[发明专利]一种基于滑模的不确定时滞系统的自适应容错控制方法

摘要

本发明公开了一种基于滑模的不确定时滞系统的自适应容错控制方法。考虑四旋翼飞行器在存在输入时滞和外部扰动的情况下发生执行器故障，结合自适应控制和滑模控制，提出一种容错控制方法。设计了时滞提前预测器对系统的输入时滞进行处理。采用矩阵全秩分解法和设计滑模面的方法来解决执行器故障问题。自适应滑模控制器取代故障检测和隔离机制自动更新补偿执行器故障的影响。通过自适应H2性能保证闭环系统的渐近稳定性。本发明方法通过设计自适应滑模控制器，可以实现控制器增益的在线调整，使得所提控制律为最优，有效地提高了四旋翼飞行器飞行的控制精度和响应速度，可为带有执行器故障的复杂四旋翼飞行器提供容错控制器设计依据。本发明用于带有输入时滞的四旋翼飞行器的容错控制。

主权项

1.一种基于滑模控制的四旋翼飞行器的自适应容错控制方法，其特征在于：考虑四旋翼飞行器存在输入时滞、外部干扰和执行器故障，结合自适应控制和滑模控制，提出一种容错控制方法，使得飞行器在发生执行器故障后能够继续安全飞行。根据所获取的飞行器的模型参数，采用矩阵全秩分解法和滑模面设计法求解执行器故障，自适应滑模控制器取代故障检测和隔离机制自动更新补偿执行器故障的影响，最终达到容错控制的目的。包括如下具体步骤：步骤1)获取四旋翼飞行器的控制模型：其中，x＝[x₁ x₂ x₃]^T为系统状态变量，以四旋翼飞行器X轴方向的位置控制为例，分别表示X轴方向上的位置、速度和执行器动态，u(t)为控制输入，d为时滞，ω(t)∈Rⁿ为外部干扰，z(t)为调节输出，y(t)为可测输出，ΔA(t)为时变参数不确定性，形式为F(x，t)不知但对于所有(x，t)∈Rⁿ×R^m满足。步骤2)针对以上具有输入时滞的四旋翼飞控系统，设计了相应的时滞提前预测器模型：为提高状态预测的准确性，进行了如下修正：其中，yp(t)为实际系统的输出误差。因为提出了一种超前滑模控制器的设计方法，考虑不确定模型为其中，d(x*，u，t)是系统中的不确定性。假设不确定性d(x*，u，t)是有界的，它的上界函数dmax(·)可以估计为|d(x*，u，t)|≤dmax(x*，t)。步骤3)由于容错控制的问题，我们制定的故障包括执行器中断，效率损失和卡住。让表示在第j故障模块中的第i执行器的故障信号。然后，我们描述了的故障模型为：其中，和为未知常数，指数j表示第j故障模块，L是故障模块的总和。对于每个故障模块，和分别为已知的上界和下界。u_si(t)是未知有界时变的执行器卡住故障。将定义为：步骤4)在不确定时滞系统中，考虑执行器故障情况，设计滑模控制器：uF(t)＝ρu(t)+σus(t)     (7)其中，u_s(t)＝[u_s1(t)，u_s2(t)，...，u_sn(t)]^T，因此，动态系统(4)转化为带有执行器故障的系统为：步骤5)为了实现容错的目标，设计了基于阶次补偿器的滑模控制器：其中，AK∈Rq×q，CK∈Rq×q，BK∈Rq×l，DK∈Rq×l。非线性不连续向量v(t)用于处理不确定项和执行器故障。结合(8)和(9)，得到闭环系统为：其中，其中，为已知函数，k₁＜1。研究的主要目的是保证闭环系统在执行器故障和扰动作用下渐近稳定。从外部干扰ω0(t)到调节输出z0(t)，下面的不等式成立：其中，γ0＞0已知。步骤6)综合步骤2)和步骤3)，设计完整的容错控制律：步骤6.1)根据滑模控制器设计方法，首先设计滑模面：α＝Fξ＝0      (13)其中，矩阵F∈Rq×q。可以证明，在该滑模面上的系统滑动模态是渐进稳定的。步骤62)定义Φ0∈Rn×(n‑l)，其中，Φ₀B_2v＝0，ζ₁(t)∈R^q，ζ₂(t)∈Rⁿ，得到利用Schur补引理和等效控制方法，得到等效控制律为：设计如下所示的动态补偿控制律：其中，∈是设计的正标量，参数和分别是故障影响因子σ和卡住故障的上界假设α＝0则v(t)＝0适用于控制法。其中，特别说明，自适应律为：其中，和σ_si0分别在初始值和处有界的。常数和自适应律增益是基于实际应用的设计。步骤7)根据四旋翼飞行器的飞行状态，选择合适的参数，完成对其的容错控制。