CN113778115A - 多旋翼无人机的控制方法、装置、介质、设备及无人机 - Google Patents

Abstract

本公开涉及一种多旋翼无人机的控制方法、装置、介质、设备及无人机。方法包括：在多旋翼无人机的动力系统发生故障的时，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件；若否，则从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构；利用重构控制结构，控制多旋翼无人机。这样，可通过重构控制结构实现无人机在动力系统故障下的控制，提高多旋翼无人机的故障适应能力和容错能力，保障可靠性和安全性，最小化故障影响。另外，将偏航控制通道作为损失自由度对原始控制结构进行重构，可避免多旋翼无人机出现剧烈翻滚、快速坠落等问题，提升无人机的稳定性，进一步降低故障的影响。

Description

多旋翼无人机的控制方法、装置、介质、设备及无人机

技术领域

本公开涉及无人机技术领域，具体地，涉及一种多旋翼无人机的控制方法、装置、介质、设备及无人机。

背景技术

随着智能技术和机器人技术的发展，多旋翼无人机开始在诸多领域展现出越来越广泛的应用前景，例如，军事应用、无人配送以及航拍传媒等。多旋翼无人机落地应用的关键门槛在于其可靠性能和安全性能，其中，容错控制技术是保证多旋翼无人机可靠性和稳定性的关键手段。但现阶段，容错控制主要是针对多旋翼无人机的软性故障(即部分能力损失的故障)，并不涉及多旋翼无人机的动力系统的硬性故障(例如，旋翼故障、电机故障等)，使得多旋翼无人机的可靠性和稳定性无法保障。

发明内容

本公开的目的是提供一种多旋翼无人机的控制方法、装置、介质、设备及无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障，提高多旋翼无人机的故障适应能力和容错能力，保障其可靠性和安全性。

为了实现上述目的，第一方面，本公开提供一种多旋翼无人机的控制方法，包括：

在所述多旋翼无人机的动力系统发生故障的情况下，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件，其中，所述多旋翼无人机的旋翼数量大于4；

若所述第二旋翼无法满足所述继续飞行条件，则从所述多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构，其中，所述原始控制结构包括横滚控制通道、俯仰控制通道、所述偏航控制通道以及高度控制通道；

利用所述重构控制结构，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

可选地，所述故障为控制信号断连、所述第一旋翼故障以及用于驱动所述第一旋翼的电机故障中的一者。

可选地，所述利用所述重构控制结构，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障，包括：

确定所述重构控制结构下所述多旋翼无人机的目标控制矩阵；

根据所述目标控制矩阵和当前期望姿态信息，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

可选地，所述确定所述重构控制结构下所述多旋翼无人机的目标控制矩阵，包括：

获取所述重构控制结构下所述第一旋翼对应的过程描述矩阵；

对所述过程描述矩阵进行伪逆求解，得到所述目标控制矩阵。

可选地，所述获取所述重构控制结构下所述第一旋翼对应的过程描述矩阵，包括：

获取所述重构控制结构下所述多旋翼无人机对应的动力学矩阵，其中，所述动力学矩阵包含n列，n为所述多旋翼无人机的旋翼的数量，所述n列与所述多旋翼无人机的n个所述旋翼一一对应；

将所述动力学矩阵中、与所述第一旋翼对应的列的所有元素置零，得到所述过程描述矩阵。

可选地，所述根据所述目标控制矩阵和当前期望姿态信息，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障，包括：

根据当前期望姿态信息，确定所述多旋翼无人机的姿态力学信息；

根据所述姿态力学信息和所述目标控制矩阵，确定所述第二旋翼对应的控制参数；

按照所述控制参数控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

第二方面，本公开提供多旋翼无人机的控制装置，包括：

确定模块，用于在所述多旋翼无人机的动力系统发生故障的情况下，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件，其中，所述多旋翼无人机的旋翼数量大于4；

重构模块，用于若所述确定模块确定所述第二旋翼无法满足所述继续飞行条件，则从所述多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构，其中，所述原始控制结构包括横滚控制通道、俯仰控制通道、所述偏航控制通道以及高度控制通道；

控制模块，用于利用所述重构模块得到的所述重构控制结构，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

第三方面，本公开提供一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现本公开第一方面提供的所述方法的步骤。

第四方面，本公开提供一种电子设备，包括：

存储器，其上存储有计算机程序；

处理器，用于执行所述存储器中的所述计算机程序，以实现本公开第一方面提供的所述方法的步骤。

第五方面，本公开提供一种多旋翼无人机，所述多旋翼无人机的旋翼数量大于4，所述多旋翼无人机包括：

存储器，其上存储有计算机程序；

处理器，用于执行所述存储器中的所述计算机程序，以实现本公开第一方面提供的所述方法的步骤。

在上述技术方案中，在多旋翼无人机的动力系统发生故障的情况下，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件；若第二旋翼无法满足继续飞行条件，则从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构；利用重构控制结构，控制多旋翼无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障。在动力系统发生故障、且未发生故障的动力系统的第二旋翼无法满足继续飞行条件时，从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，从而可以通过重构控制结构实现多旋翼无人机在动力系统故障下的控制，以应对多旋翼无人机的硬性故障，提高多旋翼无人机的故障适应能力和容错能力，保障其可靠性和安全性，最小化故障的影响。另外，从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，即将偏航控制通道作为损失自由度，对原始控制结构进行重构，这样，牺牲多旋翼无人机的偏航控制，多旋翼无人机虽然会偏航，但不会出现剧烈翻滚、快速坠落等问题，能够提升多旋翼无人机的稳定性，进一步降低故障的影响。

本公开的其他特征和优点将在随后的具体实施方式部分予以详细说明。

附图说明

附图是用来提供对本公开的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与下面的具体实施方式一起用于解释本公开，但并不构成对本公开的限制。在附图中：

图1是根据一示例性实施例示出的一种多旋翼无人机的控制方法的流程图。

图2是根据一示例性实施例示出的一种PPNNPN构型六旋翼无人机的结构示意图。

图3是根据一示例性实施例示出的一种利用重构控制结构，控制多旋翼无人机的方法的流程图。

图4是根据一示例性实施例示出的一种多旋翼无人机的控制装置的框图。

图5是根据一示例性实施例示出的一种电子设备的框图。

具体实施方式

正如背景技术中所论述的那样，现阶段，多旋翼无人机的容错主要是针对多旋翼无人机的软性故障，并不涉及多旋翼无人机的动力系统的硬性故障(，例如，旋翼故障、电机故障等)，使得多旋翼无人机的可靠性和稳定性无法保障。

鉴于此，本公开提供一种多旋翼无人机的控制方法、装置、介质、设备及无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障，提高多旋翼无人机的故障适应能力和容错能力，保障其可靠性和安全性。

以下结合附图对本公开的具体实施方式进行详细说明。应当理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于说明和解释本公开，并不用于限制本公开。

图1是根据一示例性实施例示出的一种多旋翼无人机的控制方法的流程图，其中，该方法可应用于具有处理能力的电子设备中，例如可应用于多旋翼无人机中的控制器或飞行控制系统，如图1所示，该方法可包括S101～S103。

在S101中，在多旋翼无人机的动力系统发生故障的情况下，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件。

在本公开中，每一动力系统包括旋翼、用于驱动旋翼的电机、电子调速器等部件。多旋翼无人机的旋翼数量大于4，示例地，多旋翼无人机为六旋翼无人机、八旋翼无人机等，相应地，多旋翼无人机包括六个动力系统、八个动力系统等。

另外，上述故障可以为控制信号断连、第一旋翼故障以及用于驱动第一旋翼的电机故障中的一者。并且，发生故障的动力系统的数量可以为一个，也可以为多个，对此，本公开不作具体限定。

在S102中，若未发生故障的动力系统的第二旋翼无法满足继续飞行条件，则从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构。

在本公开中，对于多旋翼无人机，常采用“横滚/俯仰/偏航/高度”四通道控制结构实现无人机的全自由度控制，即多旋翼无人机的原始控制结构包括横滚控制通道、俯仰控制通道、偏航控制通道以及高度控制通道。在多旋翼无人机飞行过程中，根据实时状态计算得到与每一控制通道对应的控制量，再经过控制分配得到各电机转速的控制量。

从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构，即将偏航控制通道作为损失自由度，对原始控制结构进行重构，这样，牺牲多旋翼无人机的偏航控制，多旋翼无人机虽然会偏航，但不会出现剧烈翻滚、快速坠落等问题，能够提升多旋翼无人机的稳定性，进一步降低故障的影响。

若未发生故障的动力系统的第二旋翼无法满足继续飞行条件，则从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构，之后，利用重构控制结构，控制多旋翼无人机，即执行S102和S103。若未发生故障的动力系统的第二旋翼能够满足继续飞行条件，则利用原始控制结构，控制多旋翼无人机。

在S103中，利用重构控制结构，控制多旋翼无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障。

示例地，可以控制多旋翼无人机继续飞行，或者控制多旋翼无人机软着陆。

在上述技术方案中，在多旋翼无人机的动力系统发生故障的情况下，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件；若第二旋翼无法满足继续飞行条件，则从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构；利用重构控制结构，控制多旋翼无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障。在动力系统发生故障、且未发生故障的动力系统的第二旋翼无法满足继续飞行条件时，从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，从而可以通过重构控制结构实现多旋翼无人机在动力系统故障下的控制，以应对多旋翼无人机的硬性故障，提高多旋翼无人机的故障适应能力和容错能力，保障其可靠性和安全性，最小化故障的影响。另外，从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，即将偏航控制通道作为损失自由度，对原始控制结构进行重构，这样，牺牲多旋翼无人机的偏航控制，多旋翼无人机虽然会偏航，但不会出现剧烈翻滚、快速坠落等问题，能够提升多旋翼无人机的稳定性，进一步降低故障的影响。

下面针对上述S101中的根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件的具体实施方式进行详细描述。在一种实施方式中，可以针对上述多旋翼无人机，预先确定相应动力系统发生故障无法满足继续飞行条件的旋翼，并以列表的形式进行存储，这样，在多旋翼无人机的动力系统故障时，通过查询发生故障的动力系统的第一旋翼是否位于该列表中，即可快速确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件。具体来说，若发生故障的动力系统的第一旋翼位于预先建立的相应动力系统发生故障无法满足继续飞行条件的旋翼列表中，则确定未发生故障的动力系统的第二旋翼无法满足继续飞行条件；若发生故障的动力系统的第一旋翼未位于预先建立的相应动力系统发生故障无法满足继续飞行条件的旋翼列表中，则确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能够满足继续飞行条件。

示例地，上述多旋翼无人机为图2中所示的PPNNPN构型六旋翼无人机(P、N分别代表相邻旋翼的顺时针、逆时针旋转)，其中，图2中的坐标系为机体坐标系，该机体坐标系的x轴定义为与多旋翼无人机机体平面平行、指向多旋翼无人机正前方，该机体坐标系的y轴定义为与多旋翼无人机机体平面平行、指向多旋翼无人机右方(从多旋翼无人机的机尾向机头方向看)，该机体坐标系的z轴定义为与多旋翼无人机机体平面垂直、指向多旋翼无人机下方。

针对图2中所示的PPNNPN构型六旋翼无人机，当发生故障的动力系统的旋翼为旋翼3或者旋翼5时，未发生故障的动力系统的其他旋翼将无法满足继续飞行条件，由此，建立的相应动力系统发生故障无法满足继续飞行条件的旋翼列表如下：旋翼3，旋翼5，旋翼1和旋翼3，旋翼3和旋翼4，旋翼3和旋翼6，旋翼2和旋翼5，旋翼4和旋翼5，旋翼5和旋翼6，旋翼1、旋翼3和旋翼6，旋翼2、旋翼4和旋翼5。

示例地，发生故障的动力系统的旋翼为旋翼3，即第一旋翼包括旋翼3，其位于上述旋翼列表中，此时，可以确定未发生故障的动力系统的第二旋翼无法满足继续飞行条件。

又示例地，发生故障的动力系统的旋翼为旋翼5，即第一旋翼包括旋翼5，其位于上述旋翼列表中，此时，可以确定未发生故障的动力系统的第二旋翼无法满足继续飞行条件。

又示例地，发生故障的动力系统的旋翼为旋翼5和旋翼6，即第一旋翼包括旋翼5和旋翼6，它们位于上述旋翼列表中，此时，可以确定未发生故障的动力系统的第二旋翼无法满足继续飞行条件。

又示例地，发生故障的动力系统的旋翼为旋翼1，即第一旋翼包括旋翼1，其并未位于上述旋翼列表中，此时，可以确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能够满足继续飞行条件。

又示例地，发生故障的动力系统的旋翼为旋翼2和旋翼4，即第一旋翼包括旋翼2和旋翼4，它们未位于上述旋翼列表中，此时，可以确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能够满足继续飞行条件。

又示例地，上述多旋翼无人机为PNPNPN构型六旋翼无人机，当任一动力系统的发生故障，未发生故障的动力系统的其他旋翼均无法满足继续飞行条件，由此，建立的相应动力系统发生故障无法满足继续飞行条件的旋翼列表包括所有可能的旋翼组合。即，一旦PNPNPN构型六旋翼无人机的任一动力系统发生故障，即可以确定未发生故障的动力系统的其他旋翼无法满足继续飞行条件。

下面针对上述S103中的利用重构控制结构，控制多旋翼无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障的具体实施方式进行详细说明。具体来说，可以通过图3中所示的S1031和S1032来实现：

在S1031中，确定重构控制结构下多旋翼无人机的目标控制矩阵。

在S1032中，根据目标控制矩阵和当前期望姿态信息，控制多旋翼无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障。

下面针对上述S1031中的确定重构控制结构下多旋翼无人机的目标控制矩阵的具体实施方式进行详细说明，具体来说，可以通过以下步骤(1)和步骤(2)来实现：

(1)获取重构控制结构下第一旋翼对应的过程描述矩阵。

具体来说，可以先获取重构控制结构下多旋翼无人机对应的动力学矩阵；然后，将重构控制结构下的动力学矩阵中、与第一旋翼对应的列的所有元素置零，得到重构控制结构下第一旋翼对应的过程描述矩阵。

在本公开中，重构控制结构下的动力学矩阵为3*n的矩阵，即该动力学矩阵包含n列，n为多旋翼无人机的旋翼的数量，n列与多旋翼无人机的n个旋翼一一对应。

示例地，重构控制结构下的动力学矩阵

其中，c_T为拉力系数，φ_i为多旋翼无人机的第i个旋翼与机体坐标系x轴的夹角，i＝1,2,…,n，r_i为第i个旋翼产生力相对于机体重心的力臂长度(不考虑机体重心与形心不重合的情况)。

示例地，上述多旋翼无人机为图2中所示的PPNNPN构型六旋翼无人机，则重构控制结构下该六旋翼无人机的动力学矩阵为

其中，发生故障的旋翼为旋翼3，即第一旋翼包括旋翼3，其中，A_rotor-re6的第三列与旋翼3对应，因此，将A_rotor-re6的第三列的所有元素置零，得到矩阵

即重构控制结构下第一旋翼对应的过程描述矩阵为

(2)对重构控制结构下第一旋翼对应的过程描述矩阵进行伪逆求解，得到目标控制矩阵。

具体来说，可以通过对重构控制结构下第一旋翼对应的过程描述矩阵进行满秩分解，之后，利用满秩分解得到的列满秩矩阵和行满秩矩阵，计算重构控制结构下第一旋翼对应的过程描述矩阵的伪逆矩阵，即得到目标控制矩阵。

下面针对上述S1032中的根据目标控制矩阵和当前期望姿态信息，控制多旋翼无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障的具体实施方式进行详细说明。具体来说，可以通过以下步骤[1]～步骤[3]来实现：

[1]根据当前期望姿态信息，确定多旋翼无人机的姿态力学信息。

在本公开中，当前期望姿态信息包括横滚角、俯仰角和飞行高度；姿态力学信息可以包括期望横滚力矩、期望俯仰力矩和期望升力。其中，在后续多旋翼无人机控制过程中，多旋翼无人机可以根据实时的期望姿态信息，实时确定姿态力学信息。

[2]根据姿态力学信息和目标控制矩阵，确定第二旋翼对应的控制参数。

在本公开中，上述第二旋翼对应的控制参数可以包括第二旋翼中每一旋翼对应的电机的目标转速。具体来说，可以根据姿态力学信息对应的向量和目标控制矩阵的乘积，确定第二旋翼中每一旋翼对应的电机的目标转速。

示例地，可以根据姿态力学信息对应的向量和目标控制矩阵的乘积，通过以下等式(1)来确定第二旋翼中每一旋翼对应的电机的目标转速：

其中，B_rotor-re为目标控制矩阵；

为姿态力学信息对应的向量，L'为当前期望横滚力矩，M'为当前期望俯仰力矩，T'为当前期望升力；ω_p目为第二旋翼中第p个旋翼对应的电机的目标转速，p＝1,2,…,m，m为多旋翼无人机中未发生故障的旋翼的数量，即第二旋翼包含的旋翼数量。

[3]按照控制参数控制多旋翼无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障。

具体来说，可以针对第二旋翼中每一旋翼对应的电机，控制该电机按照相应的目标转速运转，以实现多旋翼无人机，从而应对多旋翼无人机的硬性故障。

不失一般性，在动力系统发生故障后，多旋翼无人机各控制通道的控制性能均发生变化，因此，需要对各控制通道的参数进行重新适配，其中，这一针对各种发生故障的动力系统情况，预先标定各控制通道的参数，即建立发生故障的动力系统的旋翼与控制通道参数配置信息的对应关系，这样，可以根据上述对应关系，确定与第一旋翼对应的控制通道参数配置信息，并利用与第一旋翼对应的控制通道参数配置信息对各控制通道的参数进行重新适配。

下面针对上述利用原始控制结构，控制多旋翼无人机的具体实施方式进行详细说明。具体来说，可以通过以下步骤1)和步骤2)来实现：

1)确定原始控制结构下多旋翼无人机的原始控制矩阵。

2)根据原始控制矩阵和当前期望飞行姿态信息，控制多旋翼无人机。

下面针对上述步骤1)中的确定原始控制结构下多旋翼无人机的原始控制矩阵的具体实施方式进行详细说明。具体来说，可以通过以下步骤11)和步骤12)来实现：

11)获取原始控制结构下第一旋翼对应的原始过程描述矩阵。

具体来说，可以先获取原始控制结构下多旋翼无人机对应的动力学矩阵；然后，将原始控制结构下的动力学矩阵中、与第一旋翼对应的列的所有元素置零，得到原始控制结构下第一旋翼对应的原始过程描述矩阵。

在本公开中，原始控制结构下的动力学矩阵为4*n的矩阵。

示例地，原始控制结构下的动力学矩阵

其中，c_M为反扭矩系数，α_i为第i个旋翼的旋转方向，当第i个旋翼顺时针旋转时，α_i＝－1，当第i个旋翼逆时针旋转时，α_i＝1。

示例地，上述多旋翼无人机为图2中所示的PPNNPN构型六旋翼无人机，则原始控制结构下的该六旋翼无人机的动力学矩阵为

其中，发生故障的旋翼为旋翼2，即第一旋翼包括旋翼2，其中，A_rotor-6的第二列与旋翼2对应，因此，将A_rotor-6的第二列的所有元素置零，得到矩阵

即原始控制结构下第一旋翼对应的原始过程描述矩阵为

12)对原始控制结构下第一旋翼对应的原始过程描述矩阵进行伪逆求解，得到原始控制结构下多旋翼无人机的原始控制矩阵。

下面针对上述步骤2)中的根据原始控制矩阵和当前期望飞行姿态信息，控制多旋翼无人机的具体实施方式进行详细说明。具体来说，可以通过以下步骤21)～步骤23)来实现：

21)根据当前期望飞行姿态信息，确定多旋翼无人机的飞行姿态力学信息。

在本公开中，当前期望飞行姿态信息包括横滚角、俯仰角、偏航角以及飞行高度；飞行姿态力学信息可以包括期望横滚力矩、期望俯仰力矩、期望偏航力矩和期望升力。其中，在飞行过程中，多旋翼无人机可以根据实时的期望飞行姿态信息，实时确定飞行姿态力学信息。

22)根据飞行姿态力学信息和原始控制矩阵，确定第二旋翼对应的飞行控制参数。

在本公开中，上述第二旋翼对应的飞行控制参数可以包括第二旋翼中每一旋翼对应的电机的目标转速。具体来说，可以根据飞行姿态力学信息对应的向量和原始控制矩阵的乘积，确定第二旋翼中每一旋翼对应的电机的目标转速。

示例地，可以根据飞行姿态力学信息对应的向量和原始控制矩阵的乘积，通过以下等式(2)确定第二旋翼中每一旋翼对应的电机的目标转速：

其中，B_rotor为原始控制矩阵；

为所述飞行姿态力学信息对应的向量，N'为当前期望偏航力矩。

23)按照飞行控制参数控制多旋翼无人机。

具体来说，可以针对第二旋翼中每一旋翼对应的电机，控制该电机按照相应的目标转速运转，以控制多旋翼无人机。

基于同一发明构思，本公开还提供一种多旋翼无人机的控制装置，图4是根据一示例性实施例示出的一种多旋翼无人机的控制装置的框图，如图4所示，该装置400可包括：确定模块401，用于在所述多旋翼无人机的动力系统发生故障的情况下，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件，其中，所述多旋翼无人机的旋翼数量大于4；重构模块402，用于若所述确定模块401确定所述第二旋翼无法满足所述继续飞行条件，则从所述多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构；控制模块403，用于利用所述重构模块402得到的所述重构控制结构，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

在上述技术方案中，在多旋翼无人机的动力系统发生故障的情况下，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件；若第二旋翼无法满足继续飞行条件，则从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构；利用重构控制结构，控制多旋翼无人机，以应对多旋翼无人机的硬性故障。在动力系统发生故障、且未发生故障的动力系统的第二旋翼无法满足继续飞行条件时，从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，从而可以通过重构控制结构实现多旋翼无人机在动力系统故障下的控制，以应对多旋翼无人机的硬性故障，提高多旋翼无人机的故障适应能力和容错能力，保障其可靠性和安全性，最小化故障的影响。另外，从多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，即将偏航控制通道作为损失自由度，对原始控制结构进行重构，这样，牺牲多旋翼无人机的偏航控制，多旋翼无人机虽然会偏航，但不会出现剧烈翻滚、快速坠落等问题，能够提升多旋翼无人机的稳定性，进一步降低故障的影响。

可选地，所述故障为控制信号断连、所述第一旋翼故障以及用于驱动所述第一旋翼的电机故障中的一者。

可选地，所述控制模块403包括：

第一确定子模块，用于确定所述重构控制结构下所述多旋翼无人机的目标控制矩阵；

第一控制子模块，用于根据所述目标控制矩阵和当前期望姿态信息，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

可选地，所述第一确定子模块包括：

第一获取子模块，用于获取所述重构控制结构下所述第一旋翼对应的过程描述矩阵；

伪逆求解子模块，用于对所述过程描述矩阵进行伪逆求解，得到所述目标控制矩阵。

可选地，所述第一获取子模块包括：

第二获取子模块，用于获取所述重构控制结构下所述多旋翼无人机对应的动力学矩阵，其中，所述动力学矩阵包含n列，n为所述多旋翼无人机的旋翼的数量，所述n列与所述多旋翼无人机的n个所述旋翼一一对应；

置零子模块，用于将所述动力学矩阵中、与所述第一旋翼对应的列的所有元素置零，得到所述过程描述矩阵。

可选地，所述第一控制子模块包括：

第二确定子模块，用于根据当前期望姿态信息，确定所述多旋翼无人机的姿态力学信息；

第三确定子模块，用于根据所述姿态力学信息和所述目标控制矩阵，确定所述第二旋翼对应的控制参数；

第二控制子模块，用于按照所述控制参数控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

关于上述实施例中的装置，其中各个模块执行操作的具体方式已经在有关该方法的实施例中进行了详细描述，此处将不做详细阐述说明。

本公开还提供一种多旋翼无人机，所述多旋翼无人机的旋翼数量大于4，所述多旋翼无人机包括：存储器，其上存储有计算机程序；处理器，用于执行所述存储器中的所述计算机程序，以实现上述的多旋翼无人机的控制方法的步骤。

图5是根据一示例性实施例示出的一种电子设备500的框图。如图5所示，该电子设备500可以包括：处理器501，存储器502。该电子设备500还可以包括多媒体组件503，输入/输出(I/O)接口504，以及通信组件505中的一者或多者。

其中，处理器501用于控制该电子设备500的整体操作，以完成上述的多旋翼无人机的控制方法中的全部或部分步骤。存储器502用于存储各种类型的数据以支持在该电子设备500的操作，这些数据例如可以包括用于在该电子设备500上操作的任何应用程序或方法的指令，以及应用程序相关的数据，例如联系人数据、收发的消息、图片、音频、视频等等。该存储器502可以由任何类型的易失性或非易失性存储设备或者它们的组合实现，例如静态随机存取存储器(Static Random Access Memory，简称SRAM)，电可擦除可编程只读存储器(Electrically Erasable Programmable Read-Only Memory，简称EEPROM)，可擦除可编程只读存储器(Erasable Programmable Read-Only Memory，简称EPROM)，可编程只读存储器(Programmable Read-Only Memory，简称PROM)，只读存储器(Read-Only Memory，简称ROM)，磁存储器，快闪存储器，磁盘或光盘。多媒体组件503可以包括屏幕和音频组件。其中屏幕例如可以是触摸屏，音频组件用于输出和/或输入音频信号。例如，音频组件可以包括一个麦克风，麦克风用于接收外部音频信号。所接收的音频信号可以被进一步存储在存储器502或通过通信组件505发送。音频组件还包括至少一个扬声器，用于输出音频信号。I/O接口504为处理器501和其他接口模块之间提供接口，上述其他接口模块可以是键盘，鼠标，按钮等。这些按钮可以是虚拟按钮或者实体按钮。通信组件505用于该电子设备500与其他设备之间进行有线或无线通信。无线通信，例如Wi-Fi，蓝牙，近场通信(Near FieldCommunication，简称NFC)，2G、3G、4G、NB-IOT、eMTC、或其他5G等等，或它们中的一种或几种的组合，在此不做限定。因此相应的该通信组件505可以包括：Wi-Fi模块，蓝牙模块，NFC模块等等。

在一示例性实施例中，电子设备500可以被一个或多个应用专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，简称ASIC)、数字信号处理器(DigitalSignal Processor，简称DSP)、数字信号处理设备(Digital Signal Processing Device，简称DSPD)、可编程逻辑器件(Programmable Logic Device，简称PLD)、现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array，简称FPGA)、控制器、微控制器、微处理器或其他电子元件实现，用于执行上述的多旋翼无人机的控制方法。

在另一示例性实施例中，还提供了一种包括程序指令的计算机可读存储介质，该程序指令被处理器执行时实现上述的多旋翼无人机的控制方法的步骤。例如，该计算机可读存储介质可以为上述包括程序指令的存储器502，上述程序指令可由电子设备500的处理器501执行以完成上述的多旋翼无人机的控制方法。

以上结合附图详细描述了本公开的优选实施方式，但是，本公开并不限于上述实施方式中的具体细节，在本公开的技术构思范围内，可以对本公开的技术方案进行多种简单变型，这些简单变型均属于本公开的保护范围。

另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合。为了避免不必要的重复，本公开对各种可能的组合方式不再另行说明。

此外，本公开的各种不同的实施方式之间也可以进行任意组合，只要其不违背本公开的思想，其同样应当视为本公开所公开的内容。

Claims (10)

1.一种多旋翼无人机的控制方法，其特征在于，包括：

在所述多旋翼无人机的动力系统发生故障的情况下，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件，其中，所述多旋翼无人机的旋翼数量大于4；

若所述第二旋翼无法满足所述继续飞行条件，则从所述多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构，其中，所述原始控制结构包括横滚控制通道、俯仰控制通道、所述偏航控制通道以及高度控制通道；

利用所述重构控制结构，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述故障为控制信号断连、所述第一旋翼故障以及用于驱动所述第一旋翼的电机故障中的一者。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述利用所述重构控制结构，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障，包括：

确定所述重构控制结构下所述多旋翼无人机的目标控制矩阵；

根据所述目标控制矩阵和当前期望姿态信息，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述确定所述重构控制结构下所述多旋翼无人机的目标控制矩阵，包括：

获取所述重构控制结构下所述第一旋翼对应的过程描述矩阵；

对所述过程描述矩阵进行伪逆求解，得到所述目标控制矩阵。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述获取所述重构控制结构下所述第一旋翼对应的过程描述矩阵，包括：

获取所述重构控制结构下所述多旋翼无人机对应的动力学矩阵，其中，所述动力学矩阵包含n列，n为所述多旋翼无人机的旋翼的数量，所述n列与所述多旋翼无人机的n个所述旋翼一一对应；

将所述动力学矩阵中、与所述第一旋翼对应的列的所有元素置零，得到所述过程描述矩阵。

6.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述根据所述目标控制矩阵和当前期望姿态信息，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障，包括：

根据当前期望姿态信息，确定所述多旋翼无人机的姿态力学信息；

根据所述姿态力学信息和所述目标控制矩阵，确定所述第二旋翼对应的控制参数；

按照所述控制参数控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

7.一种多旋翼无人机的控制装置，其特征在于，包括：

确定模块，用于在所述多旋翼无人机的动力系统发生故障的情况下，根据发生故障的动力系统的第一旋翼，确定未发生故障的动力系统的第二旋翼能否满足继续飞行条件，其中，所述多旋翼无人机的旋翼数量大于4；

重构模块，用于若所述确定模块确定所述第二旋翼无法满足所述继续飞行条件，则从所述多旋翼无人机的原始控制结构中去除偏航控制通道，得到重构控制结构，其中，所述原始控制结构包括横滚控制通道、俯仰控制通道、所述偏航控制通道以及高度控制通道；

控制模块，用于利用所述重构模块得到的所述重构控制结构，控制所述多旋翼无人机，以应对所述多旋翼无人机的硬性故障。

8.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该程序被处理器执行时实现权利要求1-6中任一项所述方法的步骤。

9.一种电子设备，其特征在于，包括：

存储器，其上存储有计算机程序；

处理器，用于执行所述存储器中的所述计算机程序，以实现权利要求1-6中任一项所述方法的步骤。

10.一种多旋翼无人机，其特征在于，所述多旋翼无人机的旋翼数量大于4，所述多旋翼无人机包括：

存储器，其上存储有计算机程序；

处理器，用于执行所述存储器中的所述计算机程序，以实现权利要求1-6中任一项所述方法的步骤。

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