CN111736620B - 飞行器控制方法、装置、计算机设备和可读存储介质 - Google Patents

Abstract

本申请实施例提供了一种飞行器控制方法、装置、计算机设备和可读存储介质，涉及飞控系统技术领域，飞行器控制方法应用于飞行器中的执行器，所述执行器用于控制所述飞行器的飞行姿态；飞行器控制方法包括：接收输入的控制输入信号；根据所述控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量；将所述控制输入向量输入预先设置的控制系统中，根据预设自容错控制律进行处理，得到控制输出向量；根据所述控制输出向量对所述飞行器进行控制，能够在执行器出现故障时可靠对飞行器进行控制。

Description

飞行器控制方法、装置、计算机设备和可读存储介质

技术领域

本申请涉及飞控系统技术领域，具体而言，涉及一种飞行器控制方法、装置、计算机设备和可读存储介质。

背景技术

目前飞行器工作环境较为恶劣，且容易发生事故。而当用于控制飞行器飞行姿态的执行器发生故障时，会导致其对应的控制系统不稳定，进而导致执行器控制的飞行器的失控。在现有技术中，为了能够解决上述问题，提出了包括鲁棒控制、自适应控制、滑模控制以及反演设计方法等方案进行解决，然而现有技术都没有将执行器的故障单独进行考虑，而仅是将执行器故障作为一种外界干扰，这使得现有技术在执行器发生故障时对飞行器的控制并不可靠。

有鉴于此，如何提供一种针对执行器发生故障时能够可靠控制飞行器的方案，是本领域技术人员需要解决的。

发明内容

本申请提供了一种飞行器控制方法、装置、计算机设备和可读存储介质。

本申请的实施例可以这样实现：

第一方面，本申请实施例提供一种飞行器控制方法，应用于飞行器中的执行器，所述执行器用于控制所述飞行器的飞行姿态；

所述方法包括：

接收输入的控制输入信号；

根据所述控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量；

将所述控制输入向量输入预先设置的控制系统中，根据预设自容错控制律进行处理，得到控制输出向量；

根据所述控制输出向量对所述飞行器进行控制。

在可选的实施方式中，所述预设自容错控制律为：

其中，v(t)＝[v₁(t)，...，v_m(t)]^T为待设计控制输入，K₀为预设常矩阵，为自容错参数，μ＝max{1，δ_Δ+δ_f+δ_d}，s为预设滑模面，P为第一对称正定矩阵，k为预设正常数，δ_Δ、δ_f和δ_d为未知正常数，B∈R^n×m为第一常数矩阵，x∈Rⁿ为所述控制系统的状态向量，t为时间参数。

在可选的实施方式中，所述故障参数包括执行器失效故障参数和执行器卡死故障参数；

所述根据所述控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量，包括：

根据所述控制输入信号和所述执行器失效故障参数确定失效故障控制输入向量；

根据所述控制输入信号和所述执行器卡死故障参数确定卡死故障控制输入向量；

根据所述失效故障控制输入向量和所述卡死故障控制输入向量确定所述控制输入向量：

u＝ρv(t)+Δ

其中，ρ为卡死故障参数，Δ为失效故障参数。

在可选的实施方式中，所述控制系统是通过以下方式建立的：

获取初始非线性控制系统和外界干扰参数；

根据所述初始非线性控制系统和预设干扰参数确定所述控制系统：

y＝x

其中，为所述控制系统的状态向量的导数，u∈R^m为所述控制系统的控制输入向量，y∈R^m为所述控制系统的输出向量，A∈R^n×n为第二常数矩阵，f(x，u)为光滑非线性函数，d(t)为外界干扰参数。

在可选的实施方式中，所述自容错控制律是通过以下方式获得的：

获取所述预设正常数k和所述预设常矩阵K₀，所述预设正常数和所述预设常矩阵满足A-kBK₀为赫尔维茨矩阵；

获取所述第一对称正定矩阵P和第二对称正定矩阵Q，所述第一对称正定矩阵和所述第二对称正定矩阵满足(A-BK₀)^TP+P(A-BK₀)＝-Q；

获取所述光滑非线性函数和所述外界干扰参数，所述光滑非线性函数和所述外界干扰参数满足范数有界；

根据所述预设正常数、预设常矩阵、第一对称正定矩阵、光滑非线性函数和外界干扰参数确定所述预设自容错控制律。

第二方面，本申请实施例提供一种飞行器控制装置，应用于飞行器中的执行器，所述执行器用于控制所述飞行器的飞行姿态；

所述装置包括：

输入模块，用于接收输入的控制输入信号；根据所述控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量；

处理模块，用于将所述控制输入向量输入预先设置的控制系统中，根据预设自容错控制律进行处理，得到控制输出向量；

输出模块，用于根据所述控制输出向量对所述飞行器进行控制。

在可选的实施方式中，所述预设自容错控制律为：

其中，v(t)＝[v₁(t)，...，v_m(t)]^T为待设计控制输入，K₀为预设常矩阵，为自容错参数，μ＝max{1，δ_Δ+δ_f+δ_d}，s为预设滑模面，P为第一对称正定矩阵，k为预设正常数，δ_Δ、δ_f和δ_d为未知正常数，B∈R^n×m为第一常数矩阵，x∈Rⁿ为所述控制系统的状态向量，t为时间参数。

在可选的实施方式中，所述故障参数包括执行器失效故障参数和执行器卡死故障参数；

所述输入模块具体用于：

根据所述控制输入信号和所述执行器失效故障参数确定失效故障控制输入向量；根据所述控制输入信号和所述执行器卡死故障参数确定卡死故障控制输入向量；根据所述失效故障控制输入向量和所述卡死故障控制输入向量确定所述控制输入向量：

u＝ρv(t)+Δ

其中，ρ为卡死故障参数，Δ为失效故障参数。

第三方面，本申请实施例提供一种计算机设备，所述计算机设备包括处理器及存储有计算机指令的非易失性存储器，所述计算机指令被所述处理器执行时，所述计算机设备执行前述实施方式中任意一项所述的飞行器控制方法。

第四方面，本申请实施例提供一种可读存储介质，所述可读存储介质包括计算机程序，所述计算机程序运行时控制所述可读存储介质所在计算机设备执行前述实施方式中任意一项所述的飞行器控制方法。

本申请实施例的有益效果包括，例如：采用本申请实施例提供的飞行器控制方法、装置、计算机设备和可读存储介质，通过接收输入的控制输入信号；并根据所述控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量；进而将所述控制输入向量输入预先设置的控制系统中，根据预设自容错控制律进行处理，得到控制输出向量；最终根据所述控制输出向量对所述飞行器进行控制，能够在执行器发生故障时可靠的对飞行器进行控制。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本申请实施例提供的一种飞行器控制系统的交互示意图；

图2为本申请实施例提供的一种飞行器控制方法的步骤流程示意图；

图3为本申请实施例提供的一种飞行器控制装置的结构示意框图；

图4为本申请实施例提供的一种计算机设备的结构示意框图。

图标：20-飞行器；200-执行器；100-计算机设备；110-飞行器控制装置；1101-输入模块；1102-处理模块；1103-输出模块；1104-建立模块；111-存储器；112-处理器；113-通信单元。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

此外，若出现术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例中的特征可以相互结合。

在现有技术中，针对多种非线性控制策略被应用到非线性系统容错控制中，出现了包括鲁棒控制、自适应控制、滑模控制以及反演设计方法等方案。例如，存在采用滑模观测器估计系统的状态，并根据估计值在线调整切换增益，避免高频抖振的方案，但是上述方案中只是将故障当做未知动态进行控制器设计，并未充分分析可能的故障模式。还有针对一类多输入多输出系统存在不确定故障问题提出一种自适应容错控制方案，但是，上述方案中未考虑系统存在不确定项及外界干扰的情况。除此之外，在其他现有技术中，还需要在知道控制系统非线性函数及未知干扰的上界和已知故障信息的最小值才能进行进一步处理，这使得现有的飞行器控制方法在执行器出现故障时并不可靠。请参考图1，本实施例提供了一种飞行器控制系统的交互示意图。执行器200用于接收外部输入的信号，并将外部输入的信号进行处理后用于控制飞行器20的飞行姿态。

为了能够解决前述提出的问题，请参照图2，图2为本申请实施例提供的一种飞行器控制方法的步骤流程示意图。飞行器控制方法包括步骤201至步骤204。

步骤201，接收输入的控制输入信号。

步骤202，根据控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量。

步骤203，将控制输入向量输入预先设置的控制系统中，根据预设自容错控制律进行处理，得到控制输出向量。

步骤204，根据控制输出向量对飞行器20进行控制。

应当理解的是，预先设置的故障参数包括了执行器200可能出现的故障，通过将输入控制系统的控制输入向量经由预设自容错控制律进行处理，能够在执行器200发生故障的时候，确保控制系统的控制输出向量也是稳定的，能够保证飞行器20能够相对稳定的飞行，避免发生坠毁等事故。应当理解的是，本申请实施例中提出的飞行器20包括但不限于无人机、航天飞机、宇航器等具备飞行特征的设备。

为了能够更加清楚的描述本申请实施例提供的飞行控制方法，本申请实施例提供一种控制系统的建立方式。

获取初始非线性控制系统和外界干扰参数。

根据初始非线性控制系统和预设干扰参数确定控制系统：

y＝x

其中，为控制系统的状态向量的导数，u∈R^m为控制系统的控制输入向量，y∈R^m为控制系统的输出向量，A∈R^n×n为第二常数矩阵，B∈R^n×m为第一常数矩阵，f(x，u)为光滑非线性函数，d(t)为外界干扰参数，x∈Rⁿ为控制系统的状态向量，t为时间参数。

在本申请实施例中，x∈Rⁿ为控制系统的状态向量，可以理解为飞行器20的俯仰角、侧滑角、滚转角、速度和加速度等。u∈R^m为控制系统的控制输入向量，可以理解为飞行器20的偏转角。为控制系统的状态向量的导数，可以理解的为飞行器20飞行姿态的变化趋势。A∈R^n×n和B∈R^n×m为已知适当维数的常数矩阵。y∈R^m为控制系统的输出向量，可以理解为飞行器20的状态。f(x，u)为光滑非线性函数，可以理解为用于表征控制输入向量和状态向量的关变化关系。外界干扰参数d(t)包含了建模不确定性和未知外界干扰，同时本申请实施例提供的控制系统是非线性的，通过上述步骤，能够建立一种受扰非线性控制系统。

在前述基础上，故障参数包括执行器失效故障参数和执行器卡死故障参数；

对于前述步骤202，本申请实施例提供一种更加详细的实施方式，可以通过以下步骤得到。

(1)根据控制输入信号和执行器失效故障参数确定失效故障控制输入向量。

(2)根据控制输入信号和执行器卡死故障参数确定卡死故障控制输入向量。

(3)根据失效故障控制输入向量和卡死故障控制输入向量确定控制输入向量：

u＝ρv(t)+Δ

其中，ρ为卡死故障参数，Δ为失效故障参数。

具体的，可以将失效故障控制输入向量表示为：t≥t_i，i＝1，2，...m，其中，0＜λ_i＜1为执行器i的有效部分的比例，/>为执行器i的故障，u_i为执行器i。应当理解的是，执行器200可以有多个，即飞行器20的飞行姿态可以由多个执行器200协调控制，因此多个执行器200在出现失效故障时，可以是其中的一个或者几个执行器200失效。

可以将失效故障控制输入向量表示为：t≥t_i，i＝1，2，...m，其中，/>为一常数。应当理解的是，当某个执行器200卡死时，会一直输出一常数，无法改变，若该执行器200涉及飞行器20的转向，那么飞行器20则会一直进行转向。

在上述基础上，可以根据失效故障控制输入向量和卡死故障控制输入向量确定控制输入向量：

其中，v(t)＝[v₁(t)，...，v_m(t)]^T为待设计控制输入，λ＝diag[λ₁，...，λ_m]，σ＝diag[σ₁，...，σ_m]，当执行器i发生卡死故障时，σ_i＝1，否则σ_i＝0。可以定义ρ＝diag[ρ₁，...，ρ_m]，其中，ρ_i＝λ_i-σ_i。可以有ρ＝λ-σ。可以定义/>由/>可以确定，Δ为范数有界，设||Δ||≤δ_Δ，δ_Δ为未知正常数。通过上述步骤，可以得到控制输入向量：u＝ρv(t)+Δ。

在本申请实施例中，可以预先获取如下参数。

(1)获取预设正常数k和预设常矩阵K₀，预设正常数和预设常矩阵满足A-kBK₀为赫尔维茨矩阵。

(2)获取第一对称正定矩阵P和第二对称正定矩阵Q，第一对称正定矩阵和第二对称正定矩阵满足(A-BK₀)^TP+P(A-BK₀)＝-Q。

(3)获取光滑非线性函数和外界干扰参数，光滑非线性函数和外界干扰参数满足范数有界。

在上述基础上，可以明确，(1)获取预设正常数k和预设常矩阵K₀，满足A-kBK₀为赫尔维茨矩阵(Hurwitz矩阵)。(2)获取第一对称正定矩阵P和第二对称正定矩阵Q，满足(A-BK₀)^TP+P(A-BK₀)＝-Q。(3)光滑非线性函数f(x，u)和外界干扰参数d(t)满足范数有界，即||f(x，u)||≤δ_f，||d(t)||≤δ_d，其中，δ_f和δ_d为未知正常数。

基于此，可以定义滑模面为s，s＝k(y-y_d)，其中，y_d为期望的系统输出，可以取y_d＝O。通过上述步骤，可以根据预设正常数、预设常矩阵、第一对称正定矩阵、光滑非线性函数和外界干扰参数确定预设自容错控制律：

其中进一步地，/> 其中，γ为待设计正常数。

通过上述步骤得到的预设自容错控制律，能够处理前述执行器200存在故障且有外界干扰的不确定非线性控制系统，能够基于前述预设自容错控制律使该控制系统渐进稳定。

为了能够证明上述飞行器控制方法的可靠性，本申请实施例还提供了一种验证前述飞行器控制方法的示例，可以参考如下步骤。

可以设置如下形式的Lyapunov函数(李雅普诺夫函数)：

其中，V₁＝s^TPs。

可以对上式进行求导，并在第一对称正定矩阵P和第二对称正定矩阵Q，满足(A-BK₀)^TP+P(A-BK₀)＝-Q以及在前述公式 的基础上可以得到：

其中，η≤min{p₁，...，ρ₂}，μ＝mxa{1，δ_Δ+δ_f+δ_d}。

应当理解的是，从η≤min{p₁，...，ρ₂}可以获知(B^TPx)^Tρ(B^TPx)≥η||B^TPx||²，并将前述公式代入可得：

基于上述公式以及Lyapunov稳定理论及滑模控制理论可以得出，采用本申请实施例提供的预设自容错控制律能够在前述受扰非线性控制系统的输出渐进稳定于期望输出，即在执行器200出现前述故障以及存在外界干扰的情况下，采用本申请实施例提供的预设自容错控制律，能够保证飞行器20的稳定运行。值得说明的是，采用本申请实施例提供的预设自容错控制律，不需要知晓η的值，即不需要知晓已知故障信息的最小值，从而使得本申请实施例提供的预设自容错控制律能够更加广泛的应用在各种故障问题的容错控制中，并不仅限于本申请实施例中提出的故障。

本申请实施例提供一种飞行器控制装置110，应用于飞行器20中的执行器200，执行器200用于控制飞行器20的飞行姿态。如图3所示，装置包括：

输入模块1101，用于接收输入的控制输入信号；根据控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量；

处理模块1102，用于将控制输入向量输入预先设置的控制系统中，根据预设自容错控制律进行处理，得到控制输出向量；

输出模块1103，用于根据控制输出向量对飞行器20进行控制。

进一步地，预设自容错控制律为：

其中，v(t)＝[v₁(t)，...，v_m(t)]^T为待设计控制输入，K₀为预设常矩阵，为自容错参数，μ＝max{1，δ_Δ+δ_f+δ_d}，s为预设滑模面，P为第一对称正定矩阵，k为预设正常数，δ_Δ、δ_f和δ_d为未知正常数，B∈R^n×m为第一常数矩阵，x∈Rⁿ为控制系统的状态向量，t为时间参数。

进一步地，故障参数包括执行器失效故障参数和执行器卡死故障参数；

输入模块1101具体用于：

根据控制输入信号和执行器失效故障参数确定失效故障控制输入向量；根据控制输入信号和执行器卡死故障参数确定卡死故障控制输入向量；根据失效故障控制输入向量和卡死故障控制输入向量确定控制输入向量：

u＝ρv(t)+Δ

其中，ρ为卡死故障参数，Δ为失效故障参数。

进一步地，故障参数包括执行器失效故障参数和执行器卡死故障参数；

输入模块1101具体用于：

根据控制输入信号和执行器失效故障参数确定失效故障控制输入向量；根据控制输入信号和执行器卡死故障参数确定卡死故障控制输入向量；根据失效故障控制输入向量和卡死故障控制输入向量确定控制输入向量：

u＝ρv(t)+Δ

其中，ρ为卡死故障参数，Δ为失效故障参数。

进一步地，装置还包括建立模块1104，用于：

获取初始非线性控制系统和外界干扰参数；根据初始非线性控制系统和预设干扰参数确定控制系统：

y＝x

其中，为控制系统的状态向量的导数，u∈R^m为控制系统的控制输入向量，y∈R^m为控制系统的输出向量，A∈R^n×n为第二常数矩阵，f(x，u)为光滑非线性函数，d(t)为外界干扰参数。

进一步地，建立模块1104还用于：

获取预设正常数k和预设常矩阵K₀，预设正常数和预设常矩阵满足A-kBK₀为赫尔维茨矩阵；获取第一对称正定矩阵P和第二对称正定矩阵Q，第一对称正定矩阵和第二对称正定矩阵满足A-BK₀)^TP+PA-BK₀)＝-Q；获取光滑非线性函数和外界干扰参数，光滑非线性函数和外界干扰参数满足范数有界；根据预设正常数、预设常矩阵、第一对称正定矩阵、光滑非线性函数和外界干扰参数确定预设自容错控制律。

本申请实施例提供一种计算机设备100，计算机设备100包括处理器及存储有计算机指令的非易失性存储器，计算机指令被处理器执行时，计算机设备100执行前述的飞行器控制方法。如图4所示，图4为本申请实施例提供的计算机设备100的结构框图。计算机设备100包括飞行器控制装置110、存储器111、处理器112及通信单元113。

为实现数据的传输或交互，存储器111、处理器112以及通信单元113各元件相互之间直接或间接地电性连接。例如，可通过一条或多条通讯总线或信号线实现这些元件相互之间电性连接。飞行器控制装置110包括至少一个可以软件或固件(firmware)的形式存储于存储器111中或固化在计算机设备100的操作系统(operating system，OS)中的软件功能模块。处理器112用于执行存储器111中存储的可执行模块，例如飞行器控制装置110所包括的软件功能模块及计算机程序等。

本申请实施例提供一种可读存储介质，可读存储介质包括计算机程序，计算机程序运行时控制可读存储介质所在计算机设备执行前述的飞行器控制方法。

综上所述，本申请实施例提供了一种采用本申请实施例提供的飞行器控制方法、装置、计算机设备和可读存储介质，通过接收输入的控制输入信号；并根据所述控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量；进而将所述控制输入向量输入预先设置的控制系统中，根据预设自容错控制律进行处理，得到控制输出向量；最终根据所述控制输出向量对所述飞行器进行控制，能够在执行器发生故障时可靠的对飞行器进行控制。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种飞行器控制方法，其特征在于，应用于飞行器中的执行器，所述执行器用于控制所述飞行器的飞行姿态；

所述方法包括：

接收输入的控制输入信号；

根据所述控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量；

将所述控制输入向量输入预先设置的控制系统中，根据预设自容错控制律进行处理，得到控制输出向量；所述预设自容错控制律为：

其中，v(t)＝[v₁(t),…,v_m(t)]^T为待设计控制输入，K₀为预设常矩阵，为自容错参数，μ＝max{1,δ_Δ+δ_f+δ_d}，s为预设滑模面，s＝k(y-y_d)，y∈R^m为所述控制系统的输出向量，y_d为期望的系统输出，P为第一对称正定矩阵，k为预设正常数，δ_Δ、δ_f和δ_d为未知正常数，B∈R^n×m为第一常数矩阵，x∈Rⁿ为所述控制系统的状态向量，t为时间参数；

根据所述控制输出向量对所述飞行器进行控制。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述故障参数包括执行器失效故障参数和执行器卡死故障参数；

所述根据所述控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量，包括：

根据所述控制输入信号和所述执行器失效故障参数确定失效故障控制输入向量；

根据所述控制输入信号和所述执行器卡死故障参数确定卡死故障控制输入向量；

根据所述失效故障控制输入向量和所述卡死故障控制输入向量确定所述控制输入向量：

u＝ρv(t)+Δ

其中，ρ为卡死故障参数，Δ为失效故障参数。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述控制系统是通过以下方式建立的：

获取初始非线性控制系统和外界干扰参数；

根据所述初始非线性控制系统和预设干扰参数确定所述控制系统：

y＝x

其中，为所述控制系统的状态向量的导数，u∈R^m为所述控制系统的控制输入向量，A∈R^n×n为第二常数矩阵，f(x,u)为光滑非线性函数，d(t)为外界干扰参数。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述自容错控制律是通过以下方式获得的：

获取所述预设正常数k和所述预设常矩阵K₀，所述预设正常数和所述预设常矩阵满足A-kBK0为赫尔维茨矩阵；

获取所述第一对称正定矩阵P和第二对称正定矩阵Q，所述第一对称正定矩阵和所述第二对称正定矩阵满足(A-BK₀)^TP+P(A-BK₀)＝-Q；

获取所述光滑非线性函数和所述外界干扰参数，所述光滑非线性函数和所述外界干扰参数满足范数有界；

根据所述预设正常数、预设常矩阵、第一对称正定矩阵、光滑非线性函数和外界干扰参数确定所述预设自容错控制律。

5.一种飞行器控制装置，其特征在于，应用于飞行器中的执行器，所述执行器用于控制所述飞行器的飞行姿态；

所述装置包括：

输入模块，用于接收输入的控制输入信号；根据所述控制输入信号和预先设置的故障参数得到控制输入向量；

处理模块，用于将所述控制输入向量输入预先设置的控制系统中，根据预设自容错控制律进行处理，得到控制输出向量；所述预设自容错控制律为：

其中，v(t)＝[v₁(t),…,v_m(t)]^T为待设计控制输入，K₀为预设常矩阵，为自容错参数，μ＝max{1,δ_Δ+δ_f+δ_d}，s为预设滑模面，s＝k(y-y_d)，y∈R^m为所述控制系统的输出向量，y_d为期望的系统输出，P为第一对称正定矩阵，k为预设正常数，δ_Δ、δ_f和δ_d为未知正常数，B∈R^n×m为第一常数矩阵，x∈Rⁿ为所述控制系统的状态向量，t为时间参数；

输出模块，用于根据所述控制输出向量对所述飞行器进行控制。

6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述故障参数包括执行器失效故障参数和执行器卡死故障参数；

所述输入模块具体用于：

根据所述控制输入信号和所述执行器失效故障参数确定失效故障控制输入向量；根据所述控制输入信号和所述执行器卡死故障参数确定卡死故障控制输入向量；根据所述失效故障控制输入向量和所述卡死故障控制输入向量确定所述控制输入向量：

u＝ρv(t)+Δ

其中，ρ为卡死故障参数，Δ为失效故障参数。

7.一种计算机设备，其特征在于，所述计算机设备包括处理器及存储有计算机指令的非易失性存储器，所述计算机指令被所述处理器执行时，所述计算机设备执行权利要求1-4中任意一项所述的飞行器控制方法。

8.一种可读存储介质，其特征在于，所述可读存储介质包括计算机程序，所述计算机程序运行时控制所述可读存储介质所在计算机设备执行权利要求1-4中任意一项所述的飞行器控制方法。