[發(fā)明專利]飛行器自抗擾控制方法和裝置

在審

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710352818.3
• 申請(qǐng)日: 2017-05-18
• 公開（公告）號(hào): CN108958270A
• 公開（公告）日: 2018-12-07
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 不公告發(fā)明人
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 成都天府新區(qū)光啟未來(lái)技術(shù)研究院
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京康信知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限責(zé)任公司 11240
• 代理人: 趙囡囡;褚敏

1.一種飛行器自抗擾控制方法，其特征在于，包括：

采集飛行器的動(dòng)力部的運(yùn)行參數(shù)；

依據(jù)所述運(yùn)行參數(shù)生成所述飛行器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型；

依據(jù)預(yù)設(shè)控制模型轉(zhuǎn)換所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，得到狀態(tài)模型；

依據(jù)所述狀態(tài)模型建立自抗擾控制器；

依據(jù)所述自抗擾控制器控制飛行器飛行姿態(tài)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器自抗擾控制方法，其特征在于，所述運(yùn)行參數(shù)包括：偏航角俯仰角θ、滾轉(zhuǎn)角所述動(dòng)力部的轉(zhuǎn)速、相關(guān)系數(shù)、非線性未建模部分及內(nèi)外部干擾的總和、以及所述動(dòng)力部的繞滾轉(zhuǎn)軸、俯仰軸、偏航軸旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行器自抗擾控制方法，其特征在于，所述飛行器為四旋翼飛行器，所述飛行器包括四個(gè)動(dòng)力部，所述依據(jù)所述運(yùn)行參數(shù)生成所述飛行器的姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型包括：

依據(jù)預(yù)設(shè)方式將所述運(yùn)行參數(shù)中的所述偏航角、所述俯仰角和所述滾轉(zhuǎn)角作為輸出量，建立所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，其中，所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型包括：

其中，l為螺旋槳中心到機(jī)體中心的距離，ω₁、ω₂、ω₃、ω₄為四旋翼飛行器的各個(gè)動(dòng)力部的轉(zhuǎn)速，b、c為所述相關(guān)系數(shù)，f₁、f₂、f₃分別為所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型中非線性未建模部分以及內(nèi)外部干擾的總和，I_x、I_y、I_z分別為所述飛行器繞滾轉(zhuǎn)軸、俯仰軸、偏航軸旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的飛行器自抗擾控制方法，其特征在于，所述依據(jù)預(yù)設(shè)控制模型轉(zhuǎn)換所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型，得到狀態(tài)模型包括：

依據(jù)所述預(yù)設(shè)控制模型將所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型由二次微分方程等效為二階子系統(tǒng)，得到所述狀態(tài)模型，其中，所述預(yù)設(shè)控制模型包括：

其中，將所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型作為二階系統(tǒng)的第一狀態(tài)量x₁，所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型的變化率作為二階系統(tǒng)的第二狀態(tài)變量x₂，f表示系統(tǒng)的總不確定以及擾動(dòng)函數(shù)，w表示系統(tǒng)的外干擾，B為控制輸入系數(shù)，u為狀態(tài)方程中的控制輸入。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器自抗擾控制方法，其特征在于，所述狀態(tài)模型中的系統(tǒng)的總不確定以及擾動(dòng)函數(shù)，系統(tǒng)的外干擾，控制輸入系數(shù)包括：

在所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型中的所述滾轉(zhuǎn)角姿態(tài)方程中，

在所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型中的所述俯仰角θ姿態(tài)方程中，

在所述姿態(tài)動(dòng)力學(xué)模型中的所述偏航角姿態(tài)方程中，

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器自抗擾控制方法，其特征在于，所述依據(jù)所述狀態(tài)模型建立自抗擾控制器包括：

將所述總不確定以及擾動(dòng)函數(shù)f作為第三狀態(tài)變量x₃，建立擴(kuò)張狀態(tài)系統(tǒng)方程；

依據(jù)所述擴(kuò)張狀態(tài)系統(tǒng)方程生成對(duì)應(yīng)的擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器；

選取所述擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器中的增益矩陣參數(shù)，得到所述自抗擾控制器。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器自抗擾控制方法，其特征在于，所述擴(kuò)張狀態(tài)系統(tǒng)方程包括：

其中，h為所述總不確定以及擾動(dòng)函數(shù)f的一階導(dǎo)數(shù)，得到所述擴(kuò)張狀態(tài)系統(tǒng)方程的變換方程，其中，所述變換方程包括：

其中C＝[1 0 0]，y表示系統(tǒng)的輸出，分別為所述偏航角、所述俯仰角和所述滾轉(zhuǎn)角的姿態(tài)角。

8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的飛行器自抗擾控制方法，其特征在于，所述擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器包括：

其中，z為x的估計(jì)值，為y的估計(jì)值，L＝[l₁ l₂ l₃]^T為觀測(cè)器增益矩陣。