[發明專利]飛行器自抗擾控制方法和裝置

在審

• 申請號: 201710352818.3
• 申請日: 2017-05-18
• 公開（公告）號: CN108958270A
• 公開（公告）日: 2018-12-07
• 發明（設計）人: 不公告發明人
• 申請（專利權）人: 成都天府新區光啟未來技術研究院
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京康信知識產權代理有限責任公司 11240
• 代理人: 趙囡囡;褚敏

本發明公開了一種飛行器自抗擾控制方法和裝置。其中，該方法包括：采集飛行器的動力部的運行參數；依據運行參數生成飛行器的姿態動力學模型；依據預設控制模型轉換姿態動力學模型，得到狀態模型；依據狀態模型建立自抗擾控制器；依據自抗擾控制器控制飛行器飛行姿態。本發明解決了由于相關技術中在補償不確定因素的控制技術中需要對多個參數進行整定，導致的參數整定復雜的技術問題。

技術領域

本發明涉及自動化技術應用領域，具體而言，涉及一種飛行器自抗擾控制方法和裝置。

背景技術

隨著航拍技術的發展，各類掛載拍攝裝置的飛行器也隨之衍生，但是如何使得飛行器在空中自如調整飛行姿態，成為了業內爭相解決的問題。

以無人機這類飛行器為例，到目前為止，無人機的控制算法基本上是采用傳統的比例積分微分(Proportion Integration Differentiation，簡稱PID)控制器，該算法的優點是結構簡單。但是在無人機氣動參數變化較大、高階非線性、強耦合以及結構參數不穩定的情況下，難以實現高精度，強魯棒性的控制。

雖然自抗擾控制技術(Auto Disturbance Rejection Controlller，簡稱ADRC)繼承了PID不依賴被控對象模型的優點，克服了其缺點，是一種基于非線性控制理論發展起來的、能夠有效補償不確定因素的控制技術。但是不足之處是傳統的自抗擾技術需要整定多個參數。

針對上述由于相關技術中在補償不確定因素的控制技術中需要對多個參數進行整定，導致的參數整定復雜的問題，目前尚未提出有效的解決方案。

發明內容

本發明實施例提供了一種飛行器自抗擾控制方法和裝置，以至少解決由于相關技術中在補償不確定因素的控制技術中需要對多個參數進行整定，導致的參數整定復雜的技術問題。

根據本發明實施例的一個方面，提供了一種飛行器自抗擾控制方法，包括：采集飛行器的動力部的運行參數；依據運行參數生成飛行器的姿態動力學模型；依據預設控制模型轉換姿態動力學模型，得到狀態模型；依據狀態模型建立自抗擾控制器；依據自抗擾控制器控制飛行器飛行姿態。

可選的，運行參數包括：偏航角、俯仰角、滾轉角、動力部的轉速、相關系數、非線性未建模部分及內外部干擾的總和、以及動力部的繞滾轉軸、俯仰軸、偏航軸旋轉的轉動慣量，其中，偏航角記為俯仰角記為θ、滾轉角記為

進一步地，可選的，飛行器為四旋翼飛行器，飛行器包括四個動力部，依據運行參數生成飛行器的姿態動力學模型包括：依據預設方式將運行參數中的偏航角、俯仰角和滾轉角作為輸出量，建立姿態動力學模型，其中，姿態動力學模型包括：

其中，l為螺旋槳中心到機體中心的距離，ω₁、ω₂、ω₃、ω₄為四旋翼飛行器的各個動力部的轉速，b、c為相關系數，f₁、f₂、f₃分別為姿態動力學模型中非線性未建模部分以及內外部干擾的總和，I_x、I_y、I_z分別為飛行器繞滾轉軸、俯仰軸、偏航軸旋轉的轉動慣量。

可選的，依據預設控制模型轉換姿態動力學模型，得到狀態模型包括：依據預設控制模型將姿態動力學模型由二次微分方程等效為二階子系統，得到狀態模型，其中，預設控制模型包括：

其中，將姿態動力學模型作為二階系統的第一狀態量x₁，姿態動力學模型的變化率作為二階系統的第二狀態變量x₂，f表示系統的總不確定以及擾動函數，w表示系統的外干擾，B為控制輸入系數，u為狀態方程中的控制輸入。