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四旋翼飞行器容错控制系统设计与实现

曾勇  
【摘要】:飞行控制系统是无人飞行器运行安全和任务关键子系统。作为飞行控制系统的核心功能模块,姿态信息(如姿态角信号,姿态角速率信号)测量元件的性能直接影响飞行控制系统的性能以及飞行可靠性。设计应对传感器故障的容错控制系统是现代飞行控制技术研究的热点和难点。然而现有的研究主要集中于容错控制理论和方法的探索,针对飞行故障的诊断算法和容错飞行控制算法缺乏验证平台。 四旋翼飞行器具有结构简单、成本低、轻小易携带、能垂直起降,能实现六自由度运动等优点,因而是一种良好的飞行控制算法验证平台。 本论文基于四旋翼飞行器平台,围绕容错飞行控制律的设计与验证问题,完成的工作如下: 1.建立四旋翼飞行器的运动学和动力学模型,完成常态条件下姿态控制律的设计。在分析四旋翼飞行器飞行原理的基础上,建立其运动学和动力学模型;设计了PID姿态控制律、模型参考自适应姿态控制律和基于后推法的姿态控制律,分析和对比这些控制律对外部干扰和测量噪声的鲁棒性。 2.分析常见故障对飞行器飞行安全的影响。主要分析传感器故障(超差故障,比例因子故障,漂移和冻结)对常态控制律校正下的四旋翼飞行器姿态控制性能的影响。 3.结合常态条件下的姿态控制律,设计四旋翼飞行器的容错控制系统。针对影响飞行器飞行安全的传感器故障,主要设计了余度传感器系统方案和基于观测器的容错姿态控制律。 4.实现和测试设计的容错控制系统。实现工作主要包括惯性测量系统、飞控计算机等硬件的实现和容错飞行控制律软件等机载软件的实现。测试工作包括惯性测量系统余度方案的测试、容错控制律地面试验和飞行试验。 通过上述研究工作,得出以下五点结论: 1.四旋翼飞行器的姿态动力学模型可以近似为双积分模型,利用PD控制可以实现姿态稳定。 2.与PID姿态控制器相比,模型参考自适应姿态控制器抗干扰性能更好。 3.基于非线性模型直接设计的非线性姿态控制律理论上可以保证闭环系统的稳定性,但控制精度严重依赖于通道耦合参数的测量精度。 4.余度传感器技术能够有效解决飞行器传感器故障问题。 5.基于观测器设计的容错控制律能够减小传感器故障(特别是超差故障)对飞行器飞行安全的威胁。


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