[发明专利]一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法

权利要求书

1.一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1：建立适用于容错控制的故障模型；

步骤2：非匹配与匹配干扰估计与抑制；

步骤3：扑翼与执行机构容错控制策略；

步骤4：抗干扰高阶滑模容错控制器设计。

2.根据权利要求1所述的一种仿生扑翼飞行器的扑翼与执行机构故障容错控制方法，其特征在于，步骤1包括如下步骤：

仿生扑翼飞行器的模型具有强非线性，强耦合，气动参数具有很大不确定性，难于建立精确模型，因此，可将这些未建模项当成额外的力与力矩处理，基于扑翼及执行机构故障分析，同时考虑翼损失引起的质量、重心及转动惯量等的改变，最终可建立如下完整6自由度故障模型：

其中，Pⁿ为惯性系中飞行器的位置向量，V^b为体系中的速度向量，Φ及ω为姿态及角速度向量，为体系到导航系的变换矩阵，m_total及J_total为标称质量及转动惯量，E(Φ)为姿态更新变换矩阵，及分别为含有故障的力与力矩，g为重量加速度，Δm_w及ΔJ_w分别为翼损失引起的质量及转动惯量变化量，及分别表示未建模气动力及力矩总和；

对于控制输入量，不同的扑翼结构其执行机构配置会有差异，对于大多数扑翼飞行器其输入量不小于四个，设实际输入量为v＝[v₁，v₂，…，v_m]^T，同时假设m≥4；定义虚拟控制输入分别命名为升力输入、横向力矩输入、纵向力矩输入及航向力矩输入，其与系统的实际输入量v之间存在已知的非线性映射关系u＝Ψ(ρv+ε)，其中v为控制输入，ρ＝diag{ρ₁，ρ₂，…，ρ_m}，0≤ρ_i≤1，为有效性因子，ε＝[ε₁，ε₂，…，ε₄]^T为执行机构输出噪声，则ρ_i及ε_i分别取不同值可定义不同的故障类型，包括部分失效、完全失效及卡死故障，Ψ为v到u的系数；

当虚拟控制输入设计好后，通过映射关系可获得实际的控制输入；

拟基于高阶滑模理论设计控制器，首先需设计高阶滑模变量，设计四个滑模变量σ₁，σ₂，σ₃及σ₄，分别对应为三个位置通道与航向通道，由于小型仿生扑翼飞行器的非线性系统没有很好定义的相对度，其系统总维数为n＝12，总的相对度为r＝8，即nr，存在内部动态，不能很好进行反馈线性化，因此需采用动态扩展算法将系统的维数扩展，即将升力输入及其一阶导数也作为状态变量，而其二阶导数作为输入，扩展后的非线性系统可表示为：

其中，f(x)为非线性项，g_i(x)为增益项，扩展后的状态变量x，除了原来系统中的12个状态变量，还包括扩展状态量以及而系统输入u_i，i＝1，2，3，4则包括以及f(x)及g_i(x)分别表示非线性项及相应的输入量系数，扩展后的系统关于四个滑模变量σ₁，σ₂，σ₃及σ₄的相对度分别为4，4，4，2，即总的相对度r＝4+4+4+2＝14，而系统总维数n＝14，满足了反馈线性化的充要条件，随后将系统进行反馈线性化过程，设ξ₅＝σ₄，建立反馈线性化后的完整系统如下：

其中，控制输入A＝(a_i1)_4×1，B＝(b_ij)_4×4，及