[發明專利]傾轉式三旋翼無人機姿態與高度自適應魯棒控制方法

有效

• 申請號: 201611032392.5
• 申請日: 2016-11-22
• 公開（公告）號: CN106647783B
• 公開（公告）日: 2019-07-16
• 發明（設計）人: 鮮斌;金鑫
• 申請（專利權）人: 天津大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 天津市北洋有限責任專利代理事務所 12201
• 代理人: 劉國威

1.一種傾轉式三旋翼無人機姿態與高度自適應魯棒控制方法，其特征是，步驟如下：

1)建立傾轉式三旋翼無人機相關的坐標系：

為了便于非線性控制器與自適應律的設計，設定如下定義：

兩個坐標系，分別為慣性坐標系{I}和體坐標系{B}，二者均滿足右手定則，慣性坐標系{I}原點位于地面，體坐標系{B}原點位于三旋翼無人機的質心，{x_I y_I z_I}和{x_B y_B z_B}分別表示慣性坐標系{I}和體坐標系{B}對應的三個主軸；

2)建立以旋翼電機轉速與尾舵傾角的傾轉式三旋翼無人機動力學模型：

傾轉式旋翼無人機的飛行的執行單元，即是其各旋翼電機與尾舵舵機，以各旋翼電機轉速與尾舵傾角作為控制輸入，傾轉式三旋翼無人機動力學模型表示為下式：

其中d＝[d_φ d_θ d_ψ d_h]^T，q＝diag{M^-1Ψ^T,cosφcosθ}，g表示重力加速度，u為該動力學模型的控制輸入向量，式中d_φ、d_θ、d_ψ、d_h分別表示各姿態通道受到的外界擾動，Ψ表示角速度轉換矩陣，M表示慣性矩陣，C表示向心力與科里奧利力矩陣，η₁＝[φ θ ψ]^T表示無人機姿態向量，其中φ、θ、ψ分別表示該無人機的滾轉角，偏航角和俯仰角，η₂＝[φ θ ψ h]^T表示該三旋翼無人機的狀態變量向量，h表示該三旋翼無人機的飛行高度；

3)設計非線性控制器與自適應律

采用前述動力學模型時，在模型中存在未知常參數升力系數b與反力矩系數c，同時在傾轉式三旋翼無人機的飛行過程中，會受到各姿態通道與高度方向的擾動力矩和力，為實現傾轉式三旋翼無人機姿態與高度的控制目標，定義跟蹤誤差為：

e＝η₂-η_d

其中e＝[e_φ e_θ e_ψ e_h]^T，e_φ、e_θ、e_ψ、e_h分別表示滾轉角、俯仰角、偏航角和高度的跟蹤誤差，對e求關于時間的一階導數和二階導數，可得：

此處可構造一種滑模面s為：

其中η_d＝[φ_d θ_d ψ_d h_d]^T表示該傾轉式三旋翼無人機目標軌跡，其中φ_d、θ_d、ψ_d、h_d分別表示目標滾轉角、俯仰角、偏航角和高度，s＝[s_φ s_θ s_ψ s_h]^T，s_φ、s_θ、s_ψ、s_h分別為該三旋翼無人機滾轉、俯仰、偏航和高度通道的滑模面，Λ為一正對角常系數矩陣，表示為Λ＝diag{λ₁,λ₂,λ₃,λ₄}

設計控制輸入向量u為：

其中，sign為符號函數，將升力系數b和反扭矩系數c之積表示為一未知參數r，Φ為一參數矩陣，l₁、l₂、l₃來表示各旋翼到該無人機質心的力臂，m表示傾轉式三旋翼無人機的質量，則：

為未知參數矩陣Φ的估計，與分別為未知參數b和r的估計，表示為：

K_{i,i＝1,2,3,4}為對角正系數矩陣，表示為：

K_{i,i＝1,2,3,4}＝diag{k_i1,k_i2,k_i3,k_i4}

v為控制器中所設計的一中間向量，定義v＝[v_φ v_θ v_ψ v_h]^T且滿足關系：

當該無人機姿態與高度通道的不可測擾動有界時，各姿態通道的擾動力矩τ_d和高度通道的繞動力f_d滿足關系τ_d<|δ₁|，δ₁為一未知正常數，表示各姿態通道擾動扭矩的上界；δ₂為一未知正常數，表示各姿態通道擾動扭矩導數的上界；f_d<|δ₃|，δ₃也為一未知正常數，表示高度通道擾動力的上界；

d＝|Ρ|s,Ρ≤δ₁,

其中Ρ為一正實對角矩陣，定義為Ρ＝diag{ρ₁,ρ₂,ρ₃,ρ₄}，定義一正實對角矩陣表示為為便于參數估計值與的設計，定義中間變量N和L，并定義該三旋翼無人機的轉動慣量為J＝diag{j₁,j₂,j₃}，j₁、j₂、j₃分別為無人機在滾轉、俯仰和偏航通道的轉動慣量，則有以下關系成立：

參數矩陣非奇異時，所設計的控制器u有界，因此在自適應律的設計中引入投影算子，確保升力系數估計值有界，故模型參數估計值的相應自適應律和設計為：

上式中Γ₁、Γ₂、b_d、b_u和ε均為正實系數，且滿足b_d≤b≤b_u，