CN114779797A - 一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法 - Google Patents

一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法 Download PDF

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CN114779797A CN202210416042.8A CN202210416042A CN114779797A CN 114779797 A CN114779797 A CN 114779797A CN 202210416042 A CN202210416042 A CN 202210416042A CN 114779797 A CN114779797 A CN 114779797A
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unmanned helicopter
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阎坤
陈超波
高嵩
杜继伟
赵素平
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Xian Technological University
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    • G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
    • G—PHYSICS
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Abstract

本发明公开了一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法，所述无人直升机故障估计方法包括以下步骤：1.建立包含执行器失效故障的无人直升机14状态非线性动力学模型；2.将执行器失效故障因子进行转换，扩展其定义域，同时结合自适应估计技术对转换后的新的故障变量进行处理。基于无人直升机故障估计方法提出的跟踪容错方法，是采用反步法设计无人直升机容错跟踪控制器。本发明所提出的方法，不仅能够简化传统直接自适应故障估计方法的控制设计过程，对故障值进行实时估计，保证无人直升机在有故障存在情况下系统输出依然可以稳定到参考信号附近，同时还能够提高无人直升机的容错控制能力，确保其平稳飞行。

Description

一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法
技术领域
本发明属于飞行器容错控制技术领域，具体是一种无人直升机故障估计方 法和跟踪容错方法。
背景技术
无人直升机具有可靠性高、飞行灵活、多种姿态飞行(悬停、侧飞、倒飞) 等优点，同时还具备自主起降和低速巡航的能力，因此被广泛应用于军事和民 用领域。在军事中，无人直升机通常被应用于边境巡查、物资投送、通讯中继、 目标侦察与搜索等方面。在民用中，无人直升机在线路巡检、地理测绘、农业 植保、新闻报道、灾害监测与救援等方面具有广泛的应用前景。然而，可靠的 飞行控制系统是保证无人直升机顺利完成飞行任务的关键。首先，由于无人直 升机具有强耦合、欠驱动、非线性等特点，使得控制器设计比较困难，传统的 控制方法只能满足基本的控制要求。其次，由于难以建立精确的实际无人机模 型，且在执行飞行任务中，往往处于一种复杂多变的飞行环境，因此需要强鲁 棒性的姿态稳定控制器和航迹跟踪控制器。最后，由于在飞行过程中受到外部 因素或者自身设计装配工艺的影响，无人直升机某些关键部件会出现故障，这 些故障如果不能被迅速的检测和处理，无人直升机将无法保持稳定甚至出现失 事等严重事故，因此需要设计执行器故障容错控制器。
目前，已有相当量的文献对存在执行器失效故障的无人直升机展开了容错 控制研究，也提出了一系列可用的容错控制方法，如自适应估计和投影函数相 结合的方法、补偿控制方法、辅助系统方法、Nussbaum函数方法等。但是，上 述方法或多或少都存在一定的局限性。由于投影函数是分段函数，因此自适应 估计和投影函数相结合的方法在控制器设计和稳定性证明的过程中也分段证 明，这使得控制器设计变得复杂；补偿控制和Nussbaum函数需要已知失效故障 因子的下界，且Nussbaum函数推广到多输入多输出系统时较为困难；辅助系统 方法无法做到对故障值进行实时估计。因此，探寻一种既简便又可以对失效故 障进行实时观测的容错控制方法具有理论和实际意义。
发明内容
本发明的目的是提供一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法，保证 无人直升机在有故障存在情况下系统输出依然可以稳定到参考信号附近，同时 保证飞行系统的容错能力。
为实现上述目的，本发明的技术方案是：一种无人直升机故障估计方法， 包括以下步骤：
(1)建立包含执行器失效故障的无人直升机14状态非线性动力学模型；
(2)变换故障模型，释放原有故障因子的定义域，采用自适应技术对变换 后的新的故障因子进行估计。
上述步骤(1)的动力学模型为
Figure BDA0003606028570000021
其中，mv和gv分别为总质量和重力加速度,
Figure BDA0003606028570000022
Jv＝diag{Jxx,Jyy,Jzz}为无人直升机转动惯量，Tav和Tbv分别为纵向和横向周期变距输入，τev是转子动力 学时间常数，Alonv和Blatv是有效增益参数，Rv是由机体坐标系到地面坐标系的变 换矩阵，Hv是姿态运动矩阵
在考虑执行机构失效故障的情况下，对控制力Ffv和力矩Σfv进行建模，故障 模型为：
Figure BDA0003606028570000023
式中，Cmv为主转子刚度系数，Qmrfv＝Ckv(k1vTmrv)1.5+Ekv为作动器故障时的反扭 矩，Ckv和Ekv是为Qmrfv相关的物理参数。kiv,i＝1,2,3,4表示四个执行器的未知常数 剩余控制效率，也即失效故障因子，满足0＜kiv≤1。Lmzv表示主旋翼中心到直升 机重心的垂直距离，Hmxv和Hmzv定义为尾旋翼中心到直升机重心的水平和垂直距 离。
上述步骤(2)中变换故障模型包括平移运动故障变换、旋转运动故障变换 和挥舞运动故障变换
所述平移运动故障变换为：
Figure BDA0003606028570000031
平移运动执行器故障估计为：
Figure BDA0003606028570000032
其中γ1v＞0为待设计常数，
Figure BDA0003606028570000033
为η1v估计值。
所述旋转运动故障变换为：
Figure BDA0003606028570000034
旋转运动执行器故障估计为：
Figure BDA0003606028570000035
其中γ2v＞0为待设计常数，
Figure BDA0003606028570000036
为η2v估计值。
所述挥舞运动故障变换为：
Figure BDA0003606028570000037
挥舞运动故障估计为：
Figure BDA0003606028570000038
其中，γ3v＞0和γ4v＞0是设计常数。
上述无人直升机故障估计方法基础上提出的跟踪容错方法，是采用自适应 技术对变换后的新的故障因子进行跟踪容错，包括：
A、平移运动容错控制器设计：
选择虚拟控制律Vdv为
Figure BDA0003606028570000039
其中δ1v＝diag{δ11v,δ12v,δ13v}＞0是待设计的矩阵
平移运动容错控制器为
期望滚转角φdv、期望俯仰角φdv和控制输入Tmrv为
Figure BDA0003606028570000041
其中，ψdv为给定的偏航角。
B、旋转运动容错控制器设计：
选择虚拟控制律Ωdv为
Figure BDA0003606028570000042
其中δ3v＝diag{δ31v,δ32v,δ33v}＞0是待设计的矩阵。
旋转运动容错控制器为：
期望的纵向周期挥舞角adv、期望的横向周期挥舞角bdv以及尾桨的控制输入 Ttrv为
Figure BDA0003606028570000043
C、挥舞运动容错控制器设计：
纵向周期控制输入Tav为
Figure BDA0003606028570000044
其中，δ5v＞0和
Figure BDA0003606028570000045
为待设计的正常数。
横向周期变距输入Tbv为
Figure BDA0003606028570000046
其中，δ6v＞0和
Figure BDA0003606028570000047
为待设计的常数。
与现有技术相比，本发明带来的有益效果是：
(1)本发明所研究的无人直升机模型由于考虑了主旋翼的挥舞动态，相比于 已有的仅考虑平移运动和旋转运动的文献，更贴合实际，可以实时地真实反映 无人直升机的飞行动态，保证无人直升机在有故障存在情况下系统输出依然可 以稳定到参考信号附近，同时还可以保证飞行系统的容错能力；
(2)本发明所提出的故障变换和估计方法，克服了已有自适应估计方法需要 和投影函数相结合而导致的控制器设计复杂和稳定性分析复杂的缺陷。本发明 并未直接对执行器故障值进行估计，而是将其首先进行变换，扩展了其定义域， 而后对变换后的值进行估计，简化了控制器的设计过程；
(3)本发明结合反步控制技术和自适应估计技术，所设计的控制器方案保证 了无人直升机在有执行器故障发生时的安全飞行和跟踪性能。
附图说明
图1为本发明的系统控制流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图和实施 例对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅是本发明一部分实 施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在 没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范 围。
本发明提供的一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法。首先将执行 器失效故障引入到无人直升机14状态非线性动力学模型中；然后，对失效故障 因子进行变换，扩展原有故障因子的定义域，并结合自适应估计技术对变换后 新的故障因子进行处理。同时基于反步法设计无人直升机跟踪容错控制器，提 高飞行时的安全性能。
参见图1，一种无人直升机故障估计方法和跟踪容错方法，包括以下的具 体步骤：
步骤1.建立包含执行器失效故障的无人直升机14状态非线性动力学模型；
定义Pv＝[xv,yv,zv]T和Vv＝[uv,vv,wv]T分别为相对于地面坐标系的位置矢量和速度矢量，定义Λv＝[φv,θv,ψv]T为姿态角矢量，包括滚转角φv、俯仰角θv和偏航角ψv， 定义Ωv＝[pv,qv,rv]T为相对于机体坐标系的角速率矢量。根据牛顿-欧拉定理，则 具有执行器失效故障的无人直升机14状态非线性动力学方程为：
Figure BDA0003606028570000061
其中，mv和gv分别为总质量和重力加速度,
Figure BDA0003606028570000062
Jv＝diag{Jxx,Jyy,Jzz}为无人直升机转动惯量，Tav和Tbv分别为纵向和横向周期变距输入，τev是转子动力学 时间常数，Alonv和Blatv是有效增益参数，Rv是由机体坐标系到地面坐标系的变换 矩阵，Hv是姿态运动矩阵。此外，由于传动机构的长期运行和外部环境的不可 预测性，执行机构容易发生故障。在考虑执行机构失效故障的情况下，可以对 控制力Ffv和力矩Σfv进行建模为：
Figure BDA0003606028570000063
式中，Cmv为主转子刚度系数，Qmrfv＝Ckv(k1vTmrv)1.5+Ekv为作动器故障时的反扭矩，Ckv和Ekv是为Qmrfv相关的物理参数。kiv,i＝1,2,3,4表示四个执行器的未知常数剩余控 制效率，也即失效故障因子，满足0＜kiv≤1。Lmzv表示主旋翼中心到直升机重心 的垂直距离，Hmxv和Hmzv定义为尾旋翼中心到直升机重心的水平和垂直距离。
本发明的目标是保证无人直升机在设计的自适应容错控制方案下按照预期 轨迹
Figure BDA0003606028570000064
运行。为了达到控制的预期目标，引入以下假设和引理。
假设1：对于期望的轨迹
Figure BDA0003606028570000065
及其时间导数
Figure BDA0003606028570000066
和
Figure BDA0003606028570000067
存在一个正常数o1，使 得Erv为紧集时，满足
Figure BDA0003606028570000068
假设2：假设无人直升机系统(1)的所有状态都是能观能控的。同时，对于有 故障的无人直升机系统(1)，存在一个可行的实际控制器，使其达到预期的跟踪 目标。
引理1：对于有界初值条件，如果存在一个连续正定的李雅普诺夫函数Tv(xv) 且满足πc1v(||xv||)≤Tv(xv)≤πc2v(||xv||)，使得
Figure BDA0003606028570000071
其中πc1v,πc2v:Rv n→Rv为K类函数和απv及
Figure BDA0003606028570000072
为正常数，则解xv(t)是最终一致有界的。
步骤2.变换三种故障模型，释放原有故障因子的定义域，采用自适应技术 对变换后的新的故障因子进行估计，同时进行跟踪容错控制设计：
2.1平移运动故障估计和跟踪容错控制方法结合模型(1)，将无人直升机位置 动力学方程改写为：
Figure BDA0003606028570000073
其中，
Figure BDA0003606028570000074
将位置和速度跟踪误差定义分别为e1v＝Pv-Pdv,e2v＝Vv-Vdv(4)
其中，Pdv为期望位置轨迹，Vdv为设计的虚拟控制律。
对e1v求导，可以得到
Figure BDA0003606028570000075
选择虚拟控制律Vdv为
Figure BDA0003606028570000076
其中δ1v＝diag{δ11v,δ12v,δ13v}＞0是待设计的矩阵。
将(6)代入(5)中可以得到
Figure BDA0003606028570000077
构造Lyapunov函数为
Figure BDA0003606028570000078
对(8)求导可以得到
Figure BDA0003606028570000079
然后对e2v进行微分，可以得到
Figure BDA00036060285700000710
为了消除虚拟控制律Vdv冗长的解析计算以获得有效导数，引入了动态面控 制技术。让Vdv通过以下一阶过滤器σ2v:
Figure BDA00036060285700000711
其中，ρ2v＝diag{ρ21v,ρ22v,ρ23v}＞0为待设计的矩阵。
定义χ2v＝σ2v-Vdv。根据(6)和(11)，可得：
Figure BDA0003606028570000081
其中，
Figure BDA0003606028570000082
是紧集
Figure BDA0003606028570000083
上的光滑函数向量。由假设1可知，给定的初始条件下N2v(·)在Er2v(·)内有极大值N2mv，即||N2v(·)||≤N2mv。
调用式(11)，提出平移运动自适应容错控制器如下：
Figure BDA0003606028570000084
其中，δ2v＝diag{δ21v,δ22v,δ23v}＞0是待设计的矩阵，
Figure BDA0003606028570000085
为设计的常数，
Figure BDA0003606028570000086
为η1v的 估计值，
Figure BDA0003606028570000087
为故障因子的变换量，Iv＝diag{1,1,1}。
将(13)和(12)代入(10)中
Figure BDA0003606028570000088
选择下列Lyapunov函数：
Figure BDA0003606028570000089
其中，τ1v＞0为设计常数，
Figure BDA00036060285700000810
为η1v的估计误差。
求V2v对时间的导数为；
Figure BDA00036060285700000811
利用杨氏不等式，我们可以得到
Figure RE-GDA00037025451700000812
则，式(16)可进一步化简为
Figure BDA00036060285700000813
设计
Figure BDA00036060285700000814
的参数更新律为：
Figure BDA0003606028570000091
其中γ1v＞0为待设计常数。
为了便于书写，定义
Figure BDA0003606028570000092
援引(13)和(19)可得：
Figure BDA0003606028570000093
将(20)代入(18)，可以得到
Figure BDA0003606028570000094
由于设计的容错控制器(13)是一个三维向量，我们将其改写为 ξ2vTmrv＝-(un1v+um1v)＝[Γx1v,Γy1v,Γz1v]T。求解该方程，则期望滚转角φdv、期望俯仰角φdv和控制输入Tmrv可求得如下:
Figure BDA0003606028570000095
其中，ψdv为给定的偏航角。
2.2旋转运动故障的估计和跟踪容错控制方法：为便于分析，无人直升机的 姿态动力学方程可以表示为
Figure BDA0003606028570000096
针对无人直升机非线性方程(1)，可以发现姿态方程和位置方程中都存在控 制输入Tmrv和执行器失效故障因子k1v。众所周知，无人直升机是一个实时闭环反 馈动态系统。由于控制输入Tmrv和执行器失效故障因子k1v已按上述方法求出，因 此在后续步骤中可以看到该变量是一个可用的稳态值。因此，采用以下姿态动 力学模型来设计控制器：
Figure BDA0003606028570000097
其中，
Figure BDA0003606028570000101
定义姿态跟踪误差为e3v＝Λv-Λdv，角速率跟踪误差为e4v＝Ωv-Ωdv，其中 Λdv＝[φdv,θdv,ψdv]T是期望的姿态轨迹，Ωdv是设计的虚拟控制律。
将e3v对时间求导，可以得到
Figure BDA0003606028570000102
与2.1步中虚拟控制律的处理方法相似，我们设Λdv通过以下一阶滤波器σ3v：
Figure BDA0003606028570000103
其中，ρ3v＝diag{ρ31v,ρ32v,ρ33v}＞0是一个待设计的矩阵。
通过定义χ3v＝σ3v-Λdv，有
Figure BDA0003606028570000104
其中，
Figure BDA0003606028570000105
是紧集
Figure BDA0003606028570000106
上的光滑函数向量。由假设1可 知，在给定的初始条件下N3v(·)在Er3v(·)上有一个极大值N3mv，即||N3v(·)||≤N3mv。
选择虚拟控制律Ωdv为
Figure BDA0003606028570000107
其中δ3v＝diag{δ31v,δ32v,δ33v}＞0是待设计的矩阵。
将(27)和(28)代入(25)可得
Figure BDA0003606028570000108
选择Lyapunov为
Figure BDA0003606028570000109
对(30)求导得到
Figure BDA00036060285700001010
然后，求e4v的时间导数，可以得到
Figure BDA00036060285700001011
其中，
Figure BDA0003606028570000111
类似地，为了得到
Figure BDA0003606028570000112
我们让它通过以下一阶滤波器σ4v:
Figure BDA0003606028570000113
其中，ρ4v＝diag{ρ41v,ρ42v,ρ43v}＞0是一个待设计的矩阵。
定义χ4v＝σ4v-Ωdv。我们有
Figure BDA0003606028570000114
其中，
Figure BDA0003606028570000115
是紧集
Figure BDA0003606028570000116
上的光滑函数向量。换句话说，它意味着在 给定的初始条件下N4v(·)在Er4v(·)上有一个极大值N4mv，即||N4v(·)||≤N4mv。
根据(32)，将旋转运动自适应容错控制器设为
Figure BDA0003606028570000117
Figure BDA0003606028570000118
Figure BDA0003606028570000119
Figure BDA00036060285700001110
其中，δ4v＝diag{δ41v,δ42v,δ43v}＞0是待设计的矩阵，
Figure BDA00036060285700001111
和
Figure BDA00036060285700001112
为待设计的正常 数，
Figure BDA00036060285700001113
为η2v的估计值，
Figure BDA00036060285700001114
为变换后的因子，ε1v＝[0,0,-Qmrffv]T， ε2v＝diag{εmv,εmv,0}，
Figure BDA00036060285700001115
将(35)和(34)代入(32)，可以得到：
Figure BDA00036060285700001116
选择如下Lyapunov函数：
Figure BDA00036060285700001117
其中，τ2v＞0为待设计常数，
Figure BDA00036060285700001118
为η2v的估计误差。
对(37)求微分，可以得到：
Figure BDA0003606028570000121
设计
Figure BDA0003606028570000122
的参数更新律为
Figure BDA0003606028570000123
其中，γ2v＞0为设计常数。
为了便于书写，令
Figure BDA0003606028570000124
则有：
Figure BDA0003606028570000125
其中，ε3v＝[bv,av,0]T。由于无人直升机特殊结构，显然其挥舞角av和bv满足
Figure BDA0003606028570000126
和
Figure BDA0003606028570000127
这意味着
Figure BDA0003606028570000128
将(39)和(40)代入(38)中，可以得到：
Figure BDA0003606028570000129
同理，可以将旋转运动自适应容错控制器(35)改写为 JavTtrv+Jv -1Σf3v＝-(un2v+um2v)＝[Γx2v,Γy2v,Γz2v]T。求解该方程，得到期望的纵向周期挥 舞角adv、期望的横向周期挥舞角bdv以及尾桨的控制输入Ttrv为
Figure BDA00036060285700001210
2.3挥舞运动故障的估计和跟踪容错控制方法
根据无人直升机14状态非线性模型(1)，其挥舞运动方程可以改写为：
Figure BDA0003606028570000131
定义挥舞角跟踪误差为e5v＝av-adv和e6v＝bv-bdv。在设计挥舞运动容错控制器 之前，分别让adv和bdv通过以下一阶滤波器σ5v和σ6v：
Figure BDA0003606028570000132
其中，ρ5v＞0和ρ6v＞0为设计常数。
令χ5v＝σ5v-adv，可得
Figure BDA0003606028570000133
其中，
Figure BDA0003606028570000134
是紧集
Figure BDA0003606028570000135
上的光滑函数向量。显然，对于 给定的初始条件，N5v(·)在Er5v(·)上有一个极大值N5mv，即|N5v(·)|≤N5mv。
通过定义χ6v＝σ6v-bdv，我们可以得到如下相同的结论：|N6v(·)|≤N6mv。
对e5v求导，可以得到
Figure BDA0003606028570000136
纵向周期控制输入Tav为
Figure BDA0003606028570000137
其中，δ5v＞0和
Figure BDA0003606028570000138
为待设计的正常数，
Figure BDA0003606028570000139
为η3v估计值，
Figure BDA00036060285700001310
为变换的故障因子。
将(47)代入(46)，得到
Figure BDA00036060285700001311
选择Lyapunov函数为
Figure BDA00036060285700001312
其中，μ3v＞0为待设计的常数，
Figure BDA00036060285700001313
为估计误差。
对(49)求导，可以得到
Figure BDA00036060285700001314
设计
Figure BDA0003606028570000141
的自适应律为
Figure BDA0003606028570000142
其中，γ3v＞0是设计常数。
调用(51)，则(50)可进一步写为
Figure BDA0003606028570000143
同样对e6v求导得到
Figure BDA0003606028570000144
设计横向周期变距输入Tbv为
Figure BDA0003606028570000145
其中，δ6v＞0和
Figure BDA0003606028570000146
为待设计的常数，
Figure BDA0003606028570000147
为η4v的估计值，
Figure BDA0003606028570000148
为变换的故障因子。
设计自适应律
Figure BDA0003606028570000149
为
Figure BDA00036060285700001410
其中γ4v＞0为待设计的常数。
选择Lyapunov函数为
Figure BDA00036060285700001411
其中，μ4v＞0为设计常数，
Figure BDA00036060285700001412
为估计误差。
对(56)求导得到
Figure BDA00036060285700001413
下面对上述实施例的有效性进行验证：
上述控制器设计过程可以归纳为如下定理1的形式：
定理1.考虑满足假设1-2的无人直升机14状态非线性系统(1)。利用自适应 律(19)、(39)、(51)、(55)和自适应容错控制方案(22)、(42)、(47)、(54)，闭环系 统的所有跟踪误差和估计误差信号均一致最终有界。
证明：将Lyapunov函数选取为
Figure BDA00036060285700001414
根据上述分析，对V7v求导可得：
Figure BDA0003606028570000151
其中
Figure BDA0003606028570000152
对(59)在[0,t]上积分，可以得到
Figure BDA0003606028570000153
从(60)中可以观察到
Figure BDA0003606028570000154
根据定义可知，也可以证明闭环系统的所 有跟踪误差和估计误差信号都是有界的，也即所提出的无人直升机容错控制策 略，能够保证飞控系统具备满意的跟踪性能。证毕。
以上应用了具体实施例对本发明进行阐述，只是用于帮助理解本发明，并 不用以限制本发明。任何熟悉该技术的人在本发明所揭露的技术范围内的局部 修改或替换，都应涵盖在本发明的包含范围之内。

Claims (4)

1.一种无人直升机故障估计方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)建立包含执行器失效故障的无人直升机14状态非线性动力学模型；
(2)变换故障模型，释放原有故障因子的定义域，采用自适应技术对变换后的新的故障因子进行估计。
2.根据权利要求1所述的一种无人直升机故障估计方法，其特征在于，步骤(1)所述的动力学模型为
Figure FDA0003606028560000011
其中，mv和gv分别为总质量和重力加速度,θv＝[0,0,1]T，Jv＝diag{Jxx,Jyy,Jzz}为无人直升机转动惯量，Tav和Tbv分别为纵向和横向周期变距输入，τev是转子动力学时间常数，Alonv和Blatv是有效增益参数，Rv是由机体坐标系到地面坐标系的变换矩阵，Hv是姿态运动矩阵
在考虑执行机构失效故障的情况下，对控制力Ffv和力矩Σfv进行建模，故障模型为：
Figure FDA0003606028560000012
式中，Cmv为主转子刚度系数，Qmrfv＝Ckv(k1vTmrv)1.5+Ekv为作动器故障时的反扭矩，Ckv和Ekv是为Qmrfv相关的物理参数。kiv,i＝1,2,3,4表示四个执行器的未知常数剩余控制效率，也即失效故障因子，满足0＜kiv≤1。Lmzv表示主旋翼中心到直升机重心的垂直距离，Hmxv和Hmzv定义为尾旋翼中心到直升机重心的水平和垂直距离。
3.根据权利要求1或2所述的一种无人直升机故障估计方法，其特征在于，步骤(2)中变换故障模型包括平移运动故障变换、旋转运动故障变换和挥舞运动故障变换
所述平移运动故障变换为：
Figure FDA0003606028560000021
平移运动执行器故障估计为：
Figure FDA0003606028560000022
其中γ1v＞0为待设计常数，
Figure FDA0003606028560000023
为η1v估计值。
所述旋转运动故障变换为：
Figure FDA0003606028560000024
旋转运动执行器故障估计为：
Figure FDA0003606028560000025
其中γ2v＞0为待设计常数，
Figure FDA0003606028560000026
为η2v估计值。
所述挥舞运动故障变换为：
Figure FDA0003606028560000027
挥舞运动故障估计为：
Figure FDA0003606028560000028
其中，γ3v＞0和γ4v＞0是设计常数。
4.根据权利要求1所述的一种无人直升机故障估计方法提出的跟踪容错方法，其特征在于，结合步骤(2)的估计结果提出无人直升机跟踪容错控制策略，确保飞控系统具备满意的跟踪性能，采用自适应技术对变换后的新的故障因子进行跟踪容错的方法如下
A、平移运动容错控制器设计：
选择虚拟控制律Vdv为
Figure FDA0003606028560000029
其中δ1v＝diag{δ11v,δ12v,δ13v}＞0是待设计的矩阵
平移运动容错控制器为
期望滚转角φdv、期望俯仰角φdv和控制输入Tmrv为
Figure FDA0003606028560000031
其中，ψdv为给定的偏航角。
B、旋转运动容错控制器设计：
选择虚拟控制律Ωdv为
Figure FDA0003606028560000032
其中δ3v＝diag{δ31v,δ32v,δ33v}＞0是待设计的矩阵。
旋转运动容错控制器为：
期望的纵向周期挥舞角adv、期望的横向周期挥舞角bdv以及尾桨的控制输入Ttrv为
Figure FDA0003606028560000033
C、挥舞运动容错控制器设计：
纵向周期控制输入Tav为
Figure FDA0003606028560000034
其中，δ5v＞0和
Figure FDA0003606028560000035
为待设计的正常数。
横向周期变距输入Tbv为
Figure FDA0003606028560000036
其中，δ6v＞0和
Figure FDA0003606028560000037
为待设计的常数。
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