CN114840007A - 一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法，属于小型飞行器技术领域。所述的共轴式倾转旋翼飞行器由位于前方的两个共轴倾转旋翼模块和位于后方的尾部旋翼模块组成。其中位于前方的两个共轴倾转旋翼模块上分别安装了一对共轴旋翼，位于后方的尾部旋翼模块上安装了一个旋翼。该控制方法使得该飞行器在一侧倾转模块中的一个旋翼出现故障、两侧倾转模块中同一层的两个旋翼同时出现故障、一侧倾转模块无法倾转三种故障状态下，期望控制量设计与无故障状态相同，控制分配方程组改变，需要设计不同的约束来使得控制分配方程组有唯一解，使得在故障状态下可控。

Description

一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法

技术领域

本发明属于小型飞行器技术领域，具体涉及一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法。

背景技术

倾转旋翼飞行器是一种将固定翼飞机和直升机融为一体的新型飞行器，它既具有普通直升机垂直起降和空中悬停的能力，又可以通过倾转模块的倾转，完成各种机动，灵活性更高。

传统倾转翼机其中一侧的倾转旋翼失效后必定会发生失控，为了克服这一缺点，本发明提出一种共轴式倾转旋翼飞行器在故障状态下的控制方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法。

本发明的技术方案：

一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法，所述的共轴式倾转旋翼飞行器由位于前方的两个共轴倾转旋翼模块和位于后方的尾部旋翼模块组成。其中位于前方的两个共轴倾转旋翼模块上分别安装了一对共轴旋翼，位于后方的尾部旋翼模块上安装了一个旋翼。

其控制方法为，通过当前位姿与目标位姿之间的误差，以及一定的控制规律，我们可以得到飞行器的五个期望控制量

通过这5个已知量可以构造5个方程组成控制分配方程组，求解方程组即可解出当前需要的控制输入

在无故障模式下，想要通过5个方程解出7个未知量(控制输入)，需要设计2个约束，使得方程和未知量的个数相等，使得方程组有唯一解。

而在故障模式下，部分倾转模块或旋翼损坏，无法动作，这意味着某些控制输入无法改变(即为恒定值)，相应的未知量变为常量，未知数的个数会减少，因此需要重新改变约束，使得方程的个数和未知量的个数相等，重新求解。

与现有技术相比，本发明所取得的有益效果是：

本发明研究了一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法，使得该飞行器在一侧倾转模块中的一个旋翼出现故障、两侧倾转模块中同一层的两个旋翼同时出现故障、一侧倾转模块无法倾转三种故障状态下，期望控制量设计与无故障状态相同，控制分配方程组改变，需要设计不同的约束来使得控制分配方程组有唯一解，使得在故障状态下可控。

附图说明

图1为本发明中的飞行器的结构图。

图2为本发明中的飞行器的尺寸标注图，其中，(a)为侧视图，(b)为主视图。

图3为本发明中的飞行器的控制结构图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅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他实施例，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

图1为本发明中的飞行器的结构图。该飞行器包含两个位于前方的共轴倾转旋翼模块和一个位于后方的尾部旋翼模块。位于前方的两个倾转共轴倾转旋翼模块上分别安装了上、下两个旋翼。位于右前方的共轴倾转旋翼模块存在三个控制变量：倾转角α_r、右侧下层旋翼角速度ω₁、右侧上层旋翼角速度ω₄。位于左前方的共轴倾转旋翼模块存在三个控制变量：倾转角α_l、左侧下层旋翼角速度ω₃、左侧上层旋翼角速度ω₂。前方的四个旋翼的旋转方向有如下规定：同一个共轴倾转旋翼模块上的两个旋翼旋转方向相反，位于同一层的两个旋翼旋转方向相反，即ω₁与ω₂旋转方向相同，ω₃与ω₄旋转方向相同。位于后方的尾部旋翼模块上安装了一个旋翼，其控制变量，即角速度为ω₅。图中有两个坐标系：惯性系I，其三个轴的方向分别为：X_i指向北方，Y_i指向东方，Z_i指向地心；飞行器体坐标系B，其三个轴的方向分别为：X_b指向飞行器前方，Y_b指向飞行器右侧，Z_b指向飞行器下方。

图2为本发明中的飞行器的尺寸标注图。图中，CoG表示重心，l_s表示在Y_b方向上倾转模块到重心的距离，l_f表示在X_b方向上倾转模块到重心的距离，l_b表示尾部旋翼到重心的距离。

图3为本发明中的飞行器的控制结构图。

飞行器的动态方程为：

其中：

是飞行器的位置信息，x,y,z分别表示飞行器在X_i,Y_i,Z_i三个方向上的位置，M_u是飞行器的质量矩阵，

是阻力项，M_ug是重力项；

是飞行器的姿态信息，φ,θ,ψ分别表示滚转角、俯仰角和偏航角，J_u是飞行器的转动惯量矩阵，

D_η是阻力项，

是由倾转结构产生的转动力矩,τ_Γr和τ_Γl分别是由右侧和左侧倾转机构产生的转动力矩。字符上方的一个点表示该参数的一阶导数，两个点表示二阶导数。

该飞行器的控制方法设计如下：

首先，通过已知的外力设置前馈规律抵消已知外力的作用，通过当前位姿与目标位姿(目标位置通过目标速度

来给定，目标姿态为η_d)之间的误差设计反馈规律使得***能跟踪上目标位姿并使得整个闭环***渐进稳定，得到期望力矩

(分别是期望的滚转力矩、期望的俯仰力矩和期望的偏航力矩)和期望外力

(分别是在X_i,Y_i,Z_i三个方向上的期望的外力)如下：

其中：e_η＝η_d-η，

K_η＝diag(k_φ,k_θ,k_ψ)，

K_η,

都是待定的正定对角矩阵，k_φ,k_θ,k_ψ,

都是待定的正常数。

接下来，可以通过解耦器，获得飞行器的五个期望控制量：

(其中F_xb和F_zb为X_b和Z_b方向上实际外力，τ_φ、τ_θ和τ_ψ为实际力矩)。解耦需要解如下的方程组：

F_xb＝F_xd cosθcosψ+F_yd cosθsinψ-F_zd sinθ

特殊地，当F_xd sinθcosψ+F_yd sinθsinψ+F_zd cosθ＝0时：

其中b_φ是一个常数且

最后，通过

这5个已知量可以构造5个方程组成控制分配方程组，求解方程组即可解出当前需要的控制输入

原始的控制分配方程组为：

其中，各个力和扭矩的计算公式为：

在方程左端，F_xb表示旋翼产生的升力在X_b方向上的分力，F_zb表示旋翼产生的升力在Z_b方向上的分力，τ_φ表示旋翼产生的滚转扭矩，τ_θ表示旋翼产生的俯仰扭矩，τ_ψ表示旋翼产生的偏航扭矩。在方程右端，c_tf是共轴倾转旋翼模块的推力系数，c_t是尾部旋翼模块的推力系数，c_qf是共轴倾转旋翼模块的反作用扭矩系数，c_q是尾部旋翼模块的反作用扭矩系数。

可以看出，该方程组有7个未知量：(ω₁、ω₂、ω₃、ω₄、ω₅、α_r、α_l)，但仅有5个非线性方程，这使得：在无故障模式下，要想求得唯一解，就需要添加2个约束条件，使得方程的个数也变为7个；在出现故障(某些未知量称为常量)后，根据不同的故障情况设计约束，使得方程个数和未知量个数一致，仍然可求得唯一解。

在无故障条件下，为了抵消反应力矩、科里奥利力和叶片拍动产生的力矩而简化模型，可以添加约束：ω₁＝ω₄和ω₂＝ω₃(即同一倾转模块上的两个旋翼的角速度相同)，定义：ω_r＝ω₁＝ω₄和ω_l＝ω₂＝ω₃，则控制分配方程组可以简化为：

通过上面的方程组，就可以解出：

第一二个等式相除、第三四个等式相除即可解出：

再代回到原来的等式，即可解得

和

在故障模式下，期望控制量设计与无故障状态相同，控制分配方程组改变，需要设计不同的约束来使得控制分配方程组有唯一解。

在一侧倾转模块中的一个旋翼出现故障(即该旋翼的角速度恒为0)时，令与其处于同一层的旋翼的角速度也恒为0。当一个上层旋翼出现故障时，例如当ω₂≡0时，令ω₄≡0，则控制分配方程组可以简化为：

通过上面的方程组，就可以解出控制变量的一个变换：

的第一二项相除、第三四项相除即可解出α_r和α_l，再代回到原来的等式，即可解得

和

当一个下层旋翼出现故障时，例如当ω₁≡0时，令ω₃≡0，控制分配方程组的解法与上面类似，其中的一些系数的符号发生改变。

在两侧倾转模块中同一层的两个旋翼同时出现故障时，即ω₂＝ω₄≡0或ω₁＝ω₃≡0时，控制分配方程组的解法与一侧倾转模块中的一个旋翼故障时相同，不同的是不需要再人为地添加约束了。

在一侧倾转模块无法倾转(即该侧倾转角为常值)时，令另一侧倾转模块上的两个旋翼的角速度相同。当α_l≡α₀时(左侧倾转模块无法倾转)，令ω₁≡ω₄(右侧两旋翼的角速度相同)，则控制分配方程组可以简化为：

其中矩阵A＝A_t+A_q，

其中，c_s＝sinα₀，c_c＝cosα₀。通过上面的方程组，就可以解出控制变量的一个变换：

的第一二项相除即可解出α_r，再代回到原来的等式，即可解得

当α_r≡α₀时(右侧倾转模块无法倾转)，令ω₂≡ω₃(左侧两旋翼的角速度相同)，控制分配方程组的解法与上面类似，其中的一些系数的符号发生改变。

综上所述，在一侧倾转模块中的一个旋翼出现故障、两侧倾转模块中同一层的两个旋翼同时出现故障、一侧倾转模块无法倾转三种故障状态下，期望控制量设计与无故障状态相同，控制分配方程组改变，设计不同的约束即可使得控制分配方程组有唯一解，使得在故障状态下可控。

Claims (3)

1.一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法，其特征在于，所述的共轴式倾转旋翼飞行器包括位于前方的两个共轴倾转旋翼模块和位于后方的尾部旋翼模块；其中位于前方的两个共轴倾转旋翼模块上分别安装了上、下一对共轴旋翼，位于后方的尾部旋翼模块上安装了一个旋翼；

位于右前方的共轴倾转旋翼模块存在三个控制变量：倾转角α_r、右侧下层旋翼角速度ω₁、右侧上层旋翼角速度ω₄；位于左前方的共轴倾转旋翼模块存在三个控制变量：倾转角α_l、左侧下层旋翼角速度ω₃、左侧上层旋翼角速度ω₂；前方的四个旋翼的旋转方向有如下规定：同一个共轴倾转旋翼模块上的两个旋翼旋转方向相反，位于同一层的两个旋翼旋转方向相反，即ω₁与ω₂旋转方向相同，ω₃与ω₄旋转方向相同；位于后方尾部旋翼模块的旋翼存在一个控制变量，即角速度为ω₅；关于共轴式倾转旋翼飞行器设定两个坐标系：惯性系I，其三个轴的方向分别为：X_i指向北方，Y_i指向东方，Z_i指向地心；飞行器体坐标系B，其三个轴的方向分别为：X_b指向飞行器前方，Y_b指向飞行器右侧，Z_b指向飞行器下方；

设定共轴式倾转旋翼飞行器的重心为CoG，在Y_b方向上共轴倾转旋翼模块到重心的距离为l_s，在X_b方向上共轴倾转旋翼模块到重心的距离为l_f，尾部旋翼到重心的距离为l_b；

共轴式倾转旋翼飞行器的动态方程为：

其中：ξ＝[x y z]^T是飞行器的位置信息，x，y，z分别表示飞行器在X_i，Y_i，Z_i三个方向上的位置，M_u是飞行器的质量矩阵，

是阻力项，M_ug是重力项；η＝[φ θ ψ]^T是飞行器的姿态信息，φ，θ，ψ分别表示滚转角、俯仰角和偏航角，J_u是飞行器的转动惯量矩阵，

D_η是阻力项，τ_Γ＝[0 τ_Γr+τ_Γl 0]^T是由倾转结构产生的转动力矩，τ_Γr和τ_Γl分别是由右侧和左侧倾转机构产生的转动力矩；

共轴式倾转旋翼飞行器的控制方法设计如下：

首先，通过已知的外力设置前馈规律抵消已知外力的作用，通过当前位姿与目标位姿之间的误差设计反馈规律使得***能跟踪上目标位姿并使得整个闭环***渐进稳定，得到期望力矩τ_ηd＝[τ_φd τ_θd τ_ψd]^T和期望外力F_ξd＝[F_xd F_yd F_zd]^T如下：

其中：目标位置通过目标速度

来给定，目标姿态为η_d，e_η＝η_d-η，

K_η＝diag(k_φ，k_θ，k_ψ)，

τ_φd、τ_θd、τ_ψd分别是期望的滚转力矩、期望的俯仰力矩和期望的偏航力矩；F_xd、F_yd、F_zd分别是在X_i，Y_i，Z_i三个方向上的期望的外力；

都是待定的正定对角矩阵，

都是待定的正常数；

接下来，通过解耦器，获得飞行器的五个期望控制量：F_ab＝[F_xb F_zb τ_φ τ_θ τ_ψ]^T；解耦需要解如下的方程组：

F_xb＝F_xdcosθcosψ+F_ydcosθsinψ-F_zdsinθ

[τ_φ τ_θ τ_ψ]^T＝[τ_φd τ_θd τ_ψd]^T

其中，F_xb和F_zb为X_b和Z_b方向上实际外力，τ_φ、τ_θ和τ_ψ为实际力矩，

特殊地，当F_xdsinθcosψ+F_ydsinθsinψ+F_zdcosθ＝0时：

其中b_φ是一个常数且

最后，通过F_ab＝[F_xb F_zb τ_φ τ_θ τ_ψ]^T这5个已知量构造5个方程组成控制分配方程组，求解方程组即能解出当前需要的控制输入u＝[α_r ω₁ ω₄ α_l ω₃ ω₂ ω₅]^T；

原始的控制分配方程组为：

其中，各个力和扭矩的计算公式为：

在方程左端，F_xb表示旋翼产生的升力在X_b方向上的分力，F_zb表示旋翼产生的升力在Z_b方向上的分力，τ_φ表示旋翼产生的滚转扭矩，τ_θ表示旋翼产生的俯仰扭矩，τ_ψ表示旋翼产生的偏航扭矩；在方程右端，c_tf是共轴倾转旋翼模块的推力系数，c_t是尾部旋翼模块的推力系数，c_qf是共轴倾转旋翼模块的反作用扭矩系数，c_q是尾部旋翼模块的反作用扭矩系数；

上述方程组有7个未知量：ω₁、ω₂、ω₃、ω₄、ω₅、α_r、α_l，但仅有5个非线性方程，这使得：在无故障模式下，要想求得唯一解，就需要添加2个约束条件，使得方程的个数也变为7个；在出现故障后，根据不同的故障情况设计约束，使得方程个数和未知量个数一致，仍然能求得唯一解。

2.根据权利要求1所述的一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法，其特征在于，在无故障条件下，为了抵消反应力矩、科里奥利力和叶片拍动产生的力矩而简化模型，添加约束：ω₁＝ω₄和ω₂＝ω₃，定义：ω_r＝ω₁＝ω₄和ω_l＝ω₂＝ω₃，则控制分配方程组简化为：

通过上面的方程组，解出：

第一二个等式相除、第三四个等式相除即能解出：

再代回到原来的等式，即能解得

和

3.根据权利要求1所述的一种共轴式倾转旋翼飞行器故障模式下的控制方法，其特征在于，在故障模式下，期望控制量设计与无故障状态相同，控制分配方程组改变，需要设计不同的约束来使得控制分配方程组有唯一解；

在一侧共轴倾转旋翼模块中的一个旋翼出现故障，即该旋翼的角速度恒为0时，令与其处于同一层的旋翼的角速度也恒为0；

当一个上层旋翼出现故障时，即当ω₂≡0时，令ω₄≡0，则控制分配方程组简化为：

通过上面的方程组，解出控制变量的一个变换：

的第一二项相除、第三四项相除即能解出α_r和α_l，再代回到原来的等式，即能解得

和

当一个下层旋翼出现故障时，即当ω₁≡0时，令ω₃≡0，控制分配方程组的解法与上面相同，其中的一些系数的符号发生改变；

在两侧共轴倾转旋翼模块中同一层的两个旋翼同时出现故障时，即ω₂＝ω₄≡0或ω₁＝ω₃≡0时，控制分配方程组的解法与一侧倾转模块中的一个旋翼故障时相同，不同的是不需要再人为地添加约束了；

在一侧共轴倾转旋翼模块无法倾转，即该侧倾转角为常值时，令另一侧共轴倾转旋翼模块上的两个旋翼的角速度相同；

当α_l≡α₀时，左侧共轴倾转旋翼模块无法倾转，令ω₁≡ω₄，右侧两旋翼的角速度相同，则控制分配方程组简化为：

其中矩阵A＝A_t+A_q，

其中，c_s＝sinα₀，c_c＝cosα₀；通过上面的方程组，就能解出控制变量的一个变换：

的第一二项相除即能解出α_r，再代回到原来的等式，即能解得

当α_r≡α₀时，右侧倾转模块无法倾转，令ω₂≡ω₃，左侧两旋翼的角速度相同，控制分配方程组的解法与上面相同，其中的一些系数的符号发生改变。

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