[發明專利]一種基于滑模變結構的四旋翼飛行控制方法

有效

• 申請號: 201510466230.1
• 申請日: 2015-08-03
• 公開（公告）號: CN105159305B
• 公開（公告）日: 2018-06-05
• 發明（設計）人: 孫一力;甄子洋;王新華;覃海群;王碩
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標事務所(普通合伙) 32249
• 代理人: 彭雄

1.一種基于滑模變結構的四旋翼飛行控制方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟1，按照被控變量對控制輸入量響應速度不同的特點，將被控變量分為快變量、較快變量以及慢變量，將四旋翼無人直升機動力學模型劃分為快回路系統、較快回路系統和慢回路系統三個子系統；

步驟2，針對步驟1的快回路系統、較快回路系統和慢回路系統三個子系統分別設計基于動態逆控制方法的控制律；

步驟3，慢回路系統根據步驟1的慢變量的控制量以及四旋翼無人直升機反饋的慢變量實際值進行變滑模結構控制，得到較快變量的控制量；較快回路系統根據該較快變量的控制量以及四旋翼無人直升機反饋的較快變量實際值進行變滑模結構控制，得到快變量的控制量；快回路系統根據該快變量的控制量以及四旋翼無人直升機反饋的快變量實際值進行變滑模結構控制，得到四旋翼無人直升機的控制量；

快回路系統包括快回路動態逆控制模塊和快回路變滑模結構控制模塊，該快回路指角速度回路；

快回路動態逆控制模塊；根據滾轉角速度p、俯仰角速度q和偏航角速度r得到四旋翼無人機中與滾轉角速度p、俯仰角速度q和偏航角速度r狀態變量相關的力矩方程；根據快回路變滑模結構控制模塊得到的各通道相對應的控制量通過動態逆方法對該力矩方程進行消除系統的非線性因素和解耦控制，得到快回路動態逆控制律，進而得到快回路動態逆控制量；

快回路變滑模結構控制模塊；根據四旋翼無人機反饋的滾轉角速度p、俯仰角速度q和偏航角速度r以及較快回路系統推送的參考滾轉角速度、參考俯仰角速度和參考偏航角速度狀態變量分別得這三個狀態通道的切換面方程，通過該切換面方程得到其各通道相對應的變結構控制律，進而得到各通道相對應的控制量；

所述快回路動態逆控制模塊中的力矩方程：

p · = ( J y - J z J x ) q r + j r z J x ( - ω 1 + ω 2 - ω 3 + ω 4 ) q + τ φ J x q · = ( J z - J x J y ) p r - j r z J y ( - ω 1 + ω 2 - ω 3 + ω 4 ) p + τ θ J y r · = ( J x - J y J z ) p q + τ ψ J y ; ]]>

其中，p、q和r分別為滾轉角速度、俯仰角速度和偏航角速度狀態變量，和分別為滾轉角速度變化量、俯仰角速度變化量和偏航角速度變化量，J_x、J_y和J_z分別為x軸、y軸和z軸的轉動慣量，j_rz為z軸旋翼轉動慣量，w₁、w₂、w₃和w₄為四個旋翼的轉速，τ_φ、τ_θ和τ_ψ分別是滾轉力矩、俯仰力矩和偏航力矩；

對所述快回路動態逆控制模塊中的力矩方程變形，得到：其中，

所述快回路動態逆控制模塊中得到的快回路動態逆控制律為：

u 1 = τ φ τ θ τ ψ = g 1 - 1 ( - f 1 ( x 1 ) + v p v q v r ) ; ]]>

其中，v_p、v_q和v_r為快回路變滑模結構得到的控制量；

選擇趨近律為k_p>0,0<α_p<1，其中，p_c為參考滾轉角速度輸入，c_p為控制參數，sgn為符號函數，k_p和α_p為常值參數，得到所述快回路變滑模結構控制模塊中的各通道相對應的變結構控制律：

s x 1 = ( x 1 c - x 1 ) + c x 1 ∫ ( x 1 c - x 1 ) d t , c x 1 > 0 v x 1 = x · 1 = x · 1 c + c x 1 ( x 1 c - x 1 ) + k x 1 | s x 1 | α x 1 sgn s x 1 ; ]]>

其中，s為滑模切換面，v為系統控制函數，x₁為快變量，c、α和k為控制參數；

所述較快回路系統包括較快回路動態逆控制模塊和較快回路變滑模結構控制模塊，該較快回路指姿態角回路；

較快回路動態逆控制模塊，根據滾轉角φ、俯仰角θ和偏航角ψ這三個狀態變量得到四旋翼無人機中與滾轉角φ、俯仰角θ和偏航角ψ相關的運動學方程；根據較快回路變滑模結構控制模塊得到的各通道相對應的控制量通過動態逆方法對該運動學方程進行消除系統的非線性因素和解耦控制，得到較快回路動態逆控制律，進而得到較快回路動態逆控制量；

較快回路變滑模結構控制模塊，根據滾轉角φ、俯仰角θ和偏航角ψ以及慢回路系統推送的參考滾轉角、參考俯仰角和參考偏航角分別得這三個狀態通道的切換面方程，通過該切換面方程得到其各通道相對應的變結構控制律，進而得到各通道相對應的控制量；

所述較快回路動態逆控制模塊的運動學方程：

φ · = p + ( s i n φ t a n θ ) q + ( c o s φ t a n θ ) r θ · = q c o s φ + r sin φ ψ · = ( sin φ / c o s θ ) q + ( cos φ / cos θ ) r ; ]]>

其中，φ、θ和ψ分別為滾轉角、俯仰角和偏航角狀態變量，和分別為滾轉角變化量、俯仰角變化量和偏航角變化量，p、q和r分別為滾轉角速度、俯仰角速度和偏航角速度狀態變量；

對較快回路動態逆控制模塊的運動學方程的變形，得到其中，

所述較快回路動態逆控制律：

u 2 = p c q c r c = g 2 - 1 v φ v θ v ψ ; ]]>

其中，v_φ、v_θ和v_ψ為較快回路變滑模結構控制模塊的控制量；

選擇趨近律為k_φ>0,0<α_φ<1，其中，φ_c為參考滾轉角輸入，c_φ為控制參數，k_φ和α_φ為常值參數，得到所述較快回路變滑模結構控制模塊的各通道相對應的變結構控制律：

s x 2 = ( x 2 c - x 2 ) + c x 2 ∫ ( x 2 c - x 2 ) d t , c x 2 > 0 v x 2 = x · 2 = x · 2 c + c x 2 ( x 2 c - x 2 ) + k x 2 | s x 2 | α x 2 sgn s x 2 ; ]]>

其中，s為滑模切換面，v為系統控制函數，x₂為較快變量，c、α和k為控制參數；

所述慢回路系統包括慢回路動態逆控制模塊和慢回路變滑模結構控制模塊，該慢回路指位置回路；

慢回路動態逆控制模塊，根據飛機相對x軸方向速度u、y軸方向速度v、z軸方向速度狀態變量w以及高度信息z得到四旋翼無人機中與x軸方向速度u、y軸方向速度v、z軸方向速度狀態變量w以及高度信息z相關的質心運動方程；根據慢回路變滑模結構控制模塊得到的各通道相對應的控制量通過動態逆方法對該質心運動方程進行消除系統的非線性因素和解耦控制，得到慢回路動態逆控制律，進而得到慢回路動態逆控制量；

慢回路變滑模結構控制模塊，根據飛機相對x軸方向速度u、y軸方向速度v、z軸方向速度狀態變量w以及高度信息z和輸入的的參考x軸方向速度、參考y軸方向速度和參考、z軸方向速度、以及參考的高度信息分別得這四個狀態通道的切換面方程，通過該切換面方程得到其各通道相對應的變結構控制律，進而得到各通道相對應的控制量；

所述慢回路動態逆控制模塊中的質心運動方程：

z · = w u · = - C d A u m u | u | + T m ( c o s φ sin θ cos ψ + sin φ sin ψ ) v · = - C d A v m v | v | + T m ( c o s φ sin θ sin ψ - sin φ cos ψ ) w · = - g - C d A w m w | w | + T m ( c o s φ c o s θ ) ; ]]>

其中，u、v和w分別為x軸方向速度、y軸方向速度和z軸方向速度狀態變量，和分別為x軸方向速度變化量、y軸方向速度變化量和z軸方向速度變化量，z為高度信息，為高度方向變化量，m為質量，g為重力加速度，T為升力，ρ為空氣密度，C_d為阻力系數；

對所述慢回路動態逆控制模塊中的質心運動方程變形，得到其中，g₃₂＝[1/m]，u₃₂＝T(cosφcosθ)；

所述慢回路動態逆控制模塊中的慢回路動態逆控制律：

u 31 = g 31 - 1 [ - f 31 ( x 31 ) + v 31 ] u 32 = g 32 - 1 [ - f 32 ( x 32 ) + v 32 ] ; ]]>

其中，x₃₁＝[u v],x₃₂＝[w],x₃₃＝[z]，v₃₁和v₃₂為慢回路變滑模結構得到的控制量；

選擇趨近律為k_u>0,0<α_u<1，其中，u_c為參考速度輸入，c_u為控制參數，k_u和α_u為常值參數，得到所述慢回路變滑模結構控制模塊中得到的其各通道相對應的變結構控制律：

s x 3 = ( x 3 c - x 3 ) + c x 3 ∫ ( x 3 c - x 3 ) d t , c x 3 > 0 v x 3 = x · 3 = x · 3 c + c x 3 ( x 3 c - x 3 ) + k x 3 | s x 3 | α x 3 sgn s x 3 ; ]]>

其中，s為滑模切換面，v為系統控制函數，x₃為慢變量，c、α和k為控制參數。