雙旋翼飛行器（兩軸飛行器，Bi-copter）是一種新構(gòu)型的無人機，可以通過改變兩個電機的角度來控制姿態(tài)。與四旋翼相比，雙旋翼使用更少的電機，因此重量和能耗都更低。在續(xù)航能力上，目前續(xù)航時間已經(jīng)是四旋翼無人機的一大痛點，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，其僅有的兩個旋翼意味著當某個電機或旋翼發(fā)生故障時后果更加嚴重：一旦某個旋翼的拉力減小，機體便會側(cè)翻墜落，造成危險。因此，對雙旋翼飛行器的容錯控制研究是很有必要的。

圖1：極飛科技V40無人機

圖2：零零科技V-Coptr Falcon

圖3：一種雙旋翼模型機
本文介紹了雙旋翼飛行器的原理和模型，設計了容錯控制器，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使飛行器通過自旋來避免側(cè)翻墜落，保持高度和降落。
本文導讀

1. 研究問題

2. 控制器設計

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控制問題，即使得雙旋翼在一側(cè)旋翼拉力減小時避免翻轉(zhuǎn)墜落，保證飛行器的安全，甚至使飛行器可以實現(xiàn)對位置的完全跟蹤。采用被動容錯的方法，不使用故障檢測和隔離（FDI），在正常情況和故障情況下使用同一種控制策略，控制器自行得出當前飛行器的最佳狀態(tài)并保持。事實上，對于四旋翼的容錯控制中有很多針對的便是單個旋翼失效的故障，一種可行的方法便是使故障旋翼和對側(cè)旋翼同時停轉(zhuǎn)，此時剩余的兩個旋翼關(guān)于飛行器重心對稱分布，并且由于轉(zhuǎn)向相同，會使飛行器進入繞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，此時通過對剩余正常3個旋翼轉(zhuǎn)速的控制，便可使飛行器保持自旋穩(wěn)定狀態(tài)，并實現(xiàn)對3維空間位置的完全跟蹤。相當于放棄對偏航角的控制，而僅保持對剩余狀態(tài)的控制。對于雙旋翼而言，若其僅有的兩個旋翼之一發(fā)生故障，會直接進入不平衡狀態(tài)，受到較大的滾轉(zhuǎn)力矩。采用的被動容錯方法可用下圖表示，將飛行器的控制分為3個通道，根據(jù)3個狀態(tài)量的重要性分配權(quán)重，按照不同的優(yōu)先級滿足。這樣，當飛行器發(fā)生故障，無法維持正常飛行時，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，使飛行器進入自旋狀態(tài)；而當飛行器無故障時，則對3個通道同時滿足，使飛行器正常飛行。

圖4：被動容錯控制算法框圖

2. 控制器設計

要對雙旋翼飛行器設計控制器，首先需要建立雙旋翼的數(shù)學模型，并對單側(cè)旋翼故障時的狀態(tài)進行分析，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)，即計算出自旋平衡點以及平衡點處的可控性。對于故障的處理，沒有FDI模塊，采用擾動估計的方法來處理故障信息，將故障視作作用在飛行器上的外界擾動，控制器根據(jù)飛行器的狀態(tài)反饋實時估計這種“擾動”的值，用于下一時刻的輸入求解。飛行器的3個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個通道可由關(guān)于p、q、r、a_z的4個方程得到。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)化方程便可得到對應的4個輸入u（兩個旋翼轉(zhuǎn)速和傾角）。由于4個方程是在約束條件下按照優(yōu)先級滿足的，因此當擾動較小時（對應無故障的情況），4個方程均可滿足，飛行器的3個通道均可控；當擾動較大時（對應故障情況），4個方程無法同時滿足，控制器便會優(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)動模型的運動顯示，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
為了驗證被動容錯控制器的效果，我們給定一定的任務的條件進行仿真。當飛行器的質(zhì)量變化時，控制器仍能起到較好的控制效果，此時飛行器對圓形軌跡的跟蹤效果如下圖。

圖6

對于故障情況，當飛行器一側(cè)旋翼完全失效、并且初始狀態(tài)為自旋狀態(tài)時，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，此時若給定飛行器高度逐漸降低的指令，飛行器便會緩慢降落地面。

圖7

而常規(guī)的非容錯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，所設計的被動容錯控制器可以在無FDI的情況對正常和故障狀態(tài)的飛行器進行有效控制，避免在單側(cè)旋翼拉力不足時飛行器翻轉(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，還單獨設計了自旋控制器，此時由于控制器明確故障的具體情況，控制效果更好，可以實現(xiàn)對飛行器位置的完全跟蹤。

圖9