[發(fā)明專利]一種四旋翼無人機(jī)有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710023289.2
• 申請(qǐng)日: 2017-01-12
• 公開（公告）號(hào): CN106774373B
• 公開（公告）日: 2019-11-05
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 王輝;張立憲;沈俊楠;朱延正;寧澤鵬;韓銘昊
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 哈爾濱工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 哈爾濱市松花江專利商標(biāo)事務(wù)所 23109
• 代理人: 楊立超

一種四旋翼無人機(jī)有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤控制方法，本發(fā)明涉及四旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)建模及有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤控制方法。本發(fā)明綜合分析了四旋翼無人機(jī)面臨的干擾力矩，未知轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，控制輸出飽和以及執(zhí)行器失效故障等因素，基于參數(shù)自適應(yīng)方法設(shè)計(jì)了被動(dòng)容錯(cuò)控制器，并使其具有有限時(shí)間穩(wěn)定性能。本發(fā)明步驟為：步驟一：建立四旋翼無人機(jī)姿態(tài)跟蹤的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；步驟二：建立四旋翼無人機(jī)姿態(tài)跟蹤的動(dòng)力學(xué)模型；步驟三：定義四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)濾波誤差；步驟四：設(shè)計(jì)有限時(shí)間積分滑模面；步驟五：設(shè)計(jì)四旋翼無人機(jī)的有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤控制器。本發(fā)明用于無人機(jī)飛行控制領(lǐng)域。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及四旋翼無人機(jī)有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤控制方法。

背景技術(shù)

四旋翼無人機(jī)作為一類可以垂直起降，定點(diǎn)盤旋的小型無人飛行器，因其機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、安全性高、使用成本低等諸多優(yōu)點(diǎn)，在商業(yè)和民用領(lǐng)域都獲得了廣泛的應(yīng)用，例如美國聯(lián)邦航空管理局已批準(zhǔn)油氣公司利用四旋翼進(jìn)行油田勘探，以色列的Bladeworx公司研發(fā)無人機(jī)監(jiān)控系統(tǒng)以保護(hù)耶路撒冷輕軌免受破壞。此外，四旋翼無人機(jī)在視頻航拍、農(nóng)業(yè)植保、貨物搬運(yùn)等應(yīng)用方面也取得了極大的發(fā)展。

四旋翼無人機(jī)作為一類欠驅(qū)動(dòng)控制系統(tǒng)，可靠的姿態(tài)控制是其完成各項(xiàng)飛行任務(wù)的重要條件和保證。而影響四旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)穩(wěn)定性的因素有很多，例如系統(tǒng)慣量不確定性，外部風(fēng)力矩干擾及由旋翼引起的陀螺力矩等干擾力矩；四旋翼無人機(jī)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)為無刷直流電機(jī)，受制造工藝及高強(qiáng)度任務(wù)的影響可能出現(xiàn)部分失效故障；此外，無刷直流電機(jī)具有容許的最大瞬時(shí)電流，如果控制信號(hào)過大，導(dǎo)致電機(jī)的加載電流過大，有可能燒毀電機(jī)，于是在控制設(shè)計(jì)時(shí)需要考慮控制輸出飽和的因素。上述這些因素時(shí)刻影響著四旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制性能，甚至導(dǎo)致系統(tǒng)不穩(wěn)定。

目前，針對(duì)四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)控制，已經(jīng)存在很多控制設(shè)計(jì)方法，例如PID控制，線性二次規(guī)劃，自適應(yīng)魯棒控制等，但都存在一些不足和缺陷。一方面，這些控制設(shè)計(jì)方法只考慮上述的部分影響因素，例如針對(duì)外部風(fēng)力矩干擾設(shè)計(jì)魯棒控制器(期刊：AIAAInfotech@Aerospace Conference；著者：Steven L.Waslander和Carlos Wang；出版時(shí)間：2009年；文章題目：Wind Disturbance Estimation and Rejection for QuadrotorPosition Control；頁碼：2009-1983)，以及針對(duì)執(zhí)行器故障設(shè)計(jì)容錯(cuò)控制器(期刊：Journal of Guidance,Control,and Dynamics；著者：Alexander Lanzon，AlessandroFreddi和Sauro Longhi；出版時(shí)間：2014年；文章題目：Flight Control of a QuadrotorVehicle Subsequent to a Rotor Failure；頁碼：580-591)等，極少有研究機(jī)構(gòu)對(duì)上述影響因素進(jìn)行綜合分析并設(shè)計(jì)控制方案；另一方面，目前針對(duì)無人機(jī)姿態(tài)控制的研究成果均為漸近時(shí)間穩(wěn)定，沒有涉及有限時(shí)間穩(wěn)定，而有限時(shí)間控制方法因?yàn)槠鋾r(shí)間最優(yōu)、快速收斂性及高精度控制性能的優(yōu)越性，具有更好的實(shí)際應(yīng)用前景。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是為了解決四旋翼無人機(jī)在面臨各種穩(wěn)定性影響因素的條件下無法實(shí)現(xiàn)有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤的問題，提出一種四旋翼無人機(jī)有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤控制方法。

一種四旋翼無人機(jī)有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤控制方法包括以下步驟：

步驟一：建立四旋翼無人機(jī)姿態(tài)跟蹤的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型；

步驟二：建立四旋翼無人機(jī)姿態(tài)跟蹤的動(dòng)力學(xué)模型；

步驟三：根據(jù)步驟一建立的運(yùn)動(dòng)學(xué)模型定義四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)濾波誤差；

步驟四：根據(jù)步驟三定義的姿態(tài)濾波誤差設(shè)計(jì)有限時(shí)間積分滑模面；

步驟五：根據(jù)步驟二建立的動(dòng)力學(xué)模型和步驟四設(shè)計(jì)的有限時(shí)間積分滑模面，設(shè)計(jì)四旋翼無人機(jī)的有限時(shí)間姿態(tài)跟蹤控制器。