[發(fā)明專利]一種基于非對(duì)稱時(shí)變障礙李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限反步控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201711274087.1
• 申請(qǐng)日: 2017-12-06
• 公開（公告）號(hào): CN107831671B
• 公開（公告）日: 2019-11-08
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 陳強(qiáng);胡忠君;陳聰
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 浙江工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): G05B13/04
• 分類號(hào): G05B13/04
• 代理公司: 杭州斯可睿專利事務(wù)所有限公司 33241
• 代理人: 王利強(qiáng)

一種基于非對(duì)稱時(shí)變障礙李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限反步控制方法，針對(duì)四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，選擇一種非對(duì)稱時(shí)變障礙李雅普諾夫函數(shù)，設(shè)計(jì)一種基于非對(duì)稱時(shí)變障礙李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限反步控制方法。非對(duì)稱時(shí)變障礙李雅普諾夫函數(shù)的設(shè)計(jì)是為了保證系統(tǒng)的輸出能夠限制在一定的范圍內(nèi)，避免過大的超調(diào)，同時(shí)還能減少到達(dá)時(shí)間。從而改善四旋翼飛行器系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能。本發(fā)明提供一種基于非對(duì)稱時(shí)變障礙李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限反步控制方法，使系統(tǒng)具有較好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過程。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種基于非對(duì)稱時(shí)變障礙李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限反步控制方法，使四旋翼飛行器系統(tǒng)有較好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)過程。

背景技術(shù)

四旋翼飛行器作為旋翼式飛行器的一種,以其體積小、機(jī)動(dòng)性能好、設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單、制造成本低廉等優(yōu)點(diǎn),吸引了國(guó)內(nèi)外大學(xué)、研究機(jī)構(gòu)、公司的廣泛關(guān)注。然而，由于四旋翼飛行器體積小且重量輕，飛行中易受到外部干擾，如何實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼飛行器的高性能運(yùn)動(dòng)控制已經(jīng)成為一個(gè)熱點(diǎn)問題。針對(duì)四旋翼飛行器的控制問題，存在很多控制方法，例如PID控制、自抗擾控制、滑模控制、反步控制等。

其中反步控制已經(jīng)廣泛應(yīng)用于非線性系統(tǒng)，其優(yōu)點(diǎn)包括響應(yīng)速度快、實(shí)施方便、對(duì)系統(tǒng)不確定和外部干擾的魯棒性等。傳統(tǒng)的反步控制，只是考慮了四旋翼飛行器的穩(wěn)態(tài)性能，并沒有過多地關(guān)注其瞬態(tài)響應(yīng)性能。因此，傳統(tǒng)的反步控制方法使得四旋翼飛行器系統(tǒng)在實(shí)際情況中的應(yīng)用有很大阻礙。為解決這一問題，基于障礙李雅普諾夫函數(shù)的反步控制方法被提出，這種方法在實(shí)際情況中能夠有效地改善四旋翼飛行器系統(tǒng)的瞬態(tài)性能。

發(fā)明內(nèi)容

為了改善四旋翼飛行器系統(tǒng)瞬態(tài)性能，本發(fā)明提供了一種基于非對(duì)稱時(shí)變障礙李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限步控制方法，減少了超調(diào)量和超調(diào)時(shí)間，使四旋翼飛行器系統(tǒng)具有一個(gè)良好的動(dòng)態(tài)響應(yīng)性能。

為了解決上述技術(shù)問題提出的技術(shù)方案如下：

一種基于對(duì)稱時(shí)變障礙李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限反步控制方法，包括以下步驟：

步驟1，建立四旋翼飛行器系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)模型，設(shè)定系統(tǒng)的初始值、采樣時(shí)間以及相關(guān)控制參數(shù)，過程如下：

1.1確定從基于四旋翼飛行器系統(tǒng)的機(jī)體坐標(biāo)系到基于地球的慣性坐標(biāo)的轉(zhuǎn)移矩陣T：

其中φ,θ,ψ分別是四旋翼飛行器的翻滾角、俯仰角、偏航角，表示無人機(jī)依次繞慣性坐標(biāo)系的各坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)的角度；

1.2四旋翼飛行器平動(dòng)過程中的動(dòng)態(tài)模型如下：

其中x,y,z分別表示四旋翼飛行器在慣性坐標(biāo)系下的三個(gè)位置，U_f表示四旋翼飛行器的輸入力矩，m為四旋翼飛行器的質(zhì)量，g表示重力加速度，

將式(1)代入式(2)得：

1.3四旋翼飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)過程中的動(dòng)態(tài)模型為：

其中τ_x,τ_y,τ_z分別代表機(jī)體坐標(biāo)系上各個(gè)軸的力矩分量，I_xx,I_yy,I_zz分別表示機(jī)體坐標(biāo)系下的各個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量的分量，×表示叉乘，ω_p表示翻滾角速度，ω_q表示俯仰角速度，ω_r表示偏航角速度，表示翻滾角加速度，表示俯仰角加速度，表示偏航角加速度；

考慮到無人機(jī)處于低速飛行或者懸停狀態(tài)，姿態(tài)角變化較小，認(rèn)為因此式(4)改寫為：