阅读说明：本技术 十六旋翼飞行器姿态双级容错控制方法 (Attitude two-stage fault-tolerant control method for sixteen-rotor aircraft ) 是由 杨文平 于 2020-05-27 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种十六旋翼飞行器姿态双级容错控制方法,当主姿态控制层旋翼停转时,如果是某一姿态控制旋翼停转,则主动停转同层中心对称的另一旋翼,并主动停转同层相邻的两个旋翼及其中心对称的两个旋翼；然后判断姿态误差,若误差大于设定值则姿态控制层和动力控制层互换；当主动力控制层螺旋桨停转时,则主动停转同层中心对称的另一旋翼,并主动停转同层相邻的两个旋翼及其中心对称的两个旋翼。本发明在多旋翼故障时仍能够满足大载荷多旋翼飞行器容错控制的需求,运用方便,可靠性高,应用前景广阔。(The invention provides a sixteen-rotor aircraft attitude two-stage fault-tolerant control method, when a rotor of a main attitude control layer stops rotating, if the rotor of a certain attitude control layer stops rotating, the other rotor which is centrosymmetric on the same layer is actively stopped rotating, and two adjacent rotors on the same layer and two rotors which are centrosymmetric are actively stopped rotating; then judging an attitude error, and if the error is larger than a set value, interchanging an attitude control layer and a power control layer; when the propeller of the main power control layer stops rotating, the other rotor wing which is centrosymmetric with the same layer is actively stopped rotating, and the two adjacent rotor wings which are same with the layer and the two rotor wings which are centrosymmetric with the same layer are actively stopped rotating. The invention can still meet the requirement of fault-tolerant control of a large-load multi-rotor aircraft when multiple rotors have faults, and has the advantages of convenient application, high reliability and wide application prospect.)

十六旋翼飞行器姿态双级容错控制方法

技术领域

本发明涉及旋翼飞行器技术领域，具体涉及一种姿态控制方法。

背景技术

目前，大多数旋翼飞行器布局分为四旋翼、六旋翼或八旋翼。采用四旋翼的飞行器如果一个螺旋桨故障停转，几乎无法继续进行飞行，出于对安全方面的考虑必须迅速着陆回收，并往往伴随有机体损伤；而采用六旋翼或八旋翼的飞行器，在某一个螺旋桨或某几个螺旋桨故障停转时，通常经过动力重构进行容错控制，针对小载荷的旋翼飞行器在降落段有一定的容错控制能力，但对于载荷较大、体积较大或者需要载人的旋翼飞行器来说，现有的小载荷容错控制技术已无法满足其需求，而且难以通过此技术启示推导出针对同轴反桨十六旋翼飞行器姿态双级容错控制方法。因此，现有的姿态容错控制方法虽然对常见布局有一定的容错能力，但受自身旋翼个数的限制，剩余螺旋桨无法满足飞行器大载荷机动，甚至无法自稳。

发明内容

为了克服现有技术的不足，本发明提供一种十六旋翼飞行器姿态双级容错控制方法，可以解决大载荷、大体积或者载人十六旋翼飞行器在起飞、巡航、降落阶段出现螺旋桨停转时保持姿态稳定的控制问题，即为大载荷、大体积或者载人十六旋翼飞行器提供一种高可靠性、自适应、载荷大的双级容错控制方法。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案包括以下步骤：

针对共轴反桨、上下两层旋翼转速方向相反、左右相邻旋翼转速方向相反的十六旋翼飞行器，假设上层旋翼为主姿态控制层，下层旋翼为主动力控制层，当主姿态控制层旋翼停转时，如果是某一俯仰姿态控制旋翼停转，则主动停转同层中心对称的另一旋翼，并主动停转同层相邻的两个旋翼及其中心对称的两个旋翼；然后判断俯仰姿态误差，若俯仰姿态误差|Δθ|≤5°，十六旋翼飞行器实际俯仰通道控制量f(δ_e1,δ_e2)＝k₁·δ_e1+k₂·δ_e2，其中，k₁＝1，k₂＝0，δ_e1＝K_θ1*(θ-θ_g)+K_d1*q，δ_e2＝K_θ2*(θ-θ_g)+K_d2*q，K_θ1＝0.5，K_d1＝0.1，K_θ2＝0.5，K_d2＝0.1，θ_g＝0，θ为俯仰角，q为俯仰角速率；若误差|Δθ|＞5°，所述的主动力控制旋翼层转换为主姿态控制层，主姿态控制层转换为主动力控制层；此时，十六旋翼飞行器实际俯仰通道控制量f(δ_e1,δ_e2)由二级容错控制主姿态控制层δ_e2获得，k₁＝0，k₂＝1，主姿态控制层所有螺旋桨正常工作，保持俯仰姿态控制不变，主动力控制层提供动力，十六旋翼飞行器进行了双级容错控制；

如果是某一滚转姿态控制旋翼停转，则主动停转同层中心对称的另一旋翼，并主动停转同层相邻的两个旋翼及其中心对称的两个旋翼；然后判断滚转姿态误差，若误差|Δφ|≤5°，十六旋翼飞行器实际滚转通道控制量f(δ_a1,δ_a2)＝k₁·δ_a1+k₂·δ_a2，其中，k₁＝1，k₂＝0，δ_a1＝K_φ1*(φ-φ_g)+K_d1*p，δ_a2＝K_φ2*(φ-φ_g)+K_d2*p，K_φ1＝0.5，K_d1＝0.1，K_φ2＝0.5，K_d2＝0.1，φ_g＝0，φ为滚转角，p为滚转角速率；若误差|Δφ|＞5°，所述的主动力控制旋翼层转换为主姿态控制层，主姿态控制层转换为主动力控制层，十六旋翼飞行器实际滚转通道控制量f(δ_a1,δ_a2)由二级容错控制主姿态控制层δ_a2获得，k₁＝0，k₂＝1，主姿态控制层所有螺旋桨正常工作，保持滚转姿态控制不变；主动力控制层提供动力，十六旋翼飞行器进行了双级容错控制；

当主动力控制层螺旋桨停转时，则主动停转同层中心对称的另一旋翼，并主动停转同层相邻的两个旋翼及其中心对称的两个旋翼。

本发明针对十六旋翼采用共轴反桨，上下两层旋翼转速方向相反，左右相邻旋翼转速方向相反的情况；也可以运用到十六旋翼采用共轴正桨，上下两层旋翼转速方向相同，左右相邻旋翼转速方向相反的情况；还可以推广到中心对称、上下两层、但不共轴的十六旋翼飞行器。本发明技术思路还可以推广到其它中心对称、上下两层构型的多旋翼飞行器。

本发明适用于十六旋翼飞行器处在起飞、巡航或降落的任意空中飞行阶段中。

本发明的有益效果是：由于上述方法相比于四旋翼，能够在某一个或几个螺旋桨停转的情况下，经过容错控制，继续执行飞行任务；相比于六旋翼或八旋翼，除了简单的一级容错后，本方法还能够进行二级容错控制，使得姿态环不受任何螺旋桨停转故障的影响，同时主动力控制层仍然能提供一定的动力，为大载荷多旋翼飞行器的姿态稳定问题提供了较好的技术方案。通过该方法对十六旋翼载人飞行器真机测试，某一螺旋桨故障时，滚转姿态稳定，仍能顺利落地，没有机体损伤；在载荷200kg、12度姿态变化扰动下，飞行器仍然能够快速恢复稳定状态，鲁棒性强。表明本发明提出的控制方法，在多旋翼故障时，仍能够满足大载荷多旋翼飞行器容错控制的需求。该方法运用方便，可靠性高，在大载荷、大体积或者载人多旋翼飞行器技术领域有广阔应用前景。

附图说明

图1是十六旋翼载人飞行器示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进一步说明，本发明包括但不仅限于下述实施例。

本发明应用于某型载人旋翼飞行器，包括十六个电机、八个机臂、座舱、座椅、起落架、飞控机、其他机载设备等。其中，飞行器所带有的飞行控制计算机作为飞行控制方法的载体，通过内部嵌入式程序对该方法进行具体实现。

如图1所示，上述载人旋翼飞行器的十六旋翼采用共轴反桨、上下两层转速方向相反、相邻螺旋桨转速方向相反的情况，也可以推广到十六旋翼采用共轴正桨，上下两层转速方向相同，相邻螺旋桨转速方向相反的情况。还可以推广到中心对称、上下两层、但不共轴的十六旋翼飞行器。

以十六旋翼飞行器一次完整飞行流程姿态控制为例，具体包括以下步骤：

(1)十六旋翼飞行器从地面开始执行“垂直起飞”指令，飞行器缓慢起飞。

(2)起飞过程中，如果主姿态控制层中，俯仰姿态控制主旋翼中出现某个螺旋桨故障停转的情况，则主动停止该层中心对称螺旋桨，保证俯仰姿态平衡。考虑螺旋桨反扭矩对偏航的影响，则主动停转俯仰姿态控制主旋翼的相邻反桨及其中心对称螺旋桨，保持航向不变。如果主姿态控制层中，滚转姿态控制主旋翼中出现某个螺旋桨故障停转的情况，则主动停止该层中心对称螺旋桨，保证滚转姿态平衡。考虑螺旋桨反扭矩对偏航的影响，则主动停转滚转姿态控制主旋翼的相邻反桨及其中心对称螺旋桨，保持航向不变。

(3)当执行完一级容错控制步骤(2)后判断姿态误差，若误差小于等于5度时，其控制机构能够使十六旋翼飞行器恢复平衡与自稳；

此时，十六旋翼飞行器实际俯仰通道控制量如下所示：

f(δ_e1,δ_e2)＝k₁·δ_e1+k₂·δ_e2

其中，k₁＝1，k₂＝0，δ_e1＝K_θ1*(θ-θ_g)+K_d1*q，δ_e2＝K_θ2*(θ-θ_g)+K_d2*q，K_θ1＝0.5，K_d1＝0.1，K_θ2＝0.5，K_d2＝0.1，φ_g＝0。θ为俯仰角，q为俯仰角速率。

十六旋翼飞行器实际滚转通道控制量如下所示：

f(δ_a1,δ_a2)＝k₁·δ_a1+k₂·δ_a2

其中，k₁＝1，k₂＝0，δ_a1＝K_φ1*(φ-φ_g)+K_d1*p，δ_a2＝K_φ2*(φ-φ_g)+K_d2*p，K_φ1＝0.5，K_d1＝0.1，K_φ2＝0.5，K_d2＝0.1，φ_g＝0。φ为滚转角，p为滚转角速率。

(4)当执行完一级容错控制步骤(2)后判断姿态误差，若误差大于5度时，十六旋翼执行二级容错控制，主姿态控制层和主动力控制层进行控制使能上下反转，主动力控制旋翼层转换为主姿态控制层；主姿态控制层转换为主动力控制层。

此时，十六旋翼飞行器实际俯仰通道控制量f(δ_e1,δ_e2)主要由二级容错控制主姿态控制层δ_e2获得，其中k₁＝0，k₂＝1。滚转通道控制量f(δ_a1,δ_a2)主要由二级容错控制主姿态控制层δ_a2获得，其中k₁＝0，k₂＝1。

主姿态控制层所有螺旋桨正常工作，保持姿态控制不变；主动力控制层提供一定动力，完成起飞过程。

(5)十六旋翼飞行器在空中执行“巡航”指令，飞行器进行空中巡航。

(6)巡航过程中，如果主姿态控制层中，俯仰姿态控制主旋翼中出现某个螺旋桨故障停转的情况，则主动停止该层中心对称螺旋桨，保证俯仰姿态平衡。考虑螺旋桨反扭矩对偏航的影响，则主动停转俯仰姿态控制主旋翼的相邻反桨及其中心对称螺旋桨，保持航向不变。如果主姿态控制层中，滚转姿态控制主旋翼中出现某个螺旋桨故障停转的情况，则主动停止该层中心对称螺旋桨，保证滚转姿态平衡。考虑螺旋桨反扭矩对偏航的影响，则主动停转滚转姿态控制主旋翼的相邻反桨及其中心对称螺旋桨，保持航向不变。

(7)当执行完一级容错控制步骤(6)后判断姿态误差，若误差小于等于5度时，其控制机构能够使十六旋翼飞行器恢复平衡与自稳；

此时，十六旋翼飞行器实际俯仰通道控制量如下所示：

f(δ_e1,δ_e2)＝k₁·δ_e1+k₂·δ_e2

其中，k₁＝1，k₂＝0，δ_e1＝K_θ1*(θ-θ_g)+K_d1*q，δ_e2＝K_θ2*(θ-θ_g)+K_d2*q，K_θ1＝0.5，K_d1＝0.1，K_θ2＝0.5，K_d2＝0.1，φ_g＝0。θ为俯仰角，q为俯仰角速率。

十六旋翼飞行器实际滚转通道控制量如下所示：

f(δ_a1,δ_a2)＝k₁·δ_a1+k₂·δ_a2

其中，k₁＝1，k₂＝0，δ_a1＝K_φ1*(φ-φ_g)+K_d1*p，δ_a2＝K_φ2*(φ-φ_g)+K_d2*p，K_φ1＝0.5，K_d1＝0.1，K_φ2＝0.5，K_d2＝0.1，φ_g＝0。φ为滚转角，p为滚转角速率。

(8)当执行完一级容错控制步骤(6)后判断姿态误差，若误差大于5度时，十六旋翼执行二级容错控制，主姿态控制层和主动力控制层进行控制使能上下反转，主动力控制旋翼层转换为主姿态控制层；主姿态控制层转换为主动力控制层。

此时，十六旋翼飞行器实际俯仰通道控制量f(δ_e1,δ_e2)主要由二级容错控制主姿态控制层δ_e2获得，其中k₁＝0，k₂＝1。滚转通道控制量f(δ_a1,δ_a2)主要由二级容错控制主姿态控制层δ_a2获得，其中k₁＝0，k₂＝1。

(9)主姿态控制层所有螺旋桨正常工作，保持姿态控制不变；主动力控制层提供一定动力，完成巡航飞行阶段。

(10)十六旋翼飞行器进入回收窗口，空中执行“垂直降落”指令，飞行器进缓慢降落。

(11)降落过程中，如果主姿态控制层中，俯仰姿态控制主旋翼中出现某个螺旋桨故障停转的情况，则主动停止该层中心对称螺旋桨，保证俯仰姿态平衡。考虑螺旋桨反扭矩对偏航的影响，则主动停转俯仰姿态控制主旋翼的相邻反桨及其中心对称螺旋桨，保持航向不变。如果主姿态控制层中，滚转姿态控制主旋翼中出现某个螺旋桨故障停转的情况，则主动停止该层中心对称螺旋桨，保证滚转姿态平衡。考虑螺旋桨反扭矩对偏航的影响，则主动停转滚转姿态控制主旋翼的相邻反桨及其中心对称螺旋桨，保持航向不变。

(12)当执行完一级容错控制步骤(11)后判断姿态误差，若误差小于等于5度时，其控制机构能够使十六旋翼飞行器恢复平衡与自稳；

此时，十六旋翼飞行器实际俯仰通道控制量如下所示：

f(δ_e1,δ_e2)＝k₁·δ_e1+k₂·δ_e2

其中，k₁＝1，k₂＝0，δ_e1＝K_θ1*(θ-θ_g)+K_d1*q，δ_e2＝K_θ2*(θ-θ_g)+K_d2*q，K_θ1＝0.5，K_d1＝0.1，K_θ2＝0.5，K_d2＝0.1，φ_g＝0。θ为俯仰角，q为俯仰角速率。

十六旋翼飞行器实际滚转通道控制量如下所示：

f(δ_a1,δ_a2)＝k₁·δ_a1+k₂·δ_a2

其中，k₁＝1，k₂＝0，δ_a1＝K_φ1*(φ-φ_g)+K_d1*p，δ_a2＝K_φ2*(φ-φ_g)+K_d2*p，K_φ1＝0.5，K_d1＝0.1，K_φ2＝0.5，K_d2＝0.1，φ_g＝0。φ为滚转角，p为滚转角速率。

(13)当执行完一级容错控制步骤(11)后判断姿态误差，若误差大于5度时，十六旋翼执行二级容错控制，主姿态控制层和主动力控制层进行控制使能上下反转，主动力控制旋翼层转换为主姿态控制层；主姿态控制层转换为主动力控制层。

此时，十六旋翼飞行器实际俯仰通道控制量f(δ_e1,δ_e2)主要由二级容错控制主姿态控制层δ_e2获得，其中k₁＝0，k₂＝1。滚转通道控制量f(δ_a1,δ_a2)主要由二级容错控制主姿态控制层δ_a2获得，其中k₁＝0，k₂＝1。

(14)主姿态控制层所有螺旋桨正常工作，保持姿态控制不变；主动力控制层提供一定动力，完成垂直降落。

(15)在整个飞行过程中，如果主动力控制层出现某个螺旋桨故障停转，则主动停转该层中心对称螺旋桨，保证动力分配均衡。考虑螺旋桨反扭矩对偏航的影响，则主动停转相邻的反桨和其中心对称螺旋桨，保证飞行器飞行航向不受动力控制层影响。

(16)此状态下，主姿态控制层所有螺旋桨正常工作，保持姿态控制不变；主动力控制层提供一定动力，十六旋翼飞行器能够正常起飞、巡航或降落。

通过十六旋翼载人飞行器真机测试，外场“垂直起飞”时，某一螺旋桨故障停转时，飞行器姿态能够恢复稳定，飞行器继续上升，顺利到达20米悬停高度；在巡航过程中，在载荷200kg状态下，12度滚转姿态扰动下，飞行器仍然能够快速恢复稳定状态；在降落过程中，在5m/s的风干扰下，飞行器仍能顺利落地，没有机体损伤，鲁棒性强。表明本发明提出的控制方法能够满足大载荷多旋翼飞行器姿态容错控制的需求。

综上所述，本发明提出的十六旋翼飞行器姿态双级容错控制方法，运用方便，可靠性高，在大载荷、大体积或者载人多旋翼飞行器技术领域有广阔应用前景。