[發(fā)明專利]一種基于Backstepping法的無人機(jī)姿態(tài)系統(tǒng)控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410653271.7
• 申請(qǐng)日: 2014-11-17
• 公開（公告）號(hào): CN104536448A
• 公開（公告）日: 2015-04-22
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 王輝;關(guān)作鈺;于利君;張波波;陳佳;劉少英;匡勝欽
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 哈爾濱工程大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08
• 代理公司: 無
• 代理人: 無

1.一種基于Backstepping法的無人機(jī)姿態(tài)系統(tǒng)控制方法，其特征是：

(1)實(shí)時(shí)檢測到無人機(jī)姿態(tài)角，包括實(shí)際輸出的滾轉(zhuǎn)角φ、俯仰角θ和偏航角

(2)建立無人機(jī)姿態(tài)系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型：

p·=(c1r+c2p)q+c3L+c4Nq·=c5pr-c6(p2-r2)+c7Mr·=(c8p-c2r)q+c4L+c9N,]]>

其中，c1=(Iy-Iz)Iz-Ixz2Σ,]]>c2=(Ix-Iy+Iz)IxzΣ,]]>c3=IzΣ,]]>c4=IxzΣ,]]>c5=Iz-IxIy,]]>c6=IxzIy,]]>c7=1Iy,]]>c8=Ix(Ix-Iy)+Ixz2Σ,]]>c9=IxΣ,]]>Σ=IxIz-Ixz2,]]>I_x為滾轉(zhuǎn)慣性矩，I_y為俯仰慣性矩，I_z為偏航慣性矩，I_xz為對(duì)于xz軸的慣性矩；為俯仰角變化率，為偏航角變化率，為滾轉(zhuǎn)角變化率；無人機(jī)機(jī)體旋轉(zhuǎn)角速度在機(jī)體坐標(biāo)軸系上的分量為p、r，p為在x軸的角速度分量，q為在y軸角速度分量，r為在z軸角速度分量；L、M、N分別為外合力矩在機(jī)體坐標(biāo)軸系三個(gè)方向的分解量，即滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩；以[L,M,N]^T為控制輸入，以滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角作為姿態(tài)系統(tǒng)的輸出，由于飛行在預(yù)定軌跡線上，無人機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系與軌跡坐標(biāo)系重合，理想狀態(tài)下的姿態(tài)角應(yīng)為零，所以無人機(jī)輸出的姿態(tài)角就是偏差值；

(3)根據(jù)Backstepping控制法，將姿態(tài)系統(tǒng)分為角運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)即上述包含的方程組和動(dòng)力系統(tǒng)即上述包含的方程組；對(duì)于角運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)，以動(dòng)力系統(tǒng)的狀態(tài)變量[p,q,r]^T作為控制輸入，并通過設(shè)計(jì)反饋控制律使得角運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)在原點(diǎn)漸進(jìn)穩(wěn)定，其中，k_φ、k_θ、分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角的控制增益；所設(shè)計(jì)的反饋控制律使得角運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)的Lyapunov函數(shù)對(duì)時(shí)間的導(dǎo)數(shù)為負(fù)，根據(jù)Lyapunov穩(wěn)定定理，角運(yùn)動(dòng)系統(tǒng)漸近穩(wěn)定；由此反推到整個(gè)系統(tǒng)的Lyapunov函數(shù)：

并對(duì)時(shí)間求導(dǎo)，為使系統(tǒng)穩(wěn)定，Lyapunov函數(shù)對(duì)時(shí)間導(dǎo)數(shù)需為負(fù)，則確定控制律為：

其中，K為正定矩陣，且

(4)根據(jù)步驟(3)所得到的控制力矩L、M、N，通過控制執(zhí)行機(jī)構(gòu)使無人機(jī)產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩、俯仰力矩和偏航力矩完成對(duì)無人機(jī)飛行姿態(tài)的控制，消除姿態(tài)偏差。