[發明專利]一種基于非線性滑模的四旋翼飛行器的姿態跟蹤方法

有效

• 申請號: 202011080502.1
• 申請日: 2020-10-10
• 公開（公告）號: CN112180964B
• 公開（公告）日: 2022-07-22
• 發明（設計）人: 馬培蓓;紀軍;孟蕾;孫永芹
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍海軍航空大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京麥匯智云知識產權代理有限公司 11754
• 代理人: 曹治麗

1.一種基于非線性滑模的四旋翼飛行器的姿態跟蹤方法，其特征在于，包括以下步驟：

步驟S10，在四旋翼飛行器上安裝STIM202高精度MEMS陀螺儀，測量其俯仰角、偏航角、滾轉角，并根據飛行任務設定俯仰角期望信號、偏航角期望信號以及滾轉角期望信號，同時進行比較與非線性積分得到俯仰角誤差信號、偏航角誤差信號、滾轉角誤差信號與相應的非線性積分信號如下：

e₁＝θ-θ^d；

e₂＝ψ-ψ^d；

e₃＝γ-γ^d；

其中θ^d、ψ^d與γ^d為根據飛行任務設置俯仰角期望信號、偏航角期望信號以及滾轉角期望信號，ε、ψ與γ為在四旋翼飛行器上安裝STIM202高精度MEMS陀螺儀測量得到的俯仰角、偏航角與滾轉角信號；e₁、e₂與e₃為相應的俯仰角誤差信號、偏航角誤差信號、滾轉角誤差信號，s₁、s₂與s₃為相應的俯仰角誤差非線性積分信號、偏航角誤差非線性積分信號、滾轉角誤差非線性積分信號，k₁、k₂、k₃、ε₁、ε₂、ε₃、p₁、q₁、p₂、q₂、p₃、q₃為常值參數；

步驟S20，根據所述的四旋翼飛行器的俯仰角測量信號，設計非線性混合阻尼器，得到俯仰角混合阻尼信號如下：

θ_1a＝∫θ₁dt；

θ₃＝∫θ₂dt；

θ₂＝∫θ_3adt；

其中θ為俯仰角測量信號，θ₁為其非線性一階微分信號，θ₂為其非線性二階微分信號，θ_3a為其非線性二階微分信號的導數信號，θ₄為其非線性積分信號，T₁、T₂、T₃、T₄、T₅、a₁、a₂、a₃、a₄為常值參數；θ₅為最終的俯仰角混合阻尼信號；

步驟S30，根據所述的四旋翼飛行器的偏航角測量信號，設計非線性混合阻尼器，得到偏航角混合阻尼信號如下：

ψ_1a＝∫ψ₁dt；

ψ₃＝∫ψ₂dt；

ψ₂＝∫ψ_3adt；

其中ψ為偏航角測量信號，ψ₁為其非線性一階微分信號，ψ₂為其非線性二階微分信號，ψ_3a為其非線性二階微分信號的導數信號，ψ₄為其非線性積分信號，T_a1、T_a2、T_a3、T_a4、T_a5、a₁₁、a₂₁、a₃₁、a₄₁為常值參數；ψ₅為最終的偏航角混合阻尼信號；

步驟S40，根據所述的四旋翼飛行器的滾轉角測量信號，設計非線性混合阻尼器，得到滾轉角混合阻尼信號如下：

γ_1a＝∫γ₁dt；

γ₃＝∫γ₂dt；

γ₂＝∫γ_3adt；

其中γ為滾轉角測量信號，γ₁為其非線性一階微分信號，γ₂為其非線性二階微分信號，γ_3a為其非線性二階微分信號的導數信號，γ₄為其非線性積分信號，T_b1、T_b2、T_b3、T_b4、T_b5、a₃₁、a₃₂、a₃₃、a₃₄為常值參數；γ₅為最終的滾轉角混合阻尼信號；

步驟S50，根據所述的四旋翼飛行器的俯仰角誤差信號、俯仰角誤差非線性積分信號與俯仰角混合阻尼信號，設計非線性滑模面，并按照滑模控制規律設計俯仰通道控制力矩信號；

步驟S60，根據所述的四旋翼飛行器的偏航角誤差信號、偏航角誤差非線性積分信號與偏航角混合阻尼信號，設計非線性滑模面，并按照滑模控制規律設計偏航通道控制力矩信號；

步驟S70，根據所述的四旋翼飛行器的滾轉角誤差信號、滾轉角誤差非線性積分信號與滾轉角混合阻尼信號，設計非線性滑模面，并按照滑模控制規律設計偏滾轉道控制力矩信號；最后，根據所述的俯仰力矩、偏航力矩與滾轉力矩信號，按照四旋翼飛行器的實際物理模型，即力矩與旋翼的旋轉速度之間的關系，反解出四旋翼的期望旋轉角速度，實現四旋翼飛行器對期望姿態角跟蹤的穩定飛行功能。