[發(fā)明專利]具有姿態(tài)有界輸出的四旋翼飛行器分散控制

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• 申請日: 2019-01-11
• 公開（公告）號: CN111435254A
• 公開（公告）日: 2020-07-21
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 李康利;師五喜;陳奕梅;李寶全
• 申請（專利權(quán)）人: 天津工業(yè)大學(xué)
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

一種具有姿態(tài)有界輸出的四旋翼飛行器分散控制方法。本發(fā)明針對四旋翼飛行器實際起飛時姿態(tài)超調(diào)過大問題以及姿態(tài)動力學(xué)模型存在未知多變量耦合問題，設(shè)計了一種具有姿態(tài)有界輸出的四旋翼飛行器分散控制方法，該方法利用分散控制策略首先對姿態(tài)子系統(tǒng)之間未知多變量耦合作合理假設(shè)，然后引入補償信號補償姿態(tài)子系統(tǒng)之間的未知多變量耦合。引入一個濾波誤差變量，并利用BLF將濾波誤差約束在一定的范圍內(nèi)，從而保證四旋翼飛行器的姿態(tài)始終保持在一定的范圍內(nèi)。最后通過實驗證明了該方法不僅能使四旋翼飛行器的姿態(tài)快速跟蹤上期望值，還能夠使實際輸出值始終保持在預(yù)先設(shè)定的安全范圍內(nèi)。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于四旋翼無人飛行器的技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種四旋翼無人飛行器的穩(wěn)定控制方法。

背景技術(shù)

近些年來，四旋翼飛行器由于其結(jié)構(gòu)簡單且具有垂直起降、定點懸停、側(cè)飛、倒飛等高機動性的特點而被廣泛關(guān)注，其中控制器的設(shè)計是一個研究熱點，各國學(xué)者都在設(shè)計不同的控制器對四旋翼無人機的位置、姿態(tài)進行控制。目前對四旋翼飛行器的控制方法主要有PID控制、反步法控制、動態(tài)面控制、滑模控制、自抗擾控制等。雖然這些方法有效地實現(xiàn)了四旋翼飛行器的穩(wěn)定控制，但鮮有考慮其有界輸出問題。

由于四旋翼飛行器的姿態(tài)和位置之間的耦合，即其水平位置的改變是通過改變姿態(tài)角來實現(xiàn)的；在實際飛行過程中，如果飛行器姿態(tài)角度太大，會很容易發(fā)生飛行事故；因此，四旋翼姿態(tài)的有界輸出控制可以不僅有助于實現(xiàn)四旋翼飛行器的穩(wěn)定飛行，還保證了四旋翼飛行器和操作員的安全。目前，一些學(xué)者開始應(yīng)用障礙Lyapunov函數(shù)(barrierLyapunov function，BLF)實現(xiàn)有界輸出控制，并取得了一些研究成果。針對一類嚴格反饋非線性系統(tǒng)，將BLF和反步控制方法相結(jié)合來設(shè)計控制器來保證輸出有界。針對一類含有Bouc-Wen遲滯模型的輸出受限非線性系統(tǒng)，將BLF和反步控制方法相結(jié)合來設(shè)計控制器，解決了系統(tǒng)輸出有界問題。但是基于BLF和反步法相結(jié)合的控制方法中，存在控制器結(jié)構(gòu)復(fù)雜、魯棒性較弱、被約束變量的初始值選取區(qū)間小等問題。為了解決上述問題，本文引入了一個濾波誤差變量，并利用BLF將濾波誤差約束在一定的范圍內(nèi)，從而保證四旋翼飛行器的姿態(tài)始終保持在一定的范圍內(nèi)，與上述控制方法相比，該控制方法具有控制結(jié)構(gòu)簡單、魯棒性較強的優(yōu)點。

目前，大多數(shù)關(guān)于四旋翼飛行器控制算法的研究只是將所提出的控制方法進行數(shù)值仿真驗證。也有一些學(xué)者開始在半實物仿真平臺將所提出的控制方法進行實驗驗證，但是相關(guān)的報導(dǎo)并不多。在實際飛行中，由于受到外部干擾的影響以及自身硬件系統(tǒng)的限制，很難得到姿態(tài)子系統(tǒng)之間耦合項的精確值。為了方便實驗的進行，許多研究學(xué)者通常選擇忽略姿態(tài)子系統(tǒng)之間的耦合項或者認為建立的動力學(xué)模型是精確的。但是，事實上，對實際運行的四旋翼飛行器來說，精確的動力學(xué)模型是無法獲得的，簡化的動力學(xué)模型可能會降低控制系統(tǒng)的控制性能。在過去十年中，有許多國內(nèi)外學(xué)者提出了利用分散控制策略來處理大規(guī)模復(fù)雜系統(tǒng)中的耦合問題。針對具有強耦合項的非線性復(fù)雜控制系統(tǒng)設(shè)計出了一種自適應(yīng)分散控制器，對未知耦合項進行合理假設(shè)，利用自適應(yīng)控制方法對其進行補償，成功地解決了大規(guī)模復(fù)雜系統(tǒng)中耦合問題。針對一類具有不確定性的非線性大規(guī)模系統(tǒng)設(shè)計出了一種模糊自適應(yīng)分散控制器。針對一類具有執(zhí)行器故障和未知模型的強耦合非線性大規(guī)模控制系統(tǒng)提出了一種自適應(yīng)分散容錯控制方案。

因此，本發(fā)明提供了一種新穎的四旋翼飛行器穩(wěn)定控制方法，針對四旋翼飛行器實際起飛時姿態(tài)超調(diào)過大問題以及姿態(tài)動力學(xué)模型存在未知多變量耦合問題，設(shè)計了一種具有姿態(tài)有界輸出的四旋翼飛行器分散控制方法，該方法不僅能保證四旋翼飛行器姿態(tài)角能快速跟蹤上期望值，還能使姿態(tài)角始終保持在一定的安全范圍內(nèi)，從而實現(xiàn)四旋翼飛行器的安全穩(wěn)定控制。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是解決現(xiàn)有四旋翼飛行器穩(wěn)定控制存在的不足，提供了一種具有姿態(tài)有界輸出的四旋翼飛行器的分散控制方法。