[發明專利]基于自適應滑模的固定翼無人機有限時間容錯控制方法

在審

• 申請號: 201910817371.1
• 申請日: 2019-08-30
• 公開（公告）號: CN110673616A
• 公開（公告）日: 2020-01-10
• 發明（設計）人: 張超凡;董琦
• 申請（專利權）人: 張超凡
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08
• 代理公司: 12201 天津市北洋有限責任專利代理事務所
• 代理人: 杜文茹

1.一種基于自適應滑模的固定翼無人機有限時間容錯控制方法，其特征在于，包括如下步驟：

1)建立固定翼無人機執行機構效率損失模型，包括固定翼無人機速度模型和固定翼無人機姿態模型；

2)建立考慮外界對固定翼無人機姿態的干擾和固定翼無人機的執行機構效率損失影響的自適應終端滑模容錯控制器，用于控制固定翼無人機的姿態角；

3)建立考慮外界對固定翼無人機速度干擾的基于空速方程的自適應內反饋超螺旋速度控制器，用于控制固定翼無人機的速度。

2.根據權利要求1所述的基于自適應滑模的固定翼無人機有限時間容錯控制方法，其特征在于，步驟1)所述的：

固定翼無人機姿態模型如下：

固定翼無人機速度模型如下：

其中，ω＝[p q r]^T為固定翼無人機的角速度向量，其中，p表示的是滾轉角速度，q表示的是俯仰角速度，r表示的是偏航角速度；Θ＝[φ θ ψ]^T為姿態角向量，φ表示的是滾轉角，θ表示的是俯仰角，ψ表示的是偏航角；v＝[u v w]^T為飛行速度，u表示固定翼無人機機體坐標系x軸方向的速度，v表示的是固定翼無人機機體坐標系y軸方向的速度，w表示固定翼無人機機體坐標系z軸方向的速度；M＝[M₁,M₂,M₃]^T為調整固定翼無人機姿態的控制力矩向量，由執行機構產生，包含滾轉、俯仰和偏航三個力矩；為效率損失因子，當時，表示執行機構處于正常狀態；Δd_ω為外界未知干擾，滿足其中，為大于零的常數；F_a＝F+T為固定翼無人機所受的力，F和T＝[T_x 0 0]^T分別為固定翼無人機所受的氣動力和發動機提供的推力，其中發動機僅能提供沿機體方向向前的推力；g為重力加速度；R_Θ為轉換矩陣，I為轉動貫量，分別表示如下：

3.根據權利要求1所述的基于自適應滑模的固定翼無人機有限時間容錯控制方法，其特征在于，步驟2)所述的自適應終端滑模容錯控制器表示為：

其中，M為自適應終端滑模容錯控制器輸出的控制力矩向量；l為大于零的參數，R_Θ為轉換矩陣；φ表示的是滾轉角；θ表示的是俯仰角；ψ表示的是偏航角；為姿態角誤差；z_Θi為姿態角誤差的導數；z_i為姿態控制器的輔助控制變量；Θ_d表示參考姿態角；ω為無人機的角速度向量；I為轉動貫量；k_1i和k_2i為大于零的自適應增益，k_1i和k_2i的自適應律為：

a,b,c,ε,k_m為大于零的常數。

4.根據權利要求1所述的基于自適應滑模的固定翼無人機有限時間容錯控制方法，其特征在于，步驟3)所述的空速方程表示為：

其中，T_x為沿機體坐標系向后的推力；D為固定翼無人機所受的阻力；φ表示的是滾轉角；θ表示的是俯仰角；α為固定翼無人機的攻角；β為固定翼無人機的側滑角；m為固定翼無人機的質量；v_k為固定翼無人機的空速；Δd_v為外界未知干擾，滿足其中，為大于零的常數。

5.根據權利要求1所述的基于自適應滑模的固定翼無人機有限時間容錯控制方法，其特征在于，步驟3)所述的基于空速方程的自適應內反饋超螺旋速度控制器表示如下：

其中，T_x為沿機體坐標系向后的推力；e_v為空速誤差；D為固定翼無人機所受的阻力；

θ表示的是俯仰角；α為固定翼無人機的攻角；β為固定翼無人機的側滑角；m為固定翼無人機的質量；v_kd為參考空速；z_v為速度控制器的輔助控制變量；k_v3＞0，k_v1和k_v2是自適應增益，滿足如下自適應律：

其中的d，e，γ為任意正數，k_vm＞0且μ₁≥1，0＜μ₂＜1，ε_v為一任意小的正數。