雙旋翼飛行器（兩軸飛行器，Bi-copter）是一種新構(gòu)型的無(wú)人機(jī)，可以通過改變兩個(gè)電機(jī)的角度來(lái)控制姿態(tài)。與四旋翼相比，雙旋翼使用更少的電機(jī)，因此重量和能耗都更低。在續(xù)航能力上，目前續(xù)航時(shí)間已經(jīng)是四旋翼無(wú)人機(jī)的一大痛點(diǎn)，雙旋翼飛行器要比四旋翼更勝一籌，因此更加靈活高效的雙旋翼有較好的發(fā)展空間。與四旋翼相比，其僅有的兩個(gè)旋翼意味著當(dāng)某個(gè)電機(jī)或旋翼發(fā)生故障時(shí)后果更加嚴(yán)重：一旦某個(gè)旋翼的拉力減小，機(jī)體便會(huì)側(cè)翻墜落，造成危險(xiǎn)。因此，對(duì)雙旋翼飛行器的容錯(cuò)控制研究是很有必要的。

圖1：極飛科技V40無(wú)人機(jī)

圖2：零零科技V-Coptr Falcon

圖3：一種雙旋翼模型機(jī)
本文介紹了雙旋翼飛行器的原理和模型，設(shè)計(jì)了容錯(cuò)控制器，可以控制雙旋翼正常飛行，并在不做故障診斷和控制器重構(gòu)的情況下，發(fā)生單側(cè)旋翼效率下降或失效故障時(shí)使飛行器通過自旋來(lái)避免側(cè)翻墜落，保持高度和降落。
本文導(dǎo)讀

1. 研究問題

2. 控制器設(shè)計(jì)

3. 綜合仿真與視景顯示

1. 研究問題

本文所要解決的是雙旋翼飛行器的容錯(cuò)控制問題，即使得雙旋翼在一側(cè)旋翼拉力減小時(shí)避免翻轉(zhuǎn)墜落，保證飛行器的安全，甚至使飛行器可以實(shí)現(xiàn)對(duì)位置的完全跟蹤。采用被動(dòng)容錯(cuò)的方法，不使用故障檢測(cè)和隔離（FDI），在正常情況和故障情況下使用同一種控制策略，控制器自行得出當(dāng)前飛行器的最佳狀態(tài)并保持。事實(shí)上，對(duì)于四旋翼的容錯(cuò)控制中有很多針對(duì)的便是單個(gè)旋翼失效的故障，一種可行的方法便是使故障旋翼和對(duì)側(cè)旋翼同時(shí)停轉(zhuǎn)，此時(shí)剩余的兩個(gè)旋翼關(guān)于飛行器重心對(duì)稱分布，并且由于轉(zhuǎn)向相同，會(huì)使飛行器進(jìn)入繞z軸的自旋狀態(tài)，由于自旋的存在，飛行器便像陀螺一樣具有了穩(wěn)定性，此時(shí)通過對(duì)剩余正常3個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速的控制，便可使飛行器保持自旋穩(wěn)定狀態(tài)，并實(shí)現(xiàn)對(duì)3維空間位置的完全跟蹤。相當(dāng)于放棄對(duì)偏航角的控制，而僅保持對(duì)剩余狀態(tài)的控制。對(duì)于雙旋翼而言，若其僅有的兩個(gè)旋翼之一發(fā)生故障，會(huì)直接進(jìn)入不平衡狀態(tài)，受到較大的滾轉(zhuǎn)力矩。采用的被動(dòng)容錯(cuò)方法可用下圖表示，將飛行器的控制分為3個(gè)通道，根據(jù)3個(gè)狀態(tài)量的重要性分配權(quán)重，按照不同的優(yōu)先級(jí)滿足。這樣，當(dāng)飛行器發(fā)生故障，無(wú)法維持正常飛行時(shí)，飛行器便可優(yōu)先滿足拉力指向，保證合力向上平衡重力避免墜落，放棄不重要的偏航通道，使飛行器進(jìn)入自旋狀態(tài)；而當(dāng)飛行器無(wú)故障時(shí)，則對(duì)3個(gè)通道同時(shí)滿足，使飛行器正常飛行。

圖4：被動(dòng)容錯(cuò)控制算法框圖

2. 控制器設(shè)計(jì)

要對(duì)雙旋翼飛行器設(shè)計(jì)控制器，首先需要建立雙旋翼的數(shù)學(xué)模型，并對(duì)單側(cè)旋翼故障時(shí)的狀態(tài)進(jìn)行分析，尋找故障下可能存在的“穩(wěn)定狀態(tài)”以避免飛行器翻轉(zhuǎn)，即計(jì)算出自旋平衡點(diǎn)以及平衡點(diǎn)處的可控性。對(duì)于故障的處理，沒有FDI模塊，采用擾動(dòng)估計(jì)的方法來(lái)處理故障信息，將故障視作作用在飛行器上的外界擾動(dòng)，控制器根據(jù)飛行器的狀態(tài)反饋實(shí)時(shí)估計(jì)這種“擾動(dòng)”的值，用于下一時(shí)刻的輸入求解。飛行器的3個(gè)通道分別為拉力指向通道、高度（力大?。┩ǖ篮推酵ǖ?。其中拉力指向通道僅與飛行器的滾轉(zhuǎn)角速度p和俯仰角速度q相關(guān)，高度通道與豎直加速度a_z相關(guān)，偏航通道與偏航角速度r相關(guān)，因此3個(gè)通道可由關(guān)于p、q、r、a_z的4個(gè)方程得到。這樣，在得到p、q、r、a_z的期望值或期望變化率之后，求解優(yōu)化方程便可得到對(duì)應(yīng)的4個(gè)輸入u（兩個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速和傾角）。由于4個(gè)方程是在約束條件下按照優(yōu)先級(jí)滿足的，因此當(dāng)擾動(dòng)較小時(shí)（對(duì)應(yīng)無(wú)故障的情況），4個(gè)方程均可滿足，飛行器的3個(gè)通道均可控；當(dāng)擾動(dòng)較大時(shí)（對(duì)應(yīng)故障情況），4個(gè)方程無(wú)法同時(shí)滿足，控制器便會(huì)優(yōu)先滿足指向通道和高度通道，放棄偏航通道，飛行器便逐漸進(jìn)入自旋狀態(tài)，保持穩(wěn)定。

3. 綜合仿真與視景顯示視景顯示的原理如下圖所示，Simulink將仿真得到的數(shù)據(jù)發(fā)送至FlightGear中，驅(qū)動(dòng)模型的運(yùn)動(dòng)顯示，使控制器的效果和飛行器的狀態(tài)更加直觀的展示。

圖5：FlightGear視景顯示原理
為了驗(yàn)證被動(dòng)容錯(cuò)控制器的效果，我們給定一定的任務(wù)的條件進(jìn)行仿真。當(dāng)飛行器的質(zhì)量變化時(shí)，控制器仍能起到較好的控制效果，此時(shí)飛行器對(duì)圓形軌跡的跟蹤效果如下圖。

圖6

對(duì)于故障情況，當(dāng)飛行器一側(cè)旋翼完全失效、并且初始狀態(tài)為自旋狀態(tài)時(shí)，飛行器的位置狀態(tài)如下圖，在下墜一定高度后，飛行器逐漸上升，回到了給定的高度上，避免了墜落，此時(shí)若給定飛行器高度逐漸降低的指令，飛行器便會(huì)緩慢降落地面。

圖7

而常規(guī)的非容錯(cuò)控制器在這種故障和同樣的初始自旋條件下的狀態(tài)如下圖，初始時(shí)由于處于自旋狀態(tài)，飛行器的z軸指向向上，較為穩(wěn)定，但是在40s時(shí)飛行器拉力方向不再保持向上，開始快速下墜，最終高速墜落到地面。

圖8

綜上可知，所設(shè)計(jì)的被動(dòng)容錯(cuò)控制器可以在無(wú)FDI的情況對(duì)正常和故障狀態(tài)的飛行器進(jìn)行有效控制，避免在單側(cè)旋翼拉力不足時(shí)飛行器翻轉(zhuǎn)墜落，保障飛行器的安全。若飛行器的單側(cè)旋翼失效故障是已知的，根據(jù)故障的飛行器模型，還單獨(dú)設(shè)計(jì)了自旋控制器，此時(shí)由于控制器明確故障的具體情況，控制效果更好，可以實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器位置的完全跟蹤。

圖9