一种六旋翼飞行器的容错控制方法

1.一种六旋翼飞行器容错控制方法，其特征在于，若出现导致单个旋翼停转的故障，切断给该旋翼的供电，同时切断其相隔180°位置的旋翼的供电，并停止输出这两个旋翼的控制信号；若出现导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则直接切断给这两个旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，保持原有的机体坐标轴方向不变；则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，控制量解算时，期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量；通过控制分配模块对以上四个补偿后新的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给故障旋翼分配控制量，得到新的分配矩阵；将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制；实现按照“斜十字型”四旋翼飞行器的布局对六旋翼飞行器其余四个旋翼进行控制，若旋翼1或旋翼4单独故障，或旋翼1和旋翼4同时出现故障，切断给旋翼1和4的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，保持原有的机体坐标轴方向不变；
则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变；
原有的控制量解算过程不变，仍然由期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量；
由于切除了旋翼1和4，导致俯仰轴的控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2；旋翼1和4不提供滚转控制力矩，所以滚转轴的控制量不变；由于旋翼1和4的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1.5；由于切除旋翼1和4，原来的油门控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制量乘以1.5；
在通过控制分配模块对以上四个补偿后新的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给旋翼1和旋翼4分配控制量，得到新的分配矩阵；
假设故障前分配矩阵为：
按照以上分析的情况，将分配矩阵中对应旋翼1和旋翼4的第1行和第4行的分配系数设为0，构成的容错分配矩阵为：
将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制。
2.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器容错控制方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一：故障检测模块实时对六旋翼飞行器进行故障检测，若没有故障出现，则重复进行步骤一；
若出现导致单个旋翼停转的故障或导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则转步骤二；
步骤二：若出现导致单个旋翼停转的故障，切断给该旋翼的供电，并切断其相隔180°位置的旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号；
若出现导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则直接切断给这两个旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号；
步骤三：六旋翼飞行器在停转两个旋翼之后，变成了一个“斜十字型”四旋翼飞行器，重新按照“斜十字型”四旋翼飞行器的布局对六旋翼飞行器进行控制。
3.一种六旋翼飞行器容错控制方法，其特征在于，若出现导致单个旋翼停转的故障，切断给该旋翼的供电，同时切断其相隔180°位置的旋翼的供电，并停止输出这两个旋翼的控制信号；若出现导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则直接切断给这两个旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，保持原有的机体坐标轴方向不变；则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，控制量解算时，期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量；通过控制分配模块对以上四个补偿后新的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给故障旋翼分配控制量，得到新的分配矩阵；将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制；实现按照“斜十字型”四旋翼飞行器的布局对六旋翼飞行器其余四个旋翼进行控制，若旋翼2或旋翼5单独故障，或旋翼2和旋翼5同时出现故障，切断给旋翼2和5的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，原有的机体坐标轴向左旋转60°，构成新的机体坐标系；
则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变；
原有的姿态航向测量系统的基准坐标系同机体坐标系一样，向左旋转60°，新输出的姿态航向角为旋转后的；原有的控制量解算过程不变，仍然由期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量；
由于切除了旋翼2和5，并且原有机体坐标系向左旋转60°，导致俯仰轴的控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2；原有机体坐标系向左旋转60°后，旋翼2和5不提供滚转控制力矩，所以滚转轴的控制量不变；由于旋翼2和5的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1.5；由于切除旋翼2和5，原来的油门控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制量乘以1.5；
在通过控制分配模块对以上四个补偿后的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给旋翼2和旋翼5分配控制量，得到新的分配矩阵；
假设故障前分配矩阵为：
按照以上分析的情况，坐标轴向左旋转60°，将分配矩阵中对应旋翼2和旋翼5的第2行和第5行的分配系数设为0，构成的容错分配矩阵为：
将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制。
4.一种六旋翼飞行器容错控制方法，其特征在于，若出现导致单个旋翼停转的故障，切断给该旋翼的供电，同时切断其相隔180°位置的旋翼的供电，并停止输出这两个旋翼的控制信号；若出现导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则直接切断给这两个旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，保持原有的机体坐标轴方向不变；则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，控制量解算时，期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量；通过控制分配模块对以上四个补偿后新的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给故障旋翼分配控制量，得到新的分配矩阵；将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制；实现按照“斜十字型”四旋翼飞行器的布局对六旋翼飞行器其余四个旋翼进行控制，若旋翼3或旋翼6单独故障，或旋翼3和旋翼6同时出现故障，切断给旋翼3和6的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，原有的机体坐标轴向右旋转60°，构成新的机体坐标系；
则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变；
原有的姿态航向测量系统的基准坐标系同机体坐标系一样，向右旋转60°，新输出的姿态航向角为旋转后的；原有的控制量解算过程不变，仍然由期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量；
由于切除了旋翼3和6，并且原有机体坐标系向右旋转60°，导致俯仰轴的控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2；原有机体坐标系向右旋转60°后，旋翼3和6不提供滚转控制力矩，所以滚转轴的控制量不变；由于旋翼3和6的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1.5；由于切除旋翼3和6，原来的油门控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制量乘以
1.5；
在通过控制分配模块对以上四个补偿后的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给旋翼3和旋翼6分配控制量，得到新的分配矩阵；
假设故障前分配矩阵为：
按照以上分析的情况，坐标轴向右旋转60°，将分配矩阵中对应旋翼3和旋翼6的第3行和第6行的分配系数设为0，构成的容错分配矩阵为：
将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制。
5.根据权利要求1至4任一项所述的六旋翼飞行器容错控制方法，其特征在于，控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差计算俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量时，采用PID控制方法或动态逆控制方法或反步法或H∞控制或LQR控制或特征配置控制方法。

一种六旋翼飞行器的容错控制方法
技术领域
[0001] 本发明属于旋翼飞行器的飞行控制领域，具体涉及一种六旋翼飞行器的容错控制方法。
背景技术
[0002] 六旋翼飞行器具有垂直起降、稳定悬停和自主巡航的能力，其在军事和民事领域具有广泛的用途。军事上，可用于侦察监视、毁伤评估、城市巷战和通信中继等；民事上，可用于航拍、环境监测、森林防火和电力巡检等。
[0003] 六旋翼飞行器是一个多变量、非线性、强耦合的系统，具有比较复杂的动力学特性。但是其结构比较简单，而且机载系统多数都是单余度设计，在飞行的过程中，由于风扰、发动机振动和碰撞障碍物等原因，其机械组件和电调等部件比较容易出现故障。如果故障不能被检测出来并快速进行处理，六旋翼飞行器就会由于受力不平衡而失去控制，会导致坠机等事故。因此，对于六旋翼飞行器来说，容错控制技术就成为提高其安全性和可靠性的关键技术。所谓容错控制，就是飞行器的某些部件发生故障的情况下，系统仍能按照原定的性能指标或者性能指标有所降低，安全的完成既定任务。
发明内容
[0004] 本发明的目的在于：针对上述存在的问题，提出一种六旋翼飞行器的容错控制方法，以实现在飞行器发生某些系统故障的情况下，仍能实现六旋翼飞行器的有效控制。
[0005] 本发明的技术方案是：
[0006] 六旋翼飞行器若出现导致单个旋翼停转的故障，切断给该旋翼的供电，同时切断其相隔180°位置的旋翼的供电，并停止输出这两个旋翼的控制信号；若出现导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则直接切断给这两个旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，并重新按照“斜十字型”四旋翼飞行器的布局对六旋翼飞行器其余四个旋翼进行控制。具体包括如下步骤：
[0007] 步骤一：故障检测模块实时对六旋翼飞行器进行故障检测，若没有故障出现，则重复进行步骤一。
[0008] 若出现导致单个旋翼停转的故障或导致相隔180°的两个旋翼均停转的故 障，则转步骤二。
[0009] 步骤二：若出现导致单个旋翼停转的故障，切断给该旋翼的供电，并切断其相隔
180°位置的旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号。
[0010] 若出现导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则直接切断给这两个旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号。
[0011] 步骤三：六旋翼飞行器在停转两个旋翼之后，变成了一个“斜十字型”四旋翼飞行器，重新按照“斜十字型”四旋翼飞行器的布局对六旋翼飞行器进行控制。
[0012] 在步骤三中，若旋翼1或旋翼4单独故障，或旋翼1和旋翼4同时出现故障，切断给旋翼1和4的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，保持原有的机体坐标轴方向不变。
[0013] 则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变。
[0014] 原有的控制量解算过程不变，仍然由期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量。
[0015] 由于切除了旋翼1和4，导致俯仰轴的控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2；旋翼1和4不提供滚转控制力矩，所以滚转轴的控制量不变；由于旋翼1和4的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1.5；由于切除旋翼1和4，原来的油门控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制量乘以1.5。
[0016] 在通过控制分配模块对以上四个补偿后新的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给旋翼1和旋翼4分配控制量，得到新的分配矩阵。
[0017] 假设故障前分配矩阵为：
[0018]
[0019] 按照以上分析的情况，将分配矩阵中对应旋翼1和旋翼4的第1行和第4行的分配系数设为0，构成的容错分配矩阵为：
[0020]
[0021] 将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制。
[0022] 在步骤三中，若旋翼2或旋翼5单独故障，或旋翼2和旋翼5同时出现故障，切断给旋翼2和5的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，原有的机体坐标轴向左旋转60°，构成新的机体坐标系。
[0023] 则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变。
[0024] 原有的姿态航向测量系统的基准坐标系同机体坐标系一样，向左旋转60°，新输出的姿态航向角为旋转后的；原有的控制量解算过程不变，仍然由期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量。
[0025] 由于切除了旋翼2和5，并且原有机体坐标系向左旋转60°，导致俯仰轴的控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2；原有机体坐标系向左旋转60°后，旋翼2和5不提供滚转控制力 矩，所以滚转轴的控制量不变；由于旋翼2和5的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1.5；由于切除旋翼2和5，原来的油门控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制量乘以1.5。
[0026] 在通过控制分配模块对以上四个补偿后的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给旋翼2和旋翼5分配控制量，得到新的分配矩阵。
[0027] 假设故障前分配矩阵为：
[0028]
[0029] 按照以上分析的情况，坐标轴向左旋转60°，将分配矩阵中对应旋翼2和旋翼5的第
2行和第5行的分配系数设为0，构成的容错分配矩阵为：
[0030]
[0031] 将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制。
[0032] 在步骤三中，若旋翼3或旋翼6单独故障，或旋翼3和旋翼6同时出现故障，切断给旋翼3和6的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，原有的机体坐标轴向右旋转60°，构成新的机体坐标系。
[0033] 则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变。
[0034] 原有的姿态航向测量系统的基准坐标系同机体坐标系一样，向右旋转60°，新输出的姿态航向角为旋转后的；原有的控制量解算过程不变，仍然由期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差；控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量。
[0035] 由于切除了旋翼3和6，并且原有机体坐标系向右旋转60°，导致俯仰轴的控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2；原有机体坐标系向右旋转60°后，旋翼3和6不提供滚转控制力矩，所以滚转轴的控制量不变；由于旋翼3和6的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1.5；由于切除旋翼3和6，原来的油门控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制量乘以1.5。
[0036] 在通过控制分配模块对以上四个补偿后的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给旋翼3和旋翼6分配控制量，得到新的分配矩阵。
[0037] 假设故障前分配矩阵为：
[0038]
[0039] 按照以上分析的情况，坐标轴向右旋转60°，将分配矩阵中对应旋翼3和旋翼6的第
3行和第6行的分配系数设为0，构成的容错分配矩阵为：
[0040]
[0041] 将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制。
[0042] 控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差计算俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量时，采用PID控制方法或动态逆控制方法或反步法或H∞控制或LQR控制或特征配置控制方法。
[0043] 本发明的优点在于：
[0044] （1）提出一种六旋翼飞行器的容错控制方法，以实现在飞行器发生某些系统故障的情况下，仍能实现六旋翼飞行器的有效控制，避免因发生某些系统故障而导致的坠机事故，对提高六旋翼的安全性和可靠性具有一定意义。
[0045] （2）提出一种六旋翼飞行器的容错控制方法，以实现在飞行器发生某些系统故障的情况下，通过对六旋翼飞行器的原有控制量进行补偿，仍可取得与原来控制相似的控制效果。
[0046] （3）提出一种六旋翼飞行器的容错控制方法，以实现在飞行器发生某些系统故障的情况下，通过改变原有的控制分配矩阵，仍能实现六旋翼飞行器的有效控制。
附图说明
[0047] 图1为六旋翼结构示意图。
[0048] 图2为六旋翼控制结构示意图。
具体实施方式
[0049] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和实施例，对本发明进行进一步的详细说明。需要明确的是，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，而并不用于限定本发明。
[0050] 本发明提出一种六旋翼飞行器的容错控制方法，以实现在飞行器发生某些系统故障的情况下，仍能实现六旋翼飞行器的有效控制。本方法适用的故障包括： 导致单个旋翼停转的故障或导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，如旋翼损毁、电机故障和电调故障等。
[0051] 六旋翼飞行器若出现导致单个旋翼停转的故障，切断给该旋翼的供电，同时切断其相隔180°位置的旋翼的供电，并停止输出这两个旋翼的控制信号；若出现导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则直接切断给这两个旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，并重新按照“斜十字型”四旋翼飞行器的布局对六旋翼飞行器其余四个旋翼进行控制。具体包括如下步骤：
[0052] 步骤一：故障检测模块实时对六旋翼飞行器进行故障检测，若没有故障出现，则重复进行步骤一。
[0053] 若出现导致单个旋翼停转的故障或导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则转步骤二。
[0054] 步骤二：若出现导致单个旋翼停转的故障，切断给该旋翼的供电，并切断其相隔
180°位置的旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号。
[0055] 若出现导致相隔180°的两个旋翼均停转的故障，则直接切断给这两个旋翼的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号。
[0056] 步骤三：六旋翼飞行器在停转两个旋翼之后，变成了一个“斜十字型”四旋翼飞行器，重新按照“斜十字型”四旋翼飞行器的布局对六旋翼飞行器进行控制。
[0057] 实施例1：步骤三中，若旋翼1或旋翼4单独故障，或旋翼1和旋翼4同时出现故障，切断给旋翼1和4的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，保持原有的机体坐标轴方向不变。
[0058] 则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变。
[0059] 原有的控制量解算过程不变，如图2所示，仍然由期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差。控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量，采用的算法有PID控制方法或动态逆控制方法或反步法或H∞控制或LQR控制或特征配置控制方法。
[0060] 由于切除了旋翼1和4，导致俯仰轴的控制能力减弱为原来的 为取得和 原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2；旋翼1和4不提供滚转控制力矩，所以滚转轴的控制量不变；由于旋翼1和4的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1.5；由于切除旋翼1和4，原来的油门控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制量乘以1.5。
[0061] 设姿态角和高度指令为[pitch_RC,roll_RC,yaw_RC,height_RC]T，其中pitch_RC为俯仰角指令，roll_RC为滚转角指令，yaw_RC为偏航角指令，height_RC为高度指令，得到的期望姿态角和高度值为[pitchC,rollC,yawC,heightC]T，其中pitchC为期望俯仰角值，rollC为期望滚转角值，yawC为期望偏航角值，heightC为期望高度值，通过姿态传感器和位置传感器得到的多旋翼飞行器当前的姿态角和高度为[pitch,roll,yaw,height]T，其中pitch为当前俯仰角，roll为当前滚转角，yaw为当前偏航角，height为当前高度，则当前姿态角和高度的控制误差为：
[0062]
[0063] 对当前姿态角和高度的控制误差进行计算，得到多旋翼飞行器的四个控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]T，其中upitch为俯仰角控制量，uroll为滚转角控制量，uyaw为偏航角控制量，uheight为高度控制量；对得到的四个控制量进行修正补偿，补偿后新的控制量为[2*upitch,uroll,1.5*uyaw,1.5*uheight]T。
[0064] 在通过控制分配模块对以上四个补偿后新的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给旋翼1和旋翼4分配控制量，得到新的分配矩阵。
[0065] 假设故障前分配矩阵为：
[0066]
[0067] 按照以上分析的情况，将分配矩阵中对应旋翼1和旋翼4的第1行和第4行的分配系数设为0，构成的容错分配矩阵为：
[0068]
[0069] 将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制。
[0070] 实施例2：步骤三中，若旋翼2或旋翼5单独故障，或旋翼2和旋翼5同时出现故障，切断给旋翼2和5的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，原有的机体坐标轴向左旋转
60°，构成新的机体坐标系。
[0071] 则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变。
[0072] 原有的姿态航向测量系统的基准坐标系同机体坐标系一样，向左旋转60°，新输出的姿态航向角为旋转后的。原有的控制量解算过程不变，如图2所示，仍然由期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差。控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量。
[0073] 由于切除了旋翼2和5，并且原有机体坐标系向左旋转60°，导致俯仰轴的控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2；原有机体坐标系向左旋转60°后，旋翼2和5不提供滚转控制力 矩，所以滚转轴的控制量不变；由于旋翼2和5的旋转方向相反，其产生的反扭力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1.5；由于切除旋翼2和5，原来的油门控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制量乘以1.5。
[0074] 设姿态角和高度指令为[pitch_RC,roll_RC,yaw_RC,height_RC]T，其中pitch_RC为俯仰角指令，roll_RC为滚转角指令，yaw_RC为偏航角指令，height_RC为高度指令，得到的期望姿态角和高度值为[pitchC,rollC,yawC,heightC]T，其中pitchC为期望俯仰角值，rollC为期望滚转角值，yawC为期望偏航角值，heightC为期望高度值，通过姿态传感器和位置传感器得到的多旋翼飞行器当前的姿态角和高度为[pitch,roll,yaw,height]T，其中pitch为当前俯仰角，roll为当前滚转角，yaw为当前偏航角，height为当前高度，则当前姿态角和高度的控制误差为：
[0075]
[0076] 对当前姿态角和高度的控制误差进行计算，得到多旋翼飞行器的四个控制量[upitch,uroll,uyaw,uheight]T，其中upitch为俯仰角控制量，uroll为滚转角控制量，uyaw为偏航角控制量，uheight为高度控制量；对得到的四个控制量进行修正补偿，补偿后新的控制量为[2*upitch,uroll,1.5*uyaw,1.5*uheight]T。
[0077] 在通过控制分配模块对以上四个补偿后新的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给旋翼2和旋翼5分配控制量，得到新的分配矩阵。
[0078] 假设故障前分配矩阵为：
[0079]
[0080] 按照以上分析的情况，坐标轴向左旋转60°，将分配矩阵中对应旋翼2和旋翼5的第
2行和第5行的分配系数设为0，构成的容错分配矩阵为：
[0081]
[0082] 将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制。
[0083] 实施例3：步骤三中，若旋翼3或旋翼6单独故障，或旋翼3和旋翼6同时出现故障，切断给旋翼3和6的供电，同时停止输出这两个旋翼的控制信号，原有的机体坐标轴向右旋转
60°，构成新的机体坐标系。
[0084] 则原来飞行器模型的控制变量由原来的6个变为4个，其他模型参数不变。
[0085] 原有的姿态航向测量系统的基准坐标系同机体坐标系一样，向右旋转60°，新输出的姿态航向角为旋转后的。原有的控制量解算过程不变，如图2所示，仍然由期望姿态角和高度计算模块根据相应的姿态角和高度指令，计算得到期望的姿态角和高度值，并与姿态角和高度传感器反馈的实际姿态角和高度值相减，得到姿态角和高度的控制误差。控制量解算模块通过对姿态角和高度的控制误差的计算，得到相应的俯仰控制量、滚转控制量、偏航控制量和油门控制量。
[0086] 由于切除了旋翼3和6，并且原有机体坐标系向右旋转60°，导致俯仰轴的控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的俯仰控制量乘以2；原有机体坐标系向右旋转60°后，旋翼3和6不提供滚转控制力矩，所以滚转轴的控制量不变；由于旋翼3和6的旋转方向相反，其产生的反扭 力矩本身就已经相互抵消，所以对偏航轴的稳定没有影响，但由于切除了这两个旋翼，导致原来的偏航控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的偏航控制量乘以1.5；由于切除旋翼3和6，原来的油门控制能力减弱为原来的 为取得和原来的控制相似的控制效果，对得到的油门控制量乘以1.5。
[0087] 设姿态角和高度指令为[pitch_RC,roll_RC,yaw_RC,height_RC]T，其中pitch_RC为俯仰角指令，roll_RC为滚转角指令，yaw_RC为偏航角指令，height_RC为高度指令，得到T
的期望姿态角和高度值为[pitchC,rollC,yawC,heightC] ，其中pitchC为期望俯仰角值，rollC为期望滚转角值，yawC为期望偏航角值，heightC为期望高度值，通过姿态传感器和位置传感器得到的多旋翼飞行器当前的姿态角和高度为[pitch,roll,yaw,height]T，其中pitch为当前俯仰角，roll为当前滚转角，yaw为当前偏航角，height为当前高度，则当前姿态角和高度的控制误差为：
[0088]
[0089] 对当前姿态角和高度的控制误差进行计算，得到多旋翼飞行器的四个控制量T
[upitch,uroll,uyaw,uheight] ，其中upitch为俯仰角控制量，uroll为滚转角控制量，uyaw为偏航角控制量，uheight为高度控制量；对得到的四个控制量进行修正补偿，补偿后新的控制量为[2*upitch,uroll,1.5*uyaw,1.5*uheight]T。
[0090] 在通过控制分配模块对以上四个补偿后新的控制量进行分配时，改变原有的分配矩阵，不再给旋翼3和旋翼6分配控制量，得到新的分配矩阵。
[0091] 假设故障前分配矩阵为：
[0092]
[0093] 按照以上分析的情况，坐标轴向右旋转60°，将分配矩阵中对应旋翼3和旋翼6的第
3行和第6行的分配系数设为0，构成的容错分配矩阵为：
[0094]
[0095] 将新的分配矩阵和得到新的补偿控制量相乘，得到4个旋翼的控制量，转换为对“斜十字型”四旋翼控制。