[發(fā)明專利]基于對稱時不變正切型約束李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限控制方法在審
| 申請?zhí)枺?/td> | 201810141762.1 | 申請日： | 2018-02-11 |
| 公開（公告）號： | CN108388117A | 公開（公告）日： | 2018-08-10 |
| 發(fā)明（設(shè)計）人： | 陳強;胡忠君;胡軼;吳春 | 申請（專利權(quán)）人： | 浙江工業(yè)大學(xué) |
| 主分類號： | G05B13/04 | 分類號： | 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 |
| 地址： | 310014 浙江省*** | 國省代碼： | 浙江;33 |
| 權(quán)利要求書： | 查看更多 | 說明書： | 查看更多 |
| 摘要： | |||
| 搜索關(guān)鍵詞： | 李雅普諾夫函數(shù) 正切 四旋翼飛行器 時不變 對稱 受限 輸出 動態(tài)響應(yīng)性能 動力學(xué)系統(tǒng) 保證系統(tǒng) 動態(tài)響應(yīng) 超調(diào) | ||
一種基于對稱時不變正切型約束李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限控制方法，針對四旋翼飛行器的動力學(xué)系統(tǒng)，選擇一種對稱時不變正切型約束李雅普諾夫函數(shù)，設(shè)計一種基于對稱時不變正切型約束李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限控制方法。對稱時不變正切型約束李雅普諾夫函數(shù)的設(shè)計是為了保證系統(tǒng)的輸出能夠限制在一定的范圍內(nèi)，避免過大的超調(diào)，同時還能減少到達(dá)時間。從而改善四旋翼飛行器系統(tǒng)的動態(tài)響應(yīng)性能。本發(fā)明提供一種基于對稱時不變正切型約束李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限控制方法，使系統(tǒng)具有較好的動態(tài)響應(yīng)過程。
技術(shù)領(lǐng)域
本發(fā)明涉及一種基于對稱時不變正切型約束李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限控制方法，使四旋翼飛行器系統(tǒng)有較好的動態(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、機動性能好、設(shè)計簡單、制造成本低廉等優(yōu)點,吸引了國內(nèi)外大學(xué)、研究機構(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，如何實現(xiàn)對四旋翼飛行器的高性能運動控制已經(jīng)成為一個熱點問題。針對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)點包括響應(yīng)速度快、實施方便、對系統(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)在實際情況中的應(yīng)用有很大阻礙。為解決這一問題，基于約束李雅普諾夫函數(shù)的反步控制方法被提出，這種方法在實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
為了克服現(xiàn)有四旋翼飛行器系統(tǒng)的瞬態(tài)性能較差的不足，本發(fā)明提供了一種基于對稱時不變正切型約束李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限控制方法，減少了超調(diào)量和超調(diào)時間，使四旋翼飛行器系統(tǒng)具有一個良好的動態(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：
一種基于對稱時不變正切型約束李雅普諾夫函數(shù)的四旋翼飛行器輸出受限控制方法，包括以下步驟：
步驟1，建立四旋翼飛行器系統(tǒng)的動態(tài)模型，設(shè)定系統(tǒng)的初始值、采樣時間以及控制參數(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，表示飛行器依次繞慣性坐標(biāo)系的各坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)的角度；
1.2四旋翼飛行器平動過程中的動態(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)系下的三個位置，Uf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)動過程中的動態(tài)模型為：
其中，τx,τy,τz分別代表機體坐標(biāo)系上各個軸的力矩分量，Ixx,Iyy,Izz分別表示機體坐標(biāo)系下的各個軸的轉(zhuǎn)動慣量的分量，×表示叉乘，ωp表示翻滾角速度，ωq表示俯仰角速度，ωe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；
考慮到飛行器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：
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- 一種基于非對稱時不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
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