[發(fā)明專(zhuān)利]一種基于全局穩(wěn)定的四旋翼飛行器滑模控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201510490624.0
• 申請(qǐng)日: 2015-08-12
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN105159306B
• 公開(kāi)（公告）日: 2018-01-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 侯明冬;王兆晶;劉金琨;田杰
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 山東勞動(dòng)職業(yè)技術(shù)學(xué)院
• 主分類(lèi)號(hào): G05D1/08
• 分類(lèi)號(hào): G05D1/08
• 代理公司: 濟(jì)南智圓行方專(zhuān)利代理事務(wù)所(普通合伙企業(yè))37231
• 代理人: 卜愛(ài)華

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛行控制技術(shù)領(lǐng)域，具體設(shè)計(jì)涉及一種基于全局穩(wěn)定的四旋翼飛行器滑模控制方法，它是針對(duì)欠驅(qū)動(dòng)的四旋翼飛行器模型，而給出的一種基于全局穩(wěn)定的軌跡跟蹤滑模控制方法，用于四旋翼飛行器的軌跡跟蹤控制。

背景技術(shù)

四旋翼飛行器是具有6個(gè)自由度，4個(gè)控制輸入的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，具有非線性、高階次和強(qiáng)耦合等特點(diǎn)。由于四旋翼飛行器在現(xiàn)代生活及戰(zhàn)爭(zhēng)中的重要性，其控制問(wèn)題受到了國(guó)內(nèi)外學(xué)者的重視。

近年來(lái)，許多先進(jìn)的控制方法被用到四旋翼飛行器軌跡跟蹤控制中，比如將飛行器模型分解為多個(gè)級(jí)聯(lián)子系統(tǒng)，應(yīng)用反演法、自適應(yīng)控制和欠驅(qū)動(dòng)滑模控制等方法獨(dú)立地設(shè)計(jì)使子系統(tǒng)分別穩(wěn)定的控制律。現(xiàn)有的大部分方法中，系統(tǒng)的穩(wěn)定性是基于子系統(tǒng)分析的，由于飛行器子系統(tǒng)間耦合關(guān)系過(guò)于復(fù)雜，對(duì)于控制器設(shè)計(jì)過(guò)程中考慮系統(tǒng)全局穩(wěn)定性的方法較少。通過(guò)引入動(dòng)態(tài)系統(tǒng)全局漸近穩(wěn)定定理，設(shè)計(jì)虛擬有界控制輸入，將子系統(tǒng)構(gòu)造成具有全局Lipschitz穩(wěn)定的閉環(huán)系統(tǒng)，并與滑模控制相結(jié)合，解決了此類(lèi)系統(tǒng)的控制律設(shè)計(jì)過(guò)程復(fù)雜且全局穩(wěn)定性難以證明的問(wèn)題。

本發(fā)明給出了一種基于全局穩(wěn)定的四旋翼飛行器滑模控制方法，用于控制飛行器的軌跡，采用這種控制不僅保證了閉環(huán)系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性，還大大簡(jiǎn)化了控制器設(shè)計(jì)過(guò)程，并具有很好的抗干擾能力。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是：針對(duì)四旋翼飛行器系統(tǒng)，克服現(xiàn)有控制技術(shù)的不足，給出一種基于全局穩(wěn)定的四旋翼飛行器滑模控制，它通過(guò)引入動(dòng)態(tài)系統(tǒng)全局漸近穩(wěn)定定理，設(shè)計(jì)了虛擬有界控制輸入，將系統(tǒng)欠驅(qū)動(dòng)部分構(gòu)造成具有全局Lipschitz穩(wěn)定的閉環(huán)系統(tǒng)，并與滑模控制相結(jié)合，實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼飛行器的軌跡跟蹤控制。

本發(fā)明是一種基于全局穩(wěn)定的四旋翼飛行器軌跡跟蹤滑模控制方法，其設(shè)計(jì)思想是：針對(duì)四旋翼飛行器模型，首先，將其簡(jiǎn)化并分解為全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)和欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)。之后采用滑模控制方法設(shè)計(jì)全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)控制器，針對(duì)系統(tǒng)欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng),基于動(dòng)態(tài)系統(tǒng)全局漸近穩(wěn)定定理，通過(guò)設(shè)計(jì)具有全局Lipschitz的閉環(huán)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)了具有內(nèi)外環(huán)嚴(yán)格穩(wěn)定性的雙環(huán)軌跡跟蹤滑模控制。

為了實(shí)現(xiàn)上述發(fā)明目的，本發(fā)明提供了一種基于全局穩(wěn)定的四旋翼飛行器滑模控制方法，四旋翼飛行器閉環(huán)控制系統(tǒng)示意圖如圖1。其方法步驟如下：

步驟一：四旋翼飛行器系統(tǒng)模型分析

四旋翼飛行器系統(tǒng)模型描述如下：

其中：x表示四旋翼飛行器的x坐標(biāo)；

y表示四旋翼飛行器的y坐標(biāo)；

z表示四旋翼飛行器的z坐標(biāo)；

θ表示四旋翼飛行器的俯仰角；

ψ表示四旋翼飛行器的滾轉(zhuǎn)角；

Ф表示四旋翼飛行器的偏航角；

F_i(i＝1,2,3,4)表示四旋翼飛行器的四個(gè)電機(jī)分別產(chǎn)生的推力；

K_i(i＝1,2,3,4，5,6)為飛行器空氣阻力系數(shù)；

J_i(i＝1,2,3)為飛行器的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；

L為旋翼中心到質(zhì)心的距離；

m為飛行器質(zhì)量；

g為重力加速度；

步驟二：四旋翼飛行器系統(tǒng)模型簡(jiǎn)化及分解

由于飛行器在低速時(shí)空氣阻力可以忽略，因此假定空氣阻力系數(shù)為零。飛行器低速飛行時(shí)不考慮空氣阻力系數(shù)，為書(shū)寫(xiě)方便，將輸入定義為：

其中，C為牽引比例因子，u₁表示飛行器在z軸上的總推力；u₂和u₃是飛行器俯仰和滾轉(zhuǎn)控制輸入，u₄為飛行器偏航控制輸入。

四旋翼飛行器系統(tǒng)模型簡(jiǎn)化為

根據(jù)公式(3)將系統(tǒng)模型劃分為全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)和欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)兩部分。其中，全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)為偏航通道，偏航通道模型為:

欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)模型為:

步驟三：四旋翼飛行器控制器設(shè)計(jì)

四旋翼飛行器軌跡及姿態(tài)控制內(nèi)部結(jié)構(gòu)如圖2所示，系統(tǒng)針對(duì)全驅(qū)子系統(tǒng)部分設(shè)計(jì)滑模控制器，使得偏航角能夠快速響應(yīng)的。系統(tǒng)欠驅(qū)動(dòng)部分的外環(huán)航跡跟蹤是由內(nèi)環(huán)姿態(tài)角決定的。利用動(dòng)態(tài)系統(tǒng)全局漸近穩(wěn)定定理，設(shè)計(jì)虛擬有界控制輸入，得到目標(biāo)姿態(tài)角輸出至內(nèi)環(huán)控制器，由內(nèi)外環(huán)共同得到航跡、俯仰角和滾轉(zhuǎn)角的控制量并輸出至飛行器模型。為了保證各子系統(tǒng)收斂，通過(guò)Lyapunov函數(shù)進(jìn)行收斂性分析，其具體實(shí)現(xiàn)過(guò)程如下：