矩和期望的偏航力矩；F_xd、F_yd、F_zd分别是在X_i，Y_i，Z_i三个方向上的期望的外力；都是待定的正定对角矩阵，都是待定的正常数；

接下来，通过解耦器，获得飞行器的五个期望控制量：F_ab＝[F_xb F_zb τ_φ τ_θ τ_ψ]^T；解耦需要解如下的方程组：

F_xb＝F_xdcosθcosψ+F_ydcosθsinψ-F_zdsinθ

[τ_φ τ_θ τ_ψ]^T＝[τ_φd τ_θd τ_ψd]^T

其中，F_xb和F_zb为X_b和Z_b方向上实际外力，τ_φ、τ_θ和τ_ψ为实际力矩，

特殊地，当F_xdsinθcosψ+F_ydsinθsinψ+F_zdcosθ＝0时：

其中b_φ是一个常数且

最后，通过F_ab＝[F_xb F_zb τ_φ τ_θ τ_ψ]^T这5个已知量构造5个方程组成控制分配方程组，求解方程组即能解出当前需要的控制输入u＝[α_r ω₁ ω₄ α_l ω₃ ω₂ ω₅]^T；

原始的控制分配方程组为：

其中，各个力和扭矩的计算公式为：

在方程左端，F_xb表示旋翼产生的升力在X_b方向上的分力，F_zb表示旋翼产生的升力在Z_b方向上的分力，τ_φ表示旋翼产生的滚转扭矩，τ_θ表示旋翼产生的俯仰扭矩，τ_ψ表示旋翼产生的偏航扭矩；在方程右端，c_tf是共轴倾转旋翼模块的推力系数，c_t是尾部旋翼模块的推力系数，c_qf是共轴倾转旋翼模块的反作用扭矩系数，c_q是尾部旋翼模块的反作用扭矩系数；

上述方程组有7个未知量：ω₁、ω₂、ω₃、ω₄、ω₅、α_r、α_l，但仅有5个非线性方程，这使得：在无故障模式下，要想求得唯一解，就需要添加2个约束条件，使得方程的个数也变为7个；在出现故障后，根据不同的故障情况设计约束，使得方程个数和未知量个数一致，仍然能求得唯一解。