CN112327896A - 旋翼容错控制方法、装置、计算机存储介质及计算机设备 - Google Patents

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CN112327896A CN202011178040.7A CN202011178040A CN112327896A CN 112327896 A CN112327896 A CN 112327896A CN 202011178040 A CN202011178040 A CN 202011178040A CN 112327896 A CN112327896 A CN 112327896A
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Abstract

本发明公开了一种旋翼容错控制方法、装置、计算机存储介质及计算机设备，涉及自动控制技术领域，为解决现有技术中部分电机故障时无人机旋翼的控制方法复杂的问题而发明。该方法主要包括：获取六旋翼无人机的飞行状态参数，所述飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和所述旋翼控制电机的输出矢量，所述实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角；根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障编号；根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。本发明主要应用于无人机飞行控制过程中。

Description

旋翼容错控制方法、装置、计算机存储介质及计算机设备
技术领域
本发明涉及自动控制技术领域，特别是涉及一种旋翼容错控制方法、装置、计算机存储介质及计算机设备。
背景技术
无人机是利用无线电遥控设备和自备的程序控制装置操纵的不载人飞机，或者由车载计算机完全地或间歇地自主地操作。通过控制无人机旋翼，以使得无人机能够垂直起降、自由悬停和灵活控制。多旋翼无人机可以安装更多的电机，在部分电机故障时，认可继续飞行，稳定性更好。
现有技术中当部分电机故障时，控制无人机旋翼的处理算法过于复杂，需要花费大量时间运算，同时也导致在正常状态下处理器需要分配大量的资源进行数据处理。
发明内容
有鉴于此，本发明提供一种旋翼容错控制方法、装置、计算机存储介质及计算机设备，主要目的在于解决现有技术中部分电机故障时无人机旋翼的控制方法复杂的问题。
依据本发明一个方面，提供了一种旋翼容错控制方法，包括：
获取六旋翼无人机的飞行状态参数，所述飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和所述旋翼控制电机的输出矢量，所述实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角；
根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障编号；
根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
依据本发明另一个方面，提供了一种旋翼容错控制装置，包括：
获取模块，用于获取六旋翼无人机的飞行状态参数，所述飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和所述旋翼控制电机的输出矢量，所述实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角；
检测模块，用于根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障编号；
生成模块，用于根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
根据本发明的又一方面，提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质中存储有至少一种可执行指令，所述可执行指令使处理器执行如上述旋翼容错控制方法对应的操作。
根据本发明的再一方面，提供了一种计算机设备，包括：处理器、存储器、通信接口和通信总线，所述处理器、所述存储器和所述通信接口通过所述通信总线完成相互间的通信；
所述存储器用于存放至少一种可执行指令，所述可执行指令使所述处理器执行上述旋翼容错控制方法对应的操作。
借由上述技术方案，本发明实施例提供的技术方案至少具有下列优点：
本发明提供了一种旋翼容错控制方法、装置、计算机存储介质及计算机设备，首先获取六旋翼无人机的飞行状态参数，根据飞行状态参数，检测六旋翼无人机的旋翼故障编号；根据飞行模式、旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。与现有技术相比，本发明实施例算法简单，检测精准，且鲁棒性高，能够使用外界强风、机械振动等强力干扰环境，能够精确控制无人机。以精确的故障检测方法，有效地处理带有时变故障因子的六旋翼无人机的姿态容错控制问题，可以在无人机实际运用中广泛推广。
上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其它目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举本发明的具体实施方式。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1示出了本发明实施例提供的一种旋翼容错控制方法流程图；
图2示出了本发明实施例提供的另一种旋翼容错控制方法流程图；
图3示出了本发明实施例提供的一种旋翼容错控制装置组成框图；
图4示出了本发明实施例提供的另一种旋翼容错控制装置组成框图；
图5示出了本发明实施例提供的一种计算机设备的结构示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。
本发明实施例提供了一种旋翼容错控制方法，如图1所示，该方法包括：
101、获取六旋翼无人机的飞行状态参数。
六旋翼无人机，是一种六个旋翼轴的特殊的无人驾驶旋翼飞行器。其通过每个轴上的电动机转动，带动旋翼，从而产生推力。旋翼的总距固定，而不像一般直升机那样可变，但操控性强，可垂直起降和悬停，主要适用于低空、低速、有垂直起降和悬停要求的任务类型。飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和旋翼控制电机的输出矢量，实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角。
在六旋翼无人机接收到起飞指令后，不断地获取飞行状态参数，以根据无人机实时状态，以及目标任务类型，监控无人机是否处于正常工作状态。
102、根据飞行状态参数，检测六旋翼无人机的旋翼故障编号。
根据旋翼控制信号预测六旋翼无人机的预测飞行状态，以及获取的实时的飞行状态参数，进行比较以检测六旋翼无人机的旋翼故障编号。在实时本发明之前，需要对无人机旋翼进行编号，其编号从任意无人机旋翼开始，以顺时针或逆时针的方式依次编号，其编号的编码方式不做限定。旋翼故障编号是指发生故障的无人机旋翼的编号。
103、根据飞行模式、旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
预置旋翼控制模型用于记录旋翼控制信号与旋翼电机推力的对应关系，飞行模式包括垂直起降、飞行和悬停。查找飞行模式所需的推力，并将该推力和旋翼故障编号输入预置信用控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。旋翼容错控制信号，以正常运行的电机，平衡失效或损毁的电机，使得六旋翼无人机能够保持原飞行模式。
本发明提供了一种旋翼容错控制方法，首先获取六旋翼无人机的飞行状态参数，根据飞行状态参数，检测六旋翼无人机的旋翼故障编号；根据飞行模式、旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。与现有技术相比，本发明实施例算法简单，检测精准，且鲁棒性高，能够使用外界强风、机械振动等强力干扰环境，能够精确控制无人机。以精确的故障检测方法，有效地处理带有时变故障因子的六旋翼无人机的姿态容错控制问题，可以在无人机实际运用中广泛推广。
本发明实施例提供了另一种旋翼容错控制方法，如图2所示，该方法包括：
201、获取六旋翼无人机的飞行状态参数。
六旋翼无人机，是一种六个旋翼轴的特殊的无人驾驶旋翼飞行器。其通过每个轴上的电动机转动，带动旋翼，从而产生推力。旋翼的总距固定，而不像一般直升机那样可变，但操控性强，可垂直起降和悬停，主要适用于低空、低速、有垂直起降和悬停要求的任务类型。飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和旋翼控制电机的输出矢量，实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角。在六旋翼无人机接收到起飞指令后，不断地获取飞行状态参数，以根据无人机实时状态，以及目标任务类型，监控无人机是否处于正常工作状态。
202、根据飞行状态参数，检测六旋翼无人机的旋翼故障编号。
在实时本发明之前，需要对无人机旋翼进行编号，其编号从任意无人机旋翼开始，以顺时针或逆时针的方式依次编号，其编号的编码方式不做限定。旋翼故障编号是指发生故障的无人机旋翼的编号。具体的检测旋翼故障编号包括：根据预置非线性模型，计算姿态偏差，姿态偏差是指旋翼状态控制信号对应的姿态，与实时姿态的偏差，预置非线性模型是指
Figure BDA0002749263990000051
其中
Figure BDA0002749263990000052
Figure BDA0002749263990000053
是指横滚角，θ是指俯仰角，Ψ是指偏航角，z是指z轴坐标值，A是指系统矩阵，B是输入矩阵，C是指输出矩阵，M是指故障矩阵，U＝(U1,U2,U3,U4)是指旋翼状态控制信号，U1～U4分别为控制输入信号，h(x(t),MU)是指非线性函数，姿态偏差角包括横滚偏差角、俯仰偏差角、偏航偏差角和z轴偏差；根据姿态偏差是否属于故障参数范围，检测六旋翼无人机的旋翼故障信息。
其中，h(x(t),MU)是指当无人机发生故障时，系统的状态x(t)会收到该函数的影响从而发生变化，该函数是一个不可控的变化函数，当无人机飞行速度较低时，可以对无人机模型进行线性化，从而使其近似为0。
上述检测旋翼故障编号是计算并验证残差方式实现的，也就是根据旋翼控制信号预测六旋翼无人机的预测飞行状态，以及获取的实时的飞行状态参数，计算姿态偏差，然后根据姿态盘存是否属于故障参数范围，检测六旋翼无人机的旋翼故障编号。
203、根据旋翼电机推力、电机故障状态、以及预置信号电机扭力转化系数，构建旋翼控制模型。
旋翼控制模型为Uf＝U-ΛMΛ-1＝Λ(1-M)F，其中Uf是旋翼控制电机发生故障后的旋翼容错控制信号，U是旋翼控制电机正常状态下的旋翼状态控制信号，M是电机故障状态的故障矩阵，F是每个旋翼控制电机产生的旋翼电机推力，Λ是预置信号电机扭力转化系数。故障矩阵是指各个电机是否故障的矩阵，旋翼控制模型的目的在于指出故障矩阵，旋翼容错控制信号、故障矩阵，旋翼电机推力的关系。
204、根据飞行模式、旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
预置旋翼控制模型用于记录旋翼控制信号与旋翼电机推力的对应关系，飞行模式包括垂直起降、飞行和悬停。查找飞行模式所需的推力，并将该推力和旋翼故障编号输入预置信用控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。以上述旋翼容错控制信号，以正常运行的电机，平衡失效或损毁的电机，使得六旋翼无人机能够保持原飞行模式。
生成旋翼控制信号具体包括：建立电机推力与控制输入的关联关系，关联关系为
Figure BDA0002749263990000061
其中F1～F6分别为旋翼控制电机依次产生的旋翼电机推力；在预置条件约束规则中，查找旋翼特征信息中的故障旋翼编号对应的电机推力约束条件；将飞行模式对应的旋翼控制信号，以及电机推力约束条件，输入预置旋翼控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
示例性的，假设旋翼编号为1～6，其中编号为1、3和5的旋翼对应的电机发生部分损失，其对应的电流推力约束条件为F2+F4＝2F6，以及F4-F2＝a，增加辅助变量，结算旋翼容错控制信号，以编号为2、4、6的旋翼对应的电机控制无人机，使得六旋翼无人机能够回到平衡点。
本发明提供了一种旋翼容错控制方法，首先获取六旋翼无人机的飞行状态参数，根据飞行状态参数，检测六旋翼无人机的旋翼故障编号；根据飞行模式、旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。与现有技术相比，本发明实施例算法简单，检测精准，且鲁棒性高，能够使用外界强风、机械振动等强力干扰环境，能够精确控制无人机。以精确的故障检测方法，有效地处理带有时变故障因子的六旋翼无人机的姿态容错控制问题，可以在无人机实际运用中广泛推广。
进一步的，作为对上述图1所示方法的实现，本发明实施例提供了一种旋翼容错控制装置，如图3所示，该装置包括：
获取模块31，用于获取六旋翼无人机的飞行状态参数，所述飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和所述旋翼控制电机的输出矢量，所述实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角；
检测模块32，用于根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障编号；
生成模块33，用于根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
本发明提供了一种旋翼容错控制装置，首先获取六旋翼无人机的飞行状态参数，根据飞行状态参数，检测六旋翼无人机的旋翼故障编号；根据飞行模式、旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。与现有技术相比，本发明实施例算法简单，检测精准，且鲁棒性高，能够使用外界强风、机械振动等强力干扰环境，能够精确控制无人机。以精确的故障检测方法，有效地处理带有时变故障因子的六旋翼无人机的姿态容错控制问题，可以在无人机实际运用中广泛推广。
进一步的，作为对上述图2所示方法的实现，本发明实施例提供了另一种旋翼容错控制装置，如图4所示，该装置包括：
获取模块41，用于获取六旋翼无人机的飞行状态参数，所述飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和所述旋翼控制电机的输出矢量，所述实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角；
检测模块42，用于根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障编号；
生成模块43，用于根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
进一步地，该装置还包括：
构建模块44，用于所述根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号之前，根据旋翼电机推力、电机故障状态、以及预置信号电机扭力转化系数，构建旋翼控制模型，所述旋翼控制模型为Uf＝U-ΛMΛ-1＝Λ(1-M)F，其中Uf是所述旋翼控制电机发生故障后的旋翼容错控制信号，U是所述旋翼控制电机正常状态下的旋翼状态控制信号，M是所述电机故障状态的故障矩阵，F是每个所述旋翼控制电机产生的旋翼电机推力，Λ是所述预置信号电机扭力转化系数。
进一步地，所述检测模块42，包括：
计算单元421，用于根据预置非线性模型，计算姿态偏差，所述姿态偏差是指旋翼状态控制信号对应的姿态，与实时姿态的偏差，所述预置非线性模型是指
Figure BDA0002749263990000081
其中
Figure BDA0002749263990000082
Figure BDA0002749263990000083
是指所述横滚角，θ是指所述俯仰角，Ψ是指所述偏航角，z是指z轴坐标值，A是指系统矩阵，B是指输入矩阵，C是指输出矩阵，M是指故障矩阵，U＝(U1,U2,U3,U4)是指所述旋翼状态控制信号，U1～U4分别为控制输入信号，h(x(t),MU)是指非线性函数，所述姿态偏差角包括横滚偏差角、俯仰偏差角、偏航偏差角和z轴偏差；
检测单元422，用于根据所述姿态偏差是否属于故障参数范围，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障信息。
进一步地，所述生成模块43，包括：
建立单元431，用于建立电机推力与控制输入的关联关系，所述关联关系为
Figure BDA0002749263990000084
其中F1～F6分别为所述旋翼控制电机依次产生的旋翼电机推力；
查找单元432，用于在预置条件约束规则中，查找所述旋翼特征信息中的故障旋翼编号对应的电机推力约束条件；
生成单元433，用于将飞行模式对应的旋翼控制信号，以及所述电机推力约束条件，输入所述预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
本发明提供了一种旋翼容错控制装置，首先获取六旋翼无人机的飞行状态参数，根据飞行状态参数，检测六旋翼无人机的旋翼故障编号；根据飞行模式、旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。与现有技术相比，本发明实施例算法简单，检测精准，且鲁棒性高，能够使用外界强风、机械振动等强力干扰环境，能够精确控制无人机。以精确的故障检测方法，有效地处理带有时变故障因子的六旋翼无人机的姿态容错控制问题，可以在无人机实际运用中广泛推广。
根据本发明一个实施例提供了一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有至少一可执行指令，该计算机可执行指令可执行上述任意方法实施例中的旋翼容错控制方法。
图5示出了根据本发明一个实施例提供的一种计算机设备的结构示意图，本发明具体实施例并不对计算机设备的具体实现做限定。
如图5所示，该计算机设备可以包括：处理器(processor)502、通信接口(Communications Interface)504、存储器(memory)506、以及通信总线508。
其中：处理器502、通信接口504、以及存储器506通过通信总线508完成相互间的通信。
通信接口504，用于与其它设备比如客户端或其它服务器等的网元通信。
处理器502，用于执行程序510，具体可以执行上述旋翼容错控制方法实施例中的相关步骤。
具体地，程序510可以包括程序代码，该程序代码包括计算机操作指令。
处理器502可能是中央处理器CPU，或者是特定集成电路ASIC(ApplicationSpecific Integrated Circuit)，或者是被配置成实施本发明实施例的一个或多个集成电路。计算机设备包括的一个或多个处理器，可以是同一类型的处理器，如一个或多个CPU；也可以是不同类型的处理器，如一个或多个CPU以及一个或多个ASIC。
存储器506，用于存放程序510。存储器506可能包含高速RAM存储器，也可能还包括非易失性存储器(non-volatile memory)，例如至少一个磁盘存储器。
程序510具体可以用于使得处理器502执行以下操作：
获取六旋翼无人机的飞行状态参数，所述飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和所述旋翼控制电机的输出矢量，所述实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角；
根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障编号；
根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
显然，本领域的技术人员应该明白，上述的本发明的各模块或各步骤可以用通用的计算装置来实现，它们可以集中在单个的计算装置上，或者分布在多个计算装置所组成的网络上，可选地，它们可以用计算装置可执行的程序代码来实现，从而，可以将它们存储在存储装置中由计算装置来执行，并且在某些情况下，可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤，或者将它们分别制作成各个集成电路模块，或者将它们中的多个模块或步骤制作成单个集成电路模块来实现。这样，本发明不限制于任何特定的硬件和软件结合。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种旋翼容错控制方法，其特征在于，包括：
获取六旋翼无人机的飞行状态参数，所述飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和所述旋翼控制电机的输出矢量，所述实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角；
根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障编号；
根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号之前，所述方法还包括：
根据旋翼电机推力、电机故障状态、以及预置信号电机扭力转化系数，构建旋翼控制模型，所述旋翼控制模型为Uf＝U-ΛMΛ-1＝Λ(1-M)F，其中Uf是所述旋翼控制电机发生故障后的旋翼容错控制信号，U是所述旋翼控制电机正常状态下的旋翼状态控制信号，M是所述电机故障状态的故障矩阵，F是每个所述旋翼控制电机产生的旋翼电机推力，Λ是所述预置信号电机扭力转化系数。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障信息，包括：
根据预置非线性模型，计算姿态偏差，所述姿态偏差是指旋翼状态控制信号对应的姿态，与实时姿态的偏差，所述预置非线性模型是指
Figure FDA0002749263980000011
其中
Figure FDA0002749263980000012
Figure FDA0002749263980000013
是指所述横滚角，θ是指所述俯仰角，Ψ是指所述偏航角，z是指z轴坐标值，A是指系统矩阵，B是指输入矩阵，C是指输出矩阵，M是指故障矩阵，U＝(U1,U2,U3,U4)是指所述旋翼状态控制信号，U1～U4分别为控制输入信号，h(x(t),MU)是指非线性函数，所述姿态偏差角包括横滚偏差角、俯仰偏差角、偏航偏差角和z轴偏差；
根据所述姿态偏差是否属于故障参数范围，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障信息。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号，包括：
建立电机推力与控制输入的关联关系，所述关联关系为
Figure FDA0002749263980000021
其中F1～F6分别为所述旋翼控制电机依次产生的旋翼电机推力；
在预置条件约束规则中，查找所述旋翼特征信息中的故障旋翼编号对应的电机推力约束条件；
将飞行模式对应的旋翼控制信号，以及所述电机推力约束条件，输入所述预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
5.一种旋翼容错控制装置，其特征在于，包括：
获取模块，用于获取六旋翼无人机的飞行状态参数，所述飞行状态参数包括实时姿态角、旋翼控制电机的输入矢量和所述旋翼控制电机的输出矢量，所述实时姿态角包括横滚角、俯仰角和偏航角；
检测模块，用于根据所述飞行状态参数，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障编号；
生成模块，用于根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述装置还包括：
构建模块，用于所述根据飞行模式、所述旋翼故障编号和预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号之前，根据旋翼电机推力、电机故障状态、以及预置信号电机扭力转化系数，构建旋翼控制模型，所述旋翼控制模型为Uf＝U-ΛMΛ-1＝Λ(1-M)F，其中Uf是所述旋翼控制电机发生故障后的旋翼容错控制信号，U是所述旋翼控制电机正常状态下的旋翼状态控制信号，M是所述电机故障状态的故障矩阵，F是每个所述旋翼控制电机产生的旋翼电机推力，Λ是所述预置信号电机扭力转化系数。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述检测模块，包括：
计算单元，用于根据预置非线性模型，计算姿态偏差，所述姿态偏差是指旋翼状态控制信号对应的姿态，与实时姿态的偏差，所述预置非线性模型是指
Figure FDA0002749263980000031
其中
Figure FDA0002749263980000032
Figure FDA0002749263980000033
是指所述横滚角，θ是指所述俯仰角，Ψ是指所述偏航角，z是指z轴坐标值，A是指系统矩阵，B是指输入矩阵，C是指输出矩阵，M是指故障矩阵，L是指故障矩阵，U＝(U1,U2,U3,U4)是指所述旋翼状态控制信号，U1～U4分别为控制输入信号，h(x(t),MU)是指非线性函数，所述姿态偏差角包括横滚偏差角、俯仰偏差角、偏航偏差角和z轴偏差；
检测单元，用于根据所述姿态偏差是否属于故障参数范围，检测所述六旋翼无人机的旋翼故障信息。
8.根据权利要求7所述的装置，其特征在于，所述生成模块，包括：
建立单元，用于建立电机推力与控制输入的关联关系，所述关联关系为
Figure FDA0002749263980000034
其中F1～F6分别为所述旋翼控制电机依次产生的旋翼电机推力；
查找单元，用于在预置条件约束规则中，查找所述旋翼特征信息中的故障旋翼编号对应的电机推力约束条件；
生成单元，用于将飞行模式对应的旋翼控制信号，以及所述电机推力约束条件，输入所述预置旋翼控制模型，生成所述六旋翼无人机的旋翼容错控制信号。
9.一种计算机存储介质，其特征在于，所述计算机存储介质中存储有至少一种可执行指令，所述可执行指令使处理器执行如权利要求1-4中任一项所述的旋翼容错控制方法对应的操作。
10.一种计算机设备，其特征在于，包括：处理器、存储器、通信接口和通信总线、所述处理器、所述存储器和所述通信接口通过所述通信总线完成相互间的通信；
所述存储器用于存放至少一种可执行指令，所述可执行指令使所述处理器执行如权利要求1-4中任一项所述的旋翼容错控制方法对应的操作。
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