[0004] 本发明旨在至少解决现有技术或相关技术中存在的技术问题之一。
[0005] 为此，本发明的一个目的在于提供一种针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法。
[0006] 本发明的另一个目的在于提供一种计算机设备。
[0007] 本发明的再一个目的在于提供一种计算机可读存储介质。
[0008] 为了实现上述目的，本发明的第一方面的技术方案提供了一种针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法，适用于三旋翼无人机，包括：当无人机舵机故障时，确定当前电机升力向量F、当前姿态四元数q、当前姿态角速度Ω以及目标姿态四元数qd；根据当前电机升力向量F、当前姿态角速度Ω以及故障估计值 和 按照预先设计的滑模自适应观测器对故障进行观测，确定并更新姿态角速度估计值 根据姿态角速度估计值和当前姿态角速度Ω，计算并更新姿态角速度估计误差eΩ；根据当前姿态四元数q和目标姿态四元数qd，确定姿态误差四元数eq；根据姿态角速度估计误差eΩ、姿态误差四元数eq，按照预先设计的容错控制器，计算电机升力向量，以按照电机升力向量控制调整无人机姿态；根据当前电机升力向量F、姿态角速度估计误差eΩ和姿态误差四元数eq，按照预先设计的故障估计值 和 自适应律，估算更新故障估计值 和
[0009] 在该技术方案中，通过预先设计的滑模自适应观测器对故障进行观测，有利于对三旋翼无人机舵机堵塞故障进行更有针对性的容错控制，采用基于单位四元数的姿态表示方法，用“等效轴角坐标系”方法等，有效避免了姿态表示奇异性问题，按照预先设计的容错控制器，计算电机升力向量，之后按照电机升力向量控制调整无人机姿态，既能对故障进行有效地抑制，而且又不需要主动容错控制所需要的故障隔离，大大地减少了计算量，提高了控制效率。经过仿真实验证明，本发明提出的针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法具有较好的鲁棒性，当三旋翼无人机舵机发生堵塞故障时，无人机能够较快地克服故障影响，保持姿态稳定。
[0010] 需要说明的是，姿态角速度估计值 和故障估计值 都需要预设初始值，在滑模自适应观测器对故障进行观测，在控制过程中进行计算更新迭代，形成循环，当前电机升力向量F、当前姿态角速度Ω、当前姿态四元数q实时获取。
[0011] 在上述技术方案中，优选地，还包括：定义惯性坐标系{I}、机体坐标系{B}和目标坐标系{Bd}，预先构建无人机舵机故障时的第一非线性动力学模型，T 3×1
其中，Ω＝[Ω1 Ω2 Ω3]∈R ，表征为机体坐标系{B}相对于惯性坐标系{I}的姿态角速度，T
Ω1,Ω2,Ω3分别表征为滚转角速度、俯仰角速度和偏航角速度，[·]表示矩阵的转置，∈表示
3×1
集合间的“属于”关系，R 表示3行1列的实数向量， 表示求取Ω的一阶时间导数；J＝[J1 J 2
3×3
J3]∈R 表征为转动惯量矩阵，J1,J2,J3分别表征为三旋翼无人机绕三个轴的转动惯量；×表示叉乘，Ω×JΩ表示求取Ω和JΩ的向量积； 为
一系数矩阵，其中l表示前面某一电机中心到无人机轴心的距离，l3表示舵机中心到无人机轴心的距离，α表示前面两个电机连线与某一电机和无人机轴心连线之间的夹角，k为电机的升力系数，δ为舵机发生堵塞时的偏转角度，l,l3,α,k均为已知常数，δ为未知常数；
[0012] F＝[F1 F2 F3]T∈R3×1表征为电机升力向量，F1,F2,F3分别表征为故障发生后三个T 3×1电机产生的升力，·表示点乘，Δ(δ)·F表示求取Δ(δ)和F的内积；D＝[d1 d2 d3]∈R 为角速度变化引起的扰动系数；定义故障变量β1，β2，β1＝l3cosδ，β2＝kcosδ+l3sinδ，变换第一非线性动力学模型的变量，得到含有故障变量β1，β2的第二非线性动力学模型，根据第二非线性动力学模型，预先设计滑模自适应观测
器，以对故障进行观测。
[0013] 在上述任一项技术方案中，优选地，滑模自适应观测器为：
[0014] 其中，其中 表征为姿态角速度T 3×1
估计值，也即表示对Ω的估计值， 表示求取 的一阶时间导数，v＝[v1 v2 v3] ∈R ，∫vdt表示求取v关于时间的积分，定义Ω的估计误差，也即姿态角速度估计误差
故障估计值 分别表示故障变量β1，β2的估计值，
1/2 1/2
SIG1＝[k11|eΩ1| sign(eΩ1) k12|eΩ2| sign(eΩ2)
1/2 T T
k13|eΩ3| sign(eΩ3)] ，v＝[k21sign(eΩ1) k22sign(eΩ2) k23sign(eΩ3)] ，其中k11,k12,k13,k21,k22,k23均为正常数，eΩ1,eΩ2,eΩ3为姿态角速度估计误差eΩ的三个元素，sign表示符号函
1/2
数，|·| 表示求取绝对值的 次方。
[0015] 在该技术方案中，通过分析舵机对三旋翼无人机的作用原理，并考虑角速度变化带来的扰动对其动力学特性的影响，得到三旋翼无人机执行器发生故障时的非线性动力学模型，来设计滑模自适应观测器，以对故障进行观测，滑模自适应观测器的观测性能更加，进一步有利于对三旋翼无人机舵机堵塞故障进行更有针对性的容错控制。
[0016] 在上述任一项技术方案中，优选地，根据当前姿态四元数q和目标姿态四元数qd，确定姿态误差四元数eq，包括：采用基于单位四元数的姿态表示方法，机体坐标系{B}在惯3×1
性坐标系{I}下的表达用“等效轴角坐标系”方法，将{B}和{I}重合，将{B}绕矢量k0∈R 按右手定则旋转 角，得到当前姿态四元数 其中，
3×1
且满足 k0∈R 为定义在惯性坐标系{I}
中的任意单位矢量， 为机体坐标系{B}绕矢量k0旋转的任意角度；由机体坐标系{B}到惯性坐标系{I}的坐标变换矩阵用单位四元数表示为
其中，I3为3×3的单位矩阵，S(qv)表示求取qv对应的反对称矩阵；采用基于单位四元数的姿态表示方法，目标坐标系{Bd}在惯性坐标系{I}下的表达用“等效轴角坐标系”方法，将{Bd}
3×1
和{I}重合，将{Bd}绕矢量kd∈R 按右手定则旋转 角，得到目标姿态四元数
其中 且满足
3×1
kd∈R 为定义在惯性坐标系{I}中的任意单位矢量， 为目标坐标系{Bd}绕矢量kd旋转的任意角度；由目标坐标系{Bd}到惯性坐标系{I}的坐标变换矩阵用四元数表示为
S(qvd)表示求取qvd对应的反对称矩阵；定义
姿态误差四元数 其中，e0和ev满足
由目标坐标系{Bd}到机体坐标系{B}的坐标变换矩阵用四元数表示为
S(ev)表示求取ev对应的反对称矩阵，定义角速度
3×1
跟踪误差 其中Ωd∈R 表示目标坐标系{Bd}相对于惯性坐标系{I}的
目标姿态角速度。
[0017] 在该技术方案中，采用基于单位四元数的姿态表示方法，用“等效轴角坐标系”方法等，有效避免了姿态表示奇异性问题，定义了姿态误差四元数eq，便于描述表达三旋翼无人机当前姿态与目标姿态之间的差异，便于定义误差信号变量，设计构建容错控制器，以对故障进行有效地抑制。
[0018] 在上述任一项技术方案中，优选地，还包括：定义误差信号变量s，r，预先设计容错3×3
控制器，s＝eΩ+ksev， 其中，ks∈R ， 均为常系数矩阵，
容错控制器为：
[0019]
[0020] 其中， 为控制器增益矩阵，diag{[σ1σ2σ3]}表示求取以σ1,3×3
σ2,σ3为对角线元素的对角矩阵；kf∈R 为常系数矩阵，I3为3行3列的单位矩阵，r(t)为r在t时刻的取值，r(0)为r在0时刻的参数， 表示对(kf+I3)r(τ)
+σsign(s(τ))关于τ从0到t积分； 表示求取矩阵 的逆矩阵。
[0021] 在该技术方案中，设计的容错控制器，采用的参数更少，大大减少了计算量，既能对故障进行有效地抑制，又不需要主动容错控制所需要的故障隔离，提高了控制效率。
[0022] 在上述任一项技术方案中，优选地，还包括：预先设计故障估计值 和 自适应律，故障估计值 和 自适应律满足：
[0023] 其中 和 分别表示 和 的自适应律，γ1,γ2,p1,p2均为正常数， 分别表示F2,F3的导数。
[0024] 在该技术方案中，设计的故障估计值 和 自适应律，自适应性较强，稳定性较强，有利于无人机克服故障影响，保持姿态稳定。
[0025] 在上述任一项技术方案中，优选地，所选控制器增益矩阵σ满足：
[0026]
[0027] 在该技术方案中，采用该控制器增益矩阵，使得所设计的容错控制器能够让姿态跟踪误差四元数和角速度跟踪误差半全局渐近收敛到0，进一步有利于对故障进行有效地抑制，使得无人机能够较快地克服故障影响，保持姿态稳定。
[0028] 本发明的第二方面的技术方案提出了一种计算机设备，计算机设备包括处理器，处理器用于执行存储器中存储的计算机程序时实现如上述本发明的第一方面的技术方案提出的任一项的针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法的步骤。
[0029] 在该技术方案中，计算机设备包括处理器，处理器用于执行存储器中存储的计算机程序时实现如上述本发明的第一方面的技术方案提出的任一项的针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法的步骤，因此具有上述本发明的第一方面的技术方案提出的任一项的针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法的全部有益效果，在此不再赘述。
[0030] 本发明的第三方面的技术方案提出了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现本发明的第一方面的技术方案提出的任一项的针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法的步骤。
[0031] 在该技术方案中，计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现本发明的第一方面的技术方案提出的任一项的针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法的步骤，因此具有上述本发明的第一方面的技术方案提出的任一项的针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法的全部有益效果，在此不再赘述。
[0032] 通过以上技术方案，针对三旋翼无人机发生舵机堵塞故障时的姿态控制问题采用基于观测器技术的方法，该容错控制方法既能对故障进行有效地抑制，而且又不需要主动容错控制所需要的故障隔离，大大地减少了计算量，提高了控制效率。经过仿真实验证明，本发明提出的针对无人机舵机故障的姿态鲁棒自适应容错控制方法具有较好的鲁棒性，当三旋翼无人机舵机发生堵塞故障时，无人机能够较快地克服故障影响，保持姿态稳定。
[0033] 本发明的附加方面和优点将在下面的描述部分中给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
