CN114415515B - 一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法 - Google Patents

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CN114415515B CN202210064765.6A CN202210064765A CN114415515B CN 114415515 B CN114415515 B CN 114415515B CN 202210064765 A CN202210064765 A CN 202210064765A CN 114415515 B CN114415515 B CN 114415515B
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Abstract

本发明适用于固定翼无人机技术领域，提供了一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，采集无人机俯仰角、滚转角、偏航角、飞行高度和速度，与期望值比较计算误差，当其中任一误差值大于对应的设定阈值时，采用对应的控制律控制对应的执行机构；在正常控制律的基础上，对于操作舵面出现卡死的状态，增加了控制混合器，以正常控制律的输出为控制混合器的输入，执行以下控制律：
Figure DDA0003479675150000011
本发明舵面卡死故障下的控制律不改变原先设计好的分数阶反步滑模控制器结构，能够使原先控制器的优点得以保留，使整个控制系统在方向舵卡死和副翼卡死两种故障情况下能够保持稳定，使固定翼无人机能够适应不同的卡死角度进行稳定飞行。

Description

一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法
技术领域
本发明涉及固定翼无人机技术领域，尤其涉及一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法。
背景技术
随着航空航天技术的发展，固定翼无人机由于飞行高度高，续航和运输能力强，飞行速度快等优点逐渐的进入人们的生活中。许多学者致力于提高固定翼无人机的飞行性能但固定翼的运动学模型更复杂，耦合性和非线性也随之更强，飞行控制也更加困难。特别是当固定翼无人机发生故障时，正常控制律的失效往往导致坠机事件的发生。由于固定翼无人机飞行环境会大范围变化，导致气动参数摄动及建模误差，会引起飞行系统的不稳定，所以使用良好鲁棒性的控制器来消除这些影响，实现控制系统的稳定是非常必要的。
对于固定翼无人机来说舵面卡死是一种很严重的故障模式，对于固定翼无人机来说在发生舵面卡死之后，执行机构并不能进行调控，此时有效舵面减少，很容易出现坠机的情况。因此不仅要保证固定翼无人机在正常控制律作用下能够稳定运行，也要保证固定翼无人机在发生舵面卡死之后仍然可控。
由于固定翼无人机本身属于欠驱动非线性系统，各个状态之间的耦合性比较大，因此对其的控制相对比较复杂。如今固定翼无人机的控制技术以及故障状态下的控制律重构方法正在飞速的发展，但是每种控制方法下都存在着一定的问题和缺陷，如PID控制方法对非线性多输入多输出系统的不适性，反步控制方法较弱的抗干扰和鲁棒特性，以及反步滑模控制方法可能存在的强烈抖动等。因而如何能够实现固定翼无人机在卡死状态下的稳定飞行控制，是本领域亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于分数阶控制算法的固定翼无人机舵面卡死状态下的控制方法，对固定翼无人机的姿态角设计采用基于分数阶的反步滑模控制器，使固定翼无人机达到飞行姿态角的稳定。在构建出正常固定翼无人机飞行控制律之后，在原先控制律不变的基础上采用伪逆法对固定翼无人机方向舵卡死和副翼卡死两种故障状态下的控制率进行重构。
一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，包括以下步骤：
S10.采集无人机的俯仰角θ、滚转角φ、偏航角ψ、飞行高度h和速度V，设定期望值：期望俯仰角θd、期望滚转角φd、期望偏航角ψd、期望飞行高度hd和期望速度Vd，计算俯仰角误差eθ、滚转角误差eφ、偏航角误差eψ、飞行高度误差eh和速度误差eV；
S20.当俯仰角误差eθ、滚转角误差eφ、偏航角误差eψ、飞行高度误差eh和速度误差eV均小于各自的设定阈值时，则系统稳定，返回步骤S10；
S30.当俯仰角误差eθ、滚转角误差eφ、偏航角误差eψ、飞行高度误差eh和速度误差eV之一超出对应的设定阈值时，根据对应的俯仰角控制律Uθ、滚转角控制律Uφ、偏航角控制律Uψ、飞行高度控制律Uh和速度控制律Uv控制对应的执行机构；
S40.当操作舵面出现卡死状态，采用以下控制律ug控制执行机构：
Figure SMS_1
其中，Bgj为无卡死状态下的输入矩阵Bg阵中去掉第j列故障后得到的矩阵，
Figure SMS_2
为Bgj的伪逆矩阵，u为系统输入u＝[δel δer δal δar δr]T，δel,δer分别为步骤 S30所得到的左右升降舵的俯仰角控制量，δal，δar分别为左右副翼的滚转角控制量，δr为方向舵偏航角控制量；bgj为Bg阵中对应故障输入的那一列，δg为故障操纵面的卡死角度。
进一步地，步骤S30中，俯仰角控制律Uθ为：
Figure SMS_3
其中，
Figure SMS_7
Figure SMS_13
αe、μe分别为升降舵影响产生的迎角和航迹倾斜角，
Figure SMS_16
为气流坐标系(xa，ya，za)的xa轴上推力与速度的偏导数，Zα为za轴上升力和阻力与迎角的气动导数、
Figure SMS_6
为za轴上升力与迎角的气动导数、
Figure SMS_9
为za轴上升力与升降舵偏角的气动导数，MV为空速引起的俯仰力矩的变化、Mα为迎角引起的俯仰力矩的变化、
Figure SMS_12
为迎角变化率引起的俯仰力矩的变化、Mq为俯仰角速率引起的俯仰力矩的变化、
Figure SMS_15
为升降舵偏转角引起俯仰力矩的变化、
Figure SMS_4
为速度引起俯仰力矩的变化，Zv是za轴上升力与空速的气动导数，Zq是指za轴上升力与俯仰加速度的气动导数；pw为气流坐标系内滚转角速度，qw为气流坐标系内俯仰角速度，rw为气流坐标系内偏航角速度；a是迎角，q是俯仰角角速度，g是重力加速度，
Figure SMS_8
是期望俯仰角θd的二阶导数，
Figure SMS_11
为俯仰角误差eθ的一阶导，εθ,kθ，λ3均为正常数，Sθ(t)是俯仰角控制滑模面，
Figure SMS_14
Γ()是伽马函数，f(t)范指函数，符号函数
Figure SMS_5
且
Figure SMS_10
n是分数阶次数，
0＜τ＜t 0<n<1,。
进一步地，步骤S30中，滚转角控制律Uφ为：
Figure SMS_17
其中，
Figure SMS_18
分别为侧滑角引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和，滚转角速度引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和，偏航角速度引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和，副翼偏转引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和；
Figure SMS_19
Figure SMS_20
Figure SMS_21
Figure SMS_22
β为侧滑角，p为滚转角速度，r为偏航角速度，
Figure SMS_23
是期望滚转角φd的二阶导数，εφ,kφ，λ1为正常数，Sφ(t)是滚转角控制滑模面，
Figure SMS_24
为滚转角误差eφ的一阶导；
Figure SMS_25
分别是侧滑角引起的滚转力矩，滚转角速度引起的滚转力矩，偏航角速度引起的滚准力矩，副翼偏转引起的滚转力矩，方向舵偏转引起的滚转力矩，Nβ、Np、Nr、Nδa、Nδr分别是侧滑角引起的偏航力矩，滚转角速度引起的偏航力矩，偏航角速度引起的偏航力矩，副翼偏转引起的偏航力矩，方向舵偏转引起的偏航力矩，
Figure SMS_26
Figure SMS_27
Ix,Iy,Iz是无人机分别为绕x,y,z三个轴方向上的转动惯量，Ixz为惯量积。
进一步地，步骤S30中，偏航角控制律Uψ为：
Figure SMS_28
Figure SMS_29
Figure SMS_30
Figure SMS_31
Figure SMS_32
Figure SMS_33
是期望滚转角φψ的二阶导数，εψ,kψ，λ2为正常数，Sψ(t)是滚转角控制滑模面，Nδr是方向舵偏转引起的偏航力矩，
Figure SMS_34
指方向舵偏转引起的滚转力矩。
进一步地，步骤S30中，速度控制律Uv为：
Figure SMS_35
其中，f6＝Xv+XTV cosαe,f7＝Xα,f8＝-gcosue,
Figure SMS_36
a是迎角，θ为俯仰角；
Figure SMS_37
是期望速度Vd的一阶导，εv,kv为正常数，Sv(t)是速度控制滑模面，XV为气流坐标系内的xa轴上阻力对速度的偏导数，XδT是油门开度引起za轴气动力的变化，Xa为气流坐标系内xa轴上升力与阻力对迎角的气动导数。
进一步地，所述飞行高度控制律分为内环控制和外环控制，所述内环控制为俯仰角控制律Uθ，外环控制律为：
θd＝Kp(hd-h)+KI∫(hd-h)dt+Kd(hd-h)，
其中，KP,KI,Kd是PID控制器系数，分别比例系数，积分系数微分系数。
采用本发明的一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，相对于现有技术，至少具有以下有益效果：
本发明设计的滑模切换控制律,可以加快被控对象从初始状态到达滑模面的收敛速度,并且保证该状态在滑模面上发生抖动时,能够很快地将被控对象拉回滑模面,并且根据仿真实验,在分数阶滑模切换律的作用下,当被控状态离滑模面越远的时候,控制器的作用力度越大,反之则越小，从而保证了被控状态的稳定和精确，原因在于：
1.分数阶的符号函数
Figure SMS_38
与符号函数sgn(f(t))具有相同的效果，因此保证了切换函数的功能性能够得到实现；
2.
Figure SMS_39
的绝对值明显能够大于1，当状态具有离开滑模面的趋势时，分数阶切换率能够产生一个大于“1”的反向拉力，能够将离开滑模面的状态拉回，而符号函数sgn(f(t))一般只能为0或1，因此这种设计提高了控制器的性能；即加快了被控对象的收敛速度和精度。
3.相比整数阶系统的稳定域严格要求特征值只能在虚轴左边，分数阶的引入能够使稳定域向右半平面扩展，即系统的稳定域更宽,参数的选择更多。因此分数阶滑模切换控制律的设计和引入能够使控制器更快速且更稳定地响应和介入，当无人机在飞行过程中遇到外界干扰等情况发生姿态不稳定的情况时，能够在控制器的快速和强力作用下拉回稳定状态，以保证固定翼无人机在飞行过程中的稳定。
4.本发明舵面卡死故障下的控制律不改变原先设计好的分数阶反步滑模控制器结构，能够使原先控制器的优点得以保留；
5.本发明的控制方法使整个控制系统在方向舵卡死和副翼卡死两种故障情况下能够保持稳定，使固定翼无人机能够适应不同的卡死角度进行稳定飞行。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，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的附图。
图1是本发明实施例的一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法的控制框图；
图2是本发明实施例的操作舵面出现卡死状态时的控制结构框图；
图3是本发明实施例的飞行高度控制框图；
图4是副翼卡死故障的空间飞行轨迹在地面坐标系中的沿各轴方向上的解耦量；
图5是副翼卡死故障下无人机飞行过程中的迎角变化曲线以及侧滑角变化曲线；
图6是副翼卡死故障下无人机飞行过程中欧拉角的变化曲线；
图7是副翼卡死故障下无人机飞行过程中的空速变化曲线；
图8是副翼卡死故障情况下无人机飞行过程中，舵面指令的响应曲线；
图9是方向舵卡死故障下飞行轨迹在地面坐标系各轴上的分量；
图10是方向舵卡死故障下飞行过程中迎角与侧滑角的变化曲线；
图11是方向舵卡死故障下无人机飞行过程中欧拉角的变化曲线；
图12是方向舵卡死故障系无人机飞行过程中舵面指令响应曲线；
图13为方向舵卡死故障下无人机飞行过程中舵面指令响应曲线。
具体实施方式
以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。
一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，如图1所示，包括以下步骤：
S10.采集无人机的俯仰角θ、滚转角φ、偏航角ψ、飞行高度h和速度V(无人机相对空气的速度)；设定期望值：期望俯仰角θd、期望滚转角φd、期望偏航角ψd、期望飞行高度hd和期望速度Vd，计算俯仰角误差eθ、滚转角误差eφ、偏航角误差eψ、飞行高度误差eh和速度误差eV:
eθ＝|θ-θd|，eφ＝|φ-φd|，eψ＝|ψ-ψd|，eh＝|h-hd|，eV＝|V-Vd|；
S20.当俯仰角误差eθ、滚转角误差eφ、偏航角误差eψ、飞行高度误差eh和速度误差eV均小于各自的设定阈值时，则系统稳定，返回步骤S10，继续监控无人机的俯仰角、滚转角、偏航角、飞行高度和速度；
S30.当俯仰角误差eθ、滚转角误差eφ、偏航角误差eψ、飞行高度误差eh和速度误差eV之一超出设定阈值时，根据对应的俯仰角控制律Uθ、滚转角控制律Uφ、偏航角控制律Uψ、飞行高度控制律Uh和速度控制律Uv控制对应的执行机构；
也就是说，当至少其中一个误差值超出对应的设定阈值时，则采用相应的控制律控制对应的执行机构进行操作调整。例如，当俯仰角误差大于俯仰角误差设定阈值时，采用俯仰角控制律控制升降舵进行调整；当滚转角误差大于滚转角误差设定阈值，同时偏航角误差大于滚转角误差设定阈值时，采用滚转角控制律控制副翼，同时采用方向舵控制律控制方向舵。
其中，俯仰角控制律Uθ为：
Figure SMS_40
其中，
Figure SMS_44
Figure SMS_51
αe、μe分别为升降舵影响产生的迎角和航迹倾斜角，
Figure SMS_53
为气流坐标系(xa，ya，za)的xa轴上推力与速度的偏导数，Zα为za轴上升力和阻力与迎角的气动导数、
Figure SMS_45
为za轴上升力与迎角气动导数、
Figure SMS_48
为za轴上升力与升降舵偏角的气动导数，MV为空速引起的俯仰力矩的变化、Mα为迎角引起的俯仰力矩的变化、
Figure SMS_50
为迎角变化率引起的俯仰力矩的变化、Mq为俯仰角速率引起的俯仰力矩的变化、
Figure SMS_52
为升降舵偏转角引起俯仰力矩的变化、
Figure SMS_41
为速度引起俯仰力矩的变化，Zv是za轴上升力与空速的气动导数，Zq是指za轴上升力与俯仰加速度的气动导数；a是迎角，q是俯仰角速度， g是重力加速度，
Figure SMS_43
是期望俯仰角θd的二阶导数，
Figure SMS_47
为俯仰角误差eθ的一阶导，εθ,kθ，λ3均为正常数，Sθ(是俯仰角控制滑模面，
Figure SMS_49
Γ()是伽马函数，f(t)范指函数，符号函数
Figure SMS_42
且
Figure SMS_46
n 是分数阶次数，0<n<1,0＜τ＜t；
滚转角控制律Uφ为：
Figure SMS_54
其中，
Figure SMS_55
为侧滑角引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和，滚转角速度引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和，偏航角速度引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和，副翼偏转引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和；
Figure SMS_56
Figure SMS_57
Figure SMS_58
Figure SMS_59
β为侧滑角，p为滚转角速度，r为偏航角速度，
Figure SMS_60
是期望滚转角φd的二阶导数，εφ,kφ，λ1为正常数，Sφ(t)是滚转角控制滑模面，
Figure SMS_61
为滚转角误差eφ的一阶导；
Figure SMS_62
分别是侧滑角引起的滚转力矩，滚转角速度引起的滚转力矩，偏航角速度引起的滚准力矩，副翼偏转引起的滚转力矩，方向舵偏转引起的滚转力矩，Nβ、Np、Nr、Nδa、Nδr分别是侧滑角引起的偏航力矩，滚转角速度引起的偏航力矩，偏航角速度引起的偏航力矩，副翼偏转引起的偏航力矩，方向舵偏转引起的偏航力矩，
Figure SMS_63
Figure SMS_64
Ix,Iy,Iz是无人机分别为绕x,y,z三个轴方向上的转动惯量，Ixz为惯量积。
偏航角控制律Uψ为：
Figure SMS_65
Figure SMS_66
Figure SMS_67
Figure SMS_68
Figure SMS_69
Figure SMS_70
是期望滚转角φψ的二阶导数，εψ,kψ，λ2为正常数，Sψ(t)是滚转角控制滑模面。
本发明的姿态角控制器在设计时使用反步控制结构将系统拆分为两个子系统,在通过反步控制与滑模控制对两个子系统进行控制器的设计，构建满足李亚普诺夫稳定性理论的控制律,并通过虚拟中间控制变量将二者串联成为完整控制器,使控制器能够很好的适配系统的非线性。同时,为了增强控制器的抗扰动能力和鲁棒性，在第二次反步设计时,对被控变量进行滑模控制设计,引入滑模控制的高抗扰能力、强鲁棒性。同时将滑模控制的趋近律改进为分数阶形式，由于分数阶系统具有更宽的稳定域以及更多的参数选取方案,使系统在迭代调试时,能够选取到最合适的参数。当被控状态还未到达滑模面,或者因外界干扰等因素偏离滑模面时,控制器的介入程度和控制力度将会与状态与滑模面之间的距离成正比,即当状态离滑模面越远的时候,控制器的作用力度越大,介入程度越高,而越近时则相反。分数阶滑模相对于滑模控制而言能够使被控状态进入滑模面的的过程更加快速、稳定,极大地缓减传统滑模控制抖颤特性,以此保证无人机的飞行控制在快速响应的同时,更加平稳,达到优化控制的目的。
速度控制律Uv为：
Figure SMS_71
其中，f6＝Xv+XTV cosαe,f7＝Xα,f8＝-gcosue,
Figure SMS_72
a是迎角，θ为俯仰角；
Figure SMS_73
是期望速度Vd的一阶导，εv,kv为正常数，Sv(t)是速度控制滑模面，XV为气流坐标系内的xa轴上阻力对速度的偏导数，XδT为气流坐标系推力对油门开度的气动导数，Xa为气流坐标系内xa轴上升力与阻力对迎角的气动导数。
对于速度回路则使用分数阶滑模控制的方法直接控制油门开度来实现对飞行速度的控制。
值得说明的是，以上俯仰角控制律Uθ、滚转角控制律Uφ、偏航角控制律Uψ和速度控制律Uv计算出来分别对应于升降舵的俯仰角控制量，副翼的滚转角控制量，方向舵偏航角控制量，以及油门开度。
高度控制回路一般是在姿态控制回路的基础上形成的。对于固定翼无人机高度的控制则使用PID控制器作为外环，俯仰角控制回路作为内环构成双闭环的高度控制回路，既不影响俯仰角控制回路的鲁棒性的同时，也使得高度控制回路拥有了本发明控制方法的优点，如图3所示，所述内环控制为俯仰角控制律Uθ，外环控制律为：
θd＝Kp(hd-h)+KI∫(hd-h)dt+Kd(hd-h)，
其中，KP,KI,Kd是PID控制器系数，分别比例系数，积分系数微分系数。
也就是说，本发明的飞行高度控制器是在俯仰角回路的控制基础上来实现的，其内回路为俯仰角控制回路，外回路将固定翼实际飞行高度h与期望飞行高度hd进行反馈求和作为系统的输入。经过PID控制器多误差进行处理之后将求和后的高度差转化为俯仰角的期望输入值θd此时系统将高度变化转化为俯仰角度变化，当得到俯仰角期望改变的角度后，进入俯仰角控制回路，进而控制飞行高度。
S40.当操作舵面出现卡死状态，采用以下控制律ug控制执行机构：
Figure SMS_74
其中，Bgj为无卡死状态下的输入矩阵Bg阵中去掉第j列故障后得到的矩阵，
Figure SMS_75
为Bgj的伪逆矩阵，u为系统输入u＝[δel δer δal δar δr]T，δel,δer分别为步骤S30得到的左右升降舵的俯仰角控制量，δal，δar分别为步骤S30得到的左右副翼的偏转角即滚转角控制量，δr为步骤S30得到的方向舵偏航角控制量；bgj为Bg阵中对应故障输入的那一列，δg为故障操纵面的卡死角度。
本领域技术人员可以理解，步骤30中俯仰角控制律只有一个，但是对于左右升降舵的俯仰角控制均采用同一个俯仰角控制律计算；左右副翼的滚转角控制律的计算同理。
舵面卡死是指操纵舵面卡死在某一故障位置。当舵面卡死故障发生时，舵面不能产生预期的操纵效果，而且还会产生不希望的附加力和力矩，必须通过剩余舵面来抵消卡死舵面所带来的影响。
因此，本发明在正常控制律输出和执行机构之间增加了一个控制混合器，在正常情况下，控制混合器矩阵是单位矩阵，操纵面发生故障后，就通过调整控制混合器中各元素的值，切换操纵面及其增益，将失效操纵面的力和力矩重新分配到剩余的正常操纵面上，基本结构如图2所示。本发明控制混合器的作用就是在故障条件下实现控制效果的再分配。在最小二乘意义上使得包括执行机构在内的飞机对象在发生故障前后保持接近的输入输出特性。从而保证整个控制系统的动态特性。
若飞机正常状态的方程为：
Figure SMS_76
操纵面卡死的飞机方程为：
Figure SMS_77
其中，状态变量x＝[v α q β p r]，依次为空速，迎角，俯仰角角速度，侧滑角，滚转角角速度，偏航角角速度。
重构使Bgjug+bgjδg＝Bu，
解之得：
Figure SMS_78
前一项
Figure SMS_79
将原有舵面指令在剩余操纵面上进行重新分配，第二项
Figure SMS_80
用于抵消卡死舵面的影响。
在舵面卡死故障下的控制律不改变原先设计好的分数阶反步滑模控制器结构，能够使原先控制器的优点得以保留。
本发明在正常控制律的基础上加入控制混合器，使整个控制系统在方向舵卡死和副翼卡死两种故障情况下能够保持稳定，使固定翼无人机能够适应不同的卡死角度进行稳定飞行。
具体算例：
以下对本发明涉及的控制方法进行仿真实验。初始的正常飞行状态为定直平飞，其中无人机最初在上升速度为1。由初始高度640m以3m/s的速度获得控制纵向运动所需的俯仰角；对于横向运动，预设了所需的偏航角。然后，执行器在特定时刻发生故障。在相同的初始条件下对副翼卡死和方向舵卡死两种故障情况下进行仿真实验，具体如下：
首先设置副翼卡死故障，故障引入时间为正常飞行十秒钟之后。
图4为副翼卡死故障下的固定翼无人机空间飞行轨迹在地面坐标系中的沿各轴方向上的解耦量。由坐标轴Z上故障曲线可以看出，其中副翼卡死5度、10度和15度修正前，在33-35s就下降到0，是因为此时无人机已经坠落，之后的数据不具有参考价值。
图5为副翼卡死故障下固定翼无人机飞行过程中的迎角变化曲线以及侧滑角变化曲线。在卡死故障发生以后，迎角快速上升。对于侧滑角，无人机飞行控制系统尽力保持原样的0侧滑，但是并不有效，而在经由伪逆法重构控制修正后的响应曲线中，我们可以看到修正后的曲线在迎角图中很快就跟踪上正常状态的迎角响应曲线，而在侧滑角跟踪曲线中，由于重构控制而使得无人机保持在一个稳定侧滑，以补偿副翼卡死带来的滚转力矩和偏航力矩，避免无人机进入螺旋运动。
图6为副翼卡死故障下无人机飞行过程中姿态角的变化曲线。可以看出故障引入之后，在没有进行修正的欧拉角曲线中，俯仰角滚转角以及偏航角开始发生震荡。这时由于副翼发生卡死，导致产生了滚转力矩以及偏航力矩使无人机进入螺旋下降的状态。而在经由伪逆法重构控制修正后的响应曲线中，俯仰角，滚转角，偏航角都能够与没有发生故障下的曲线保持一致。
图7为副翼卡死故障下无人机飞行过程中的空速变化曲线。修正前空速曲线显示，副翼卡死导致无人机速度失控，速度保持控制器处于失控状态。
图8副翼卡死故障下无人机飞行过程中，舵面指令的响应曲线。
其次设置方向舵卡死情况，故障引入时间为正常飞行十秒钟之后。
图9为方向舵卡死故障下固定翼无人机飞行轨迹在地面坐标系各轴上的分量。方向舵卡死的情况并不像副翼卡死那样严重，只有卡死角度较大时才会导致飞行高度的下降，较小的卡死角度之后使无人机做盘旋运动。
图10为方向舵卡死故障下固定翼无人机飞行过程中迎角与侧滑角的变化曲线。由图10可以看出在方向舵卡死并且没有加以控制时，无人机会发生严重的偏航，在修正以后，无人机就可以沿着正常状态的预设飞行轨迹飞行，虽然也有部分偏差，但是误差较小。
图11为方向舵卡死故障下固定翼无人机飞行过程中欧拉角的变化曲线。由图11可以看出在修正前后方向舵卡死在一定范围内对俯仰角的影响不大，超过一定范围之后会导致俯仰角的不稳定，此时处于不可控的状态。由修正前的欧拉角曲线可以看出方向舵卡死对偏航角的影响最大。修正后达到偏航角曲线虽然不能够完全与正常状态下的偏航角曲线重合，但也在一定范围内保持稳定。
图12为方向舵卡死故障下固定翼无人机飞行过程中的空速变化曲线，在发生小角度方向舵卡死时修正前后的空速的变化不大，并且都能够跟正常状态下的空速变化保持一致。当卡死角度-13°时，修正前空速无法与正常状态下的空速曲线保持一致，而修正后的空速曲线能够与正常状态下的空速曲线保持一致并保持稳定。
图13为方向舵卡死故障下无人机飞行过程中舵面指令响应曲线。无人机经过重构控制以后，舵面指令会在一定时间内发生振荡，最后收敛至稳定状态。舵量也在允许范围之内。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
S10.采集无人机的俯仰角θ、滚转角φ、偏航角ψ、飞行高度h和速度V，设定期望值：期望俯仰角θd、期望滚转角φd、期望偏航角ψd、期望飞行高度hd和期望速度Vd，计算俯仰角误差eθ、滚转角误差eφ、偏航角误差eψ、飞行高度误差eh和速度误差eV；
S20.当俯仰角误差eθ、滚转角误差eφ、偏航角误差eψ、飞行高度误差eh和速度误差eV均小于各自的设定阈值时，则系统稳定，返回步骤S10；
S30.当俯仰角误差eθ、滚转角误差eφ、偏航角误差eψ、飞行高度误差eh和速度误差eV之一超出对应的设定阈值时，根据对应的俯仰角控制律Uθ、滚转角控制律Uφ、偏航角控制律Uψ、飞行高度控制律Uh和速度控制律Uv控制对应的执行机构；
S40.当操作舵面出现卡死状态，采用以下控制律ug控制执行机构：
Figure FDA0004083001400000011
其中，Bgj为无卡死状态下的输入矩阵Bg阵中去掉第j列故障后得到的矩阵，
Figure FDA0004083001400000012
为Bgj的伪逆矩阵，u为系统输入u＝[δelδerδalδarδr]T，δel,δer分别为步骤S30所得到的左右升降舵的俯仰角控制量，δal，δar分别为左右副翼的滚转角控制量，δr为方向舵偏航角控制量；bgj为Bg阵中对应故障输入的那一列，δg为故障操纵面的卡死角度。
2.根据权利要求1所述的一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，其特征在于，步骤S30中，俯仰角控制律Uθ为：
Figure FDA0004083001400000021
其中，
Figure FDA0004083001400000022
Figure FDA0004083001400000023
αe、μe分别为升降舵影响产生的迎角和航迹倾斜角，XTV为气流坐标系(xa，ya，za)的xa轴上推力与速度的偏导数，Zα为za轴上升力对迎角的导数与阻力之和的气动导数，
Figure FDA0004083001400000024
为za轴上升力与迎角的气动导数，
Figure FDA0004083001400000025
为za轴上升力与升降舵偏角的气动导数，MV为空速引起的俯仰力矩的变化，Mα为迎角引起的俯仰力矩的变化，
Figure FDA0004083001400000026
为迎角变化率引起的俯仰力矩的变化，Mq为俯仰角速率引起的俯仰力矩的变化，
Figure FDA0004083001400000027
为升降舵偏转角引起俯仰力矩的变化，
Figure FDA0004083001400000028
为速度引起俯仰力矩的变化，Zv是za轴上升力与空速的气动导数，Zq是指za轴上升力与俯仰加速度的气动导数；a是迎角，q是俯仰角角速度，g是重力加速度，
Figure FDA0004083001400000029
是期望俯仰角θd的二阶导数，
Figure FDA00040830014000000210
为俯仰角误差eθ的一阶导，εθ,kθ，λ3均为正常数，Sθ(t)是俯仰角控制滑模面，
Figure FDA00040830014000000211
Γ()是伽马函数，f(t)范指函数，符号函数
Figure FDA00040830014000000212
且
Figure FDA00040830014000000213
n是分数阶次数，0<n<1,0＜τ＜t，t是时间。
3.根据权利要求2所述的一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，其特征在于，步骤S30中，滚转角控制律Uφ为：
Figure FDA00040830014000000312
其中，
Figure FDA0004083001400000033
分别为侧滑角引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和，滚转角速度引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和，偏航角速度引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和，副翼偏转引起的滚转力矩与偏航力矩的加权和；
Figure FDA0004083001400000034
Figure FDA0004083001400000035
Figure FDA00040830014000000313
Figure FDA0004083001400000036
β为侧滑角，p为滚转角速度，r为偏航角速度，
Figure FDA0004083001400000037
是期望滚转角φd的二阶导数，εφ,kφ，λ1为正常数，Sφ(t)是滚转角控制滑模面，
Figure FDA0004083001400000038
为滚转角误差eφ的一阶导；
Figure FDA0004083001400000039
分别是侧滑角引起的滚转力矩，滚转角速度引起的滚转力矩，偏航角速度引起的滚准力矩，副翼偏转引起的滚转力矩，Nβ、Np、Nr、Nδa分别是侧滑角引起的偏航力矩，滚转角速度引起的偏航力矩，偏航角速度引起的偏航力矩，副翼偏转引起的偏航力矩，
Figure FDA00040830014000000310
Figure FDA00040830014000000311
Ix,Iy,Iz是无人机分别为绕x,y,z三个轴方向上的转动惯量，Ixz为惯性积。
4.根据权利要求3所述的一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，其特征在于，步骤S30中，偏航角控制律Uψ为：
Figure FDA0004083001400000041
Figure FDA0004083001400000042
Figure FDA0004083001400000043
Figure FDA0004083001400000044
Figure FDA0004083001400000045
Figure FDA0004083001400000047
是期望滚转角φψ的二阶导数，εψ,kψ，λ2为正常数，Sψ(t)是滚转角控制滑模面，Nδr是方向舵偏转引起的偏航力矩，
Figure FDA0004083001400000048
指方向舵偏转引起的滚转力矩。
5.根据权利要求4所述的一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，其特征在于，步骤S30中，速度控制律Uv为：
Figure FDA0004083001400000049
其中，f6＝Xv+XTVcosαe,f7＝Xα,f8＝-gcosue,
Figure FDA00040830014000000410
a是迎角，θ为俯仰角；
Figure FDA00040830014000000411
是期望速度Vd的一阶导，εv,kv，λ4，为正常数，Sv(t)是速度控制滑模面，XV为气流坐标系内的xa轴上阻力对速度的气动导数，XδT为气流坐标系推力对油门开度的气动导数，Xa为气流坐标系内xa轴上升力与阻力对迎角的气动导数。
6.根据权利要求5所述的一种针对固定翼无人机舵面卡死状态下的容错飞行控制方法，其特征在于，
所述飞行高度控制律分为内环控制和外环控制，所述内环控制为俯仰角控Uθ
制律，外环控制律为：
θd＝Kp(hd-h)+KI∫(hd-h)dt+Kd(hd-h)，
其中，KP,KI,Kd是PID控制器系数，分别比例系数，积分系数微分系数。
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