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龙图腾网获悉南京航空航天大学申请的专利一种执行器故障下受约束无人机系统滑模容错控制方法获国家发明授权专利权，本发明授权专利权由国家知识产权局授予，授权公告号为：CN115373363B 。

龙图腾网通过国家知识产权局官网在2026-02-06发布的发明授权授权公告中获悉：该发明授权的专利申请号/专利号为：202110536995.3，技术领域涉及：G05B23/02；该发明授权一种执行器故障下受约束无人机系统滑模容错控制方法是由杨蒲;王梓欣;张芷晴设计研发完成，并于2021-05-17向国家知识产权局提交的专利申请。

本一种执行器故障下受约束无人机系统滑模容错控制方法在说明书摘要公布了：本发明公开了一种新型针对于具有状态约束的多旋翼飞行器执行器故障的滑模的容错控制算法。考虑具有状态约束的四旋翼无人机系统发生执行器失效故障的情况，结合障碍李雅普诺夫函数和滑模控制，设计了一种容错控制方法。针对故障和外部扰动，构造了一种非奇异快速终端滑模代替传统滑模面，使系统不仅具有较强的鲁棒性，而且可以在较短的有限时间内实现收敛。针对四旋翼飞行器在实际飞行中存在状态限制的情况，在设计控制律时引入障碍李雅普诺夫函数，在验证算法稳定性的同时，将滑模面约束在一定范围内，从而保证飞行器所输出的状态不会违反限制条件。本发明用于带有状态约束的四旋翼无人机的执行器故障容错飞行控制。

本发明授权一种执行器故障下受约束无人机系统滑模容错控制方法在权利要求书中公布了：1.一种针对具有状态约束的四旋翼无人机执行器部分失效故障的滑模容错控制方法，其特征在于：在无人机系统存在执行器部分失效故障时，提出一种非奇异快速终端滑模容错控制方法，使得无人机系统在发生执行器故障后能够正常运行，并使误差能在有限时间内收敛；然后根据状态限制结合障碍李雅普诺夫函数设计出滑模控制律，最终构成容错控制器，包括如下具体步骤： 步骤1确定系统模型和约束条件，包括如下步骤： 步骤1.1确定系统模型，如式1所示： 其中，xi1＝x，y，z，φ，θ，ψT和xi2＝u，v，w，p，q，rT分别表示四旋翼无人机在t时刻的位置和速度状态；uit为控制输入；di为无人机受到的外部扰动，满足|di|≤ζ，ζ是一个已知常数；fix和gix是已知连续的向量值函数，分别表示无人机的固有非线性动力学行为和控制输入对无人机状态的影响；i＝1,2,3,4,5,6； 步骤1.2确定约束条件，考虑到在实际飞行任务中，无人机的状态会通常会有一个限制范围，超出此范围将可能发生危险，无人机状态约束如式2所示： 其中，和κci为常数，分别表示xi1t的上界和下界；对于任何xi1t满足式2时，总存在正常g0数满足对任何都有0g0≤|gix|；为满足约束条件，yi的期望值yid及其各阶导数都有上下界，即存在常数使得对任何t≥t0都成立；其中，yid为输出yi的期望值； 步骤2确定无人机系统的故障模型，包括如下步骤： 步骤2.1确定故障模型 已知uit为第i个通道的控制输入，当发生执行器失效故障时，可将式1改写为： 其中，表示第i个通道发生执行器失效故障后的控制输入，如式4所示： 其中，σi表示第i个通道的失效率，并且满足0≤σi1；当σi＝0时，第i个通道正常工作，当0σi1时，第i个通道发生失效故障但还在继续工作； 步骤2.2确定故障信息 将式1写成状态空间的形式： 其中，Fx为系统的非线性部分；U为控制向量；d和D分别为有界扰动和系数矩阵；E＝diag{σ1，σ2,...，σ6}表示执行器的失效率；I为单位矩阵；针对式5构造如下输出观测器： 其中，和分别为Xt，Yt和E的观测值；定义为输出的观测误差；K为输出反馈矩阵，满足配置出的新系数矩阵的特征值全为负数；η为切换函数，其表达式如下： 取Q＝diag{1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1,1}，配置出相应的对称正定矩阵P，满足R满足RCT＝PD；定义为系统配置极点后的构造自适应律如下： 其中，Γe对称正定，为观测器增益矩阵；L满足CTLT＝PGI-E，由此可收敛获取准确的故障信息，从而完成重构； 步骤3设计滑模面，包括如下步骤： 步骤3.1根据四旋翼无人机的信息，定义了系统的误差，如式9所示： 其中，ei1t和ei2t分别为t时刻的位置误差变量和速度误差变量； 步骤3.2根据需求设计滑模面函数，为使得无人机的状态不违背约束条件，需确保滑模函数有界时，误差变量也有界，故设计的滑模面如式10所示： 其中，ki1和ki2是正常数，为避免奇异性，αi和βi满足1βi2且βiαi；sign·是符号函数，即： 步骤4设计容错控制律，包括如下步骤： 步骤4.1构建障碍李雅普诺夫函数，根据系统约束条件，设计的障碍函数如式12所示： 其中κai＝κci-Yi0，κai，κbi是滑模面的边界，当si的值接近边界时，函数的值会趋于无穷大；为了简化，后面统一用λ代替λsi； 步骤4.2容错控制律的设计，分别对式10，12求导得： 为使系统在滑模面上滑动，令把式3，9，10，13代入式14可求得等效控制律： 考虑到实际应用中存在的不确定性和扰动，还需要通过设计切换控制律改变的特点：为保证系统在有限时间内收敛，即要满足式16： tr≤t0+hlnV16 其中，tr为收敛时间，t0为初始时间，h＞0；通过对式16变形可得： 根据式17设计切换控制律为： 最后综合式15，18，完整的容错控制律为： 步骤5根据多旋翼无人机系统的运行状态，选择合适的参数，完成对其的容错控制。

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