[發明專利]一種四旋翼無人機系統的增強型快速冪次趨近律滑模控制方法

有效

• 申請號: 201710532397.2
• 申請日: 2017-07-03
• 公開（公告）號: CN107957682B
• 公開（公告）日: 2020-02-21
• 發明（設計）人: 陳強;陳凱杰;葉艷
• 申請（專利權）人: 浙江工業大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 杭州斯可睿專利事務所有限公司 33241
• 代理人: 王利強

一種四旋翼無人機系統的增強型快速冪次趨近律滑模控制方法，針對四旋翼無人機系統，結合快速冪次趨近律滑模控制方法，設計一種四旋翼無人系統的增強型快速冪次趨近律滑模控制方法。增強型快速冪次趨近律的設計是為了保證系統的滑動模態能更快的到達滑模面，同時不增加系統的抖振現象，實現系統的快速穩定控制。

技術領域

本發明涉及一種四旋翼無人機系統的增強型快速冪次趨近律滑模控制方法。

背景技術

四旋翼飛行器作為旋翼式飛行器的一種,以其體積小、機動性能好、設計簡單、制造成本低廉等優點,吸引了國內外大學、研究機構、公司的廣泛關注。旋翼無人飛行器非常適合用于監視、偵察等民用和軍用領域。在民用領域,旋翼無人飛行器主要被應用于抗災救險、地面監測、高空航拍等；由于其隱蔽性髙,可靠性好,也被用于戰場監控、軍事偵察等軍用領域。在科研方面，四旋翼無人機具有非線性、欠驅動、強耦合的動態特性，研究人員常將其作為理論研究、方法驗證的實驗載體。針對四旋翼無人機系統的控制問題，存在很多控制方法，例如 PID控制，自適應控制，滑模控制等。

趨近律滑模控制的方法可以提高四旋翼無人機快速性，魯棒性，而且大大減弱了傳統滑模控制帶來的抖振問題。由于滑模可以按需要來設計，而且系統的滑模運動與控制對象的參數變化和外界的干擾無關，因此滑模變結構控制系統的魯棒性比一般常規的連續系統強。但是，傳統的滑模變結構會造成奇異性問題和抖振現象。對比傳統的快速冪次趨近律滑模控制，增強型快速冪次趨近律滑模趨近速度可以做到自我調整，趨近速度更快，到達時間更短。

發明內容

為了克服現有的四旋翼無人機系統存在的趨近速度過慢、到達時間過長的不足，本發明提供一種四旋翼無人機系統的增強型快速冪次趨近律滑模控制方法，保證系統更快地到達滑模面。

為了解決上述技術問題提出的技術方案如下：

一種四旋翼無人機系統的增強型快速冪次趨近律滑模控制方法，包括以下步驟：

步驟1，確定從基于四旋翼無人機的機體坐標系到基于地球的慣性坐標系的轉移矩陣；

其中ψ、θ、φ分別是無人機的偏航角、俯仰角、翻滾角，表示無人機繞依次慣性坐標系各軸旋轉的角度，T_ψ表示ψ的轉移矩陣，T_θ表示θ的轉移矩陣，T_φ表示φ的轉移矩陣；

步驟2，根據牛頓歐拉公式分析無人機動力學模型，過程如下：

2.1，平動過程中有：

其中x、y、z分別表示無人機在慣性坐標系下的位置，m表示無人機的質量，g表示重力加速度，mg表示無人機所受重力，四個旋翼產生的合力U_r；

2.2，轉動過程中有：

其中τ_x、τ_y、τ_z分別代表機體坐標系上的各軸力矩分量，I_xx、I_yy、I_zz分別代表機體坐標系上的各軸轉動慣量分量，×表示叉乘，w_p、w_q、w_r分別代表機體坐標系上的各軸姿態角速度分量，分別代表機體坐標系上的各軸姿態角加速度分量；

考慮到無人機一般處于低速飛行或者懸停狀態下，姿態角變化較小，認為則轉動過程中式(3)表示為式(4)

聯立式(1)，(2)，(4)，得到無人機的動力學模型如式(5)所示