[發(fā)明專利]一種基于非線性擾動(dòng)觀測(cè)器的四旋翼飛行器滑模控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202010466106.6
• 申請(qǐng)日: 2020-05-28
• 公開（公告）號(hào): CN111722634B
• 公開（公告）日: 2022-09-23
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 趙靜;王鵬;蔣國平;徐豐羽;丁潔;高志峰
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京郵電大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 南京蘇高專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32204
• 代理人: 柏尚春

本發(fā)明提出了一種基于非線性擾動(dòng)觀測(cè)器的四旋翼飛行器滑模控制方法，考慮到四旋翼飛行器存在系統(tǒng)不確定性和外部擾動(dòng)的影響，首先建立起考慮外部擾動(dòng)的四旋翼動(dòng)力學(xué)模型，并提出了一種非線性擾動(dòng)觀測(cè)器來估計(jì)外部擾動(dòng)的實(shí)際值，本發(fā)明為了保證四旋翼飛行器的穩(wěn)定性，根據(jù)雙環(huán)的設(shè)計(jì)思想，將四旋翼動(dòng)力學(xué)分解為姿態(tài)子系統(tǒng)和位置子系統(tǒng)，分別對(duì)兩個(gè)子系統(tǒng)設(shè)計(jì)控制器，針對(duì)內(nèi)環(huán)設(shè)計(jì)的非奇異快速終端滑模控制器能夠保證姿態(tài)快速收斂，將backstepping和非奇異快速終端滑模相結(jié)合應(yīng)用于外環(huán)，保證了跟蹤的性能，本發(fā)明對(duì)具有系統(tǒng)不確定性和外部擾動(dòng)的四旋翼飛行器具有良好的跟蹤性能和較強(qiáng)的魯棒性。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于飛行器自動(dòng)控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種基于非線性擾動(dòng)觀測(cè)器的四旋翼飛行器滑模控制方法。

背景技術(shù)

四旋翼飛行器是通過改變電機(jī)轉(zhuǎn)速獲得旋轉(zhuǎn)機(jī)身的力，從而調(diào)整自身姿態(tài)。與傳統(tǒng)飛行器相比，四旋翼具有成本低、可控性強(qiáng)、操作簡單、維護(hù)方便等顯著優(yōu)點(diǎn)。因此，四旋翼被用于完成各種任務(wù)，如空中物流，電網(wǎng)維護(hù)，農(nóng)藥噴灑，航空攝影等。然而，由于四旋翼的欠驅(qū)動(dòng)特性、非線性耦合、陀螺儀效應(yīng)以及與不確定飛行環(huán)境相關(guān)的外部干擾等特性，所以四旋翼飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是一項(xiàng)頗具挑戰(zhàn)性的工作。在實(shí)際應(yīng)用中，四旋翼容易受到外界干擾的影響，容易造成姿態(tài)計(jì)算的較大偏差，從而使得四旋翼失去控制，造成飛行器毀壞等重大的損失甚至?xí)?duì)地面人員的人身安全造成威脅。因此，在設(shè)計(jì)控制器時(shí)必須考慮外部干擾對(duì)飛行控制系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響。

滑模控制被認(rèn)為是一種對(duì)系統(tǒng)不確定性和外部干擾具有高魯棒性的非線性控制方法，它的控制是不連續(xù)的，這種控制策略與其它控制的不同之處在于系統(tǒng)的“結(jié)構(gòu)”并不固定，而是可以在動(dòng)態(tài)過程中根據(jù)系統(tǒng)當(dāng)前的狀態(tài)有目的地不斷變化，迫使系統(tǒng)按照預(yù)定“滑動(dòng)模態(tài)”的狀態(tài)軌跡運(yùn)動(dòng)。當(dāng)系統(tǒng)處于滑動(dòng)狀態(tài)，此時(shí)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)行為與控制律無關(guān)，且對(duì)系統(tǒng)內(nèi)部參數(shù)不確定和外部擾動(dòng)完全不敏感，這就使得變結(jié)構(gòu)控制具有快速響應(yīng)、對(duì)參數(shù)變化及擾動(dòng)不靈敏、無需系統(tǒng)在線辯識(shí)，物理實(shí)現(xiàn)簡單等優(yōu)點(diǎn)。該方法的缺點(diǎn)在于當(dāng)狀態(tài)軌跡到達(dá)滑模面后，難于嚴(yán)格地沿著滑模面向著平衡點(diǎn)滑動(dòng)，而是在滑模面兩側(cè)來回穿越，從而產(chǎn)生顫動(dòng)，即抖振問題。

終端滑模以其動(dòng)態(tài)響應(yīng)速度快、有限時(shí)間收斂、穩(wěn)態(tài)跟蹤精度高等優(yōu)點(diǎn)，得到廣泛應(yīng)用。但是在實(shí)際應(yīng)用時(shí)，在某個(gè)特定的區(qū)域，控制輸入會(huì)出現(xiàn)無窮大的情況，即產(chǎn)生奇異現(xiàn)象。為了解決終端滑模控制的奇異性問題，于是有學(xué)者提出了非奇異終端滑模來消除系統(tǒng)控制輸入中的奇異現(xiàn)象。由于外界的擾動(dòng)及不確定項(xiàng)是滑模控制中抖振的主要來源，利用觀測(cè)器來消除干擾及不確定項(xiàng)已經(jīng)成為解決抖振問題研究的重點(diǎn)。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是為了解決現(xiàn)有技術(shù)的不足，針對(duì)四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)的不確定性和外部擾動(dòng)的問題，提供了一種能夠?qū)ξ粗獠繑_動(dòng)進(jìn)行精確估計(jì)，并可以使系統(tǒng)具有自主消除外部擾動(dòng)影響的能力，達(dá)到期望姿態(tài)、位置控制目標(biāo)的四旋翼飛行器控制技術(shù)。

為解決上述問題，本發(fā)明的技術(shù)解決方案提出一種基于非線性擾動(dòng)觀測(cè)器的四旋翼飛行器滑模控制方法，通過以下步驟實(shí)現(xiàn)：

步驟1、建立四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)模型，將無人機(jī)系統(tǒng)分為姿態(tài)子系統(tǒng)和位置子系統(tǒng)，該動(dòng)力學(xué)模型具體如下,

其中，飛行器三個(gè)姿態(tài)的歐拉角度表示為[φ,θ,ψ]，分別代表滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；飛行器質(zhì)心在慣性坐標(biāo)系中的位置坐標(biāo)表示為[x,y,z]；a_i為常數(shù)并且i＝1,...,9，S_(*)表示sin(*)，C_(*)表示cos(*)，U₁為滾轉(zhuǎn)角的控制輸入，U₂為俯仰角的控制輸入，U₃為偏航角的控制輸入，U₄為位置系統(tǒng)的控制輸入，g為重力系數(shù)；

步驟2、建立四旋翼飛行器擾動(dòng)模型，根據(jù)步驟1可以建立如下模型，具體如下：