[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

本發明是關于一種基于非線性滑模的四旋翼飛行器的姿態跟蹤方法。其首先根據飛行任務設置俯仰角、偏航角、滾轉角的期望信號，并通過安裝STIM202高精度MEMS陀螺儀測量相應的俯仰角、偏航角、滾轉角。通過比較與非線性積分得到相應姿態角的誤差信號與誤差積分信號。再通過設計非線性混合阻尼器得到相應的俯仰角、偏航角、滾轉角混合阻尼信號，最后通過三通道誤差角與非線性積分以及混合阻尼信號構造非線性滑模與三通道的非線性滑模控制力矩信號，再反解為四旋翼的旋轉速度，實現四旋翼飛行器的三通道姿態穩定跟蹤任務。該方法的優點在于混合阻尼與非線性滑模設計，使得系統抗干擾性能好，控制精度高。

技術領域

本發明涉及四旋翼飛行器飛行控制與制導領域，具體而言，涉及一種基于非線性滑模的四旋翼飛行器的姿態跟蹤方法。

背景技術

由于科技的發展，四旋翼飛行器具有控制方便、經濟成本低廉的特點，在民用領域得到了越來越廣泛的運用。在某些特殊的飛行表演任務中，尤其是多四旋翼飛行器的組網飛行表演中，需要單個四旋翼飛行器的姿態控制具有很高的控制精度與很強的抗干擾能力。

基于上述背景原因，本發明提出了一種采用STIM202高精度MEMS陀螺儀測量飛行器的三通道姿態角，然后采用非線性混合阻尼器提供系統所需的微分，并由非線性滑模控制提供系統的抗干擾能力，由非線性積分提供控制精度的方法，達到了很好的控制效果，具有很高的經濟價值。

需要說明的是，在上述背景技術部分發明的信息僅用于加強對本發明的背景的理解，因此可以包括不構成對本領域普通技術人員已知的現有技術的信息。

發明內容

本發明的目的在于提供一種基于非線性滑模的四旋翼飛行器的姿態跟蹤方法，進而至少在一定程度上克服由于相關技術的限制和缺陷而導致的飛行器姿態控制的快速性不足與精度不高的問題。

根據本發明的一個方面，提供一種基于非線性滑模的四旋翼飛行器的姿態跟蹤方法，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；

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；

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；

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；

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。

在本發明的一種示例實施例中，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包括：

e₁＝θ-θ^d；

e₂＝ψ-ψ^d；