[發明專利]十六旋翼飛行器姿態雙級容錯控制方法

有效

• 申請號: 202010458002.0
• 申請日: 2020-05-27
• 公開（公告）號: CN111634412B
• 公開（公告）日: 2022-09-02
• 發明（設計）人: 楊文平
• 申請（專利權）人: 西安愛生技術集團公司;西北工業大學
• 主分類號: B64C17/00
• 分類號: B64C17/00;B64C27/08
• 代理公司: 西安凱多思知識產權代理事務所(普通合伙) 61290
• 代理人: 劉新瓊

本發明提供了一種十六旋翼飛行器姿態雙級容錯控制方法，當主姿態控制層旋翼停轉時，如果是某一姿態控制旋翼停轉，則主動停轉同層中心對稱的另一旋翼，并主動停轉同層相鄰的兩個旋翼及其中心對稱的兩個旋翼；然后判斷姿態誤差，若誤差大于設定值則姿態控制層和動力控制層互換；當主動力控制層螺旋槳停轉時，則主動停轉同層中心對稱的另一旋翼，并主動停轉同層相鄰的兩個旋翼及其中心對稱的兩個旋翼。本發明在多旋翼故障時仍能夠滿足大載荷多旋翼飛行器容錯控制的需求，運用方便，可靠性高，應用前景廣闊。

技術領域

本發明涉及旋翼飛行器技術領域，具體涉及一種姿態控制方法。

背景技術

目前，大多數旋翼飛行器布局分為四旋翼、六旋翼或八旋翼。采用四旋翼的飛行器如果一個螺旋槳故障停轉，幾乎無法繼續進行飛行，出于對安全方面的考慮必須迅速著陸回收，并往往伴隨有機體損傷；而采用六旋翼或八旋翼的飛行器，在某一個螺旋槳或某幾個螺旋槳故障停轉時，通常經過動力重構進行容錯控制，針對小載荷的旋翼飛行器在降落段有一定的容錯控制能力，但對于載荷較大、體積較大或者需要載人的旋翼飛行器來說，現有的小載荷容錯控制技術已無法滿足其需求，而且難以通過此技術啟示推導出針對同軸反槳十六旋翼飛行器姿態雙級容錯控制方法。因此，現有的姿態容錯控制方法雖然對常見布局有一定的容錯能力，但受自身旋翼個數的限制，剩余螺旋槳無法滿足飛行器大載荷機動，甚至無法自穩。

發明內容

為了克服現有技術的不足，本發明提供一種十六旋翼飛行器姿態雙級容錯控制方法，可以解決大載荷、大體積或者載人十六旋翼飛行器在起飛、巡航、降落階段出現螺旋槳停轉時保持姿態穩定的控制問題，即為大載荷、大體積或者載人十六旋翼飛行器提供一種高可靠性、自適應、載荷大的雙級容錯控制方法。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案包括以下步驟：

針對共軸反槳、上下兩層旋翼轉速方向相反、左右相鄰旋翼轉速方向相反的十六旋翼飛行器，假設上層旋翼為主姿態控制層，下層旋翼為主動力控制層，當主姿態控制層旋翼停轉時，如果是某一俯仰姿態控制旋翼停轉，則主動停轉同層中心對稱的另一旋翼，并主動停轉同層相鄰的兩個旋翼及其中心對稱的兩個旋翼；然后判斷俯仰姿態誤差，若俯仰姿態誤差|Δθ|≤5°，十六旋翼飛行器實際俯仰通道控制量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為俯仰角，q為俯仰角速率；若誤差|Δθ|＞5°，所述的主動力控制旋翼層轉換為主姿態控制層，主姿態控制層轉換為主動力控制層；此時，十六旋翼飛行器實際俯仰通道控制量f(δ_e1,δ_e2)由二級容錯控制主姿態控制層δ_e2獲得，k₁＝0，k₂＝1，主姿態控制層所有螺旋槳正常工作，保持俯仰姿態控制不變，主動力控制層提供動力，十六旋翼飛行器進行了雙級容錯控制；