[發明專利]基于反比例函數增強型雙冪次趨近律和快速終端滑模面的四旋翼飛行器自適應控制方法

有效

• 申請號: 201810519781.3
• 申請日: 2018-05-28
• 公開（公告）號: CN108536018B
• 公開（公告）日: 2021-10-29
• 發明（設計）人: 陳強;陳凱杰;胡軼;吳春
• 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

一種基于反比例函數增強型雙冪次趨近律和快速終端滑模面的四旋翼飛行器自適應控制方法，包括以下步驟：步驟1，確定從基于四旋翼飛行器的機體坐標系到基于地球的慣性坐標系的轉移矩陣；步驟2，根據牛頓歐拉公式分析四旋翼飛行器動力學模型；步驟3，計算跟蹤誤差，根據快速終端滑模面以及其一階導數設計控制器。本發明結合反比例函數增強型雙冪次趨近律滑模控制及快速終端滑模控制，不但能在遠離滑模面時能增加趨近速度，并且減小抖振，提高系統的快速性和魯棒性，實現快速穩定控制，同時實現跟蹤誤差有限時間控制，解決了傳統滑模面中只有當時間趨于無窮，跟蹤誤差才趨向0的問題。通過自適應對干擾的界進行估計，提高系統的穩定性。

技術領域

本發明涉及一種基于反比例函數增強型雙冪次趨近律和快速終端滑模面的四旋翼飛行器自適應控制方法。

背景技術

四旋翼飛行器由于結構簡單、機動性強、飛行方式獨特的特點引起了國內外學者以及科研機構的廣泛關注，并迅速成為目前國際上研究的熱點之一。相比固定翼飛行器，旋翼飛行器可以垂直升降，對環境要求低，不需要跑道，降低了成本，有著巨大的商業價值。飛行器的發展使許多危險的高空作業變得輕松安全，在軍事方面給其他國家造成威懾，在民用方面使工作效率大大增加。四旋翼飛行器具有較強的靈活性，可隨時實現運動和懸停的快速過渡，并且能以較小的損壞風險勝任更具挑戰性的飛行任務。在科學研究領域，由于四旋翼飛行器具有非線性、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。依托小型四旋翼飛行器，搭建飛行器飛行控制系統，進行飛行器高性能運動控制研究，是當前學術界的熱點研究領域。

趨近律滑模控制的特點是可以實現不連續控制，滑動模態是可設計的，而且與系統參數及擾動沒有關聯。趨近律滑模不僅可以合理設計到達滑模面的速度，減小趨近階段的時間，提高系統的魯棒性，而且能有效的減弱滑模控制中的抖振問題。目前，在四旋翼控制領域中，使用趨近律滑模控制比較少。增強型趨近律在傳統趨近律的基礎上進一步加快了系統到達滑模面的趨近速度同時使得抖振更小。由于四旋翼飛行器在飛行中會遇到外部環境干擾，通過自適應對干擾的界進行干擾和補償，提高系統的穩定性。

發明內容

為了克服傳統滑模面無法實現有限時間控制以及進一步加快趨近律的趨近速度和減小抖振的問題，本發明采用了快速終端滑模控制以及基于反比例函數增強型雙冪次趨近律，通過切換控制的思想避免了奇異性問題，加快了系統到達滑模面的趨近速度，減小了抖振，實現了有限時間控制。同時通過自適應對干擾的界進行干擾和補償，提高系統的穩定性。

為了解決上述技術問題提出的技術方案如下：

一種基于反比例函數增強型雙冪次趨近律和快速終端滑模面的四旋翼飛行器自適應控制方法，包括以下步驟：

步驟1，確定從基于四旋翼飛行器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分別是飛行器的偏航角、俯仰角、翻滾角，表示飛行器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四旋翼飛行器動力學模型，過程如下：

2.1，平動過程中有：

其中x、y、z分別表示四旋翼在慣性坐標系下的位置，m表示飛行器的質量，g表示重力加速度，mg表示四旋翼所受重力，四個旋翼產生的合力U_r；

2.2，轉動過程中有：