[發(fā)明專利]一種四旋翼無人機(jī)復(fù)合連續(xù)快速終端滑模姿態(tài)控制方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202110483380.9
• 申請(qǐng)日: 2021-04-30
• 公開（公告）號(hào): CN113110554B
• 公開（公告）日: 2022-03-11
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 趙振華;肖亮;梅勁松;曹東
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): G05D1/08
• 分類號(hào): G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 南京經(jīng)緯專利商標(biāo)代理有限公司 32200
• 代理人: 陸燁

1.一種四旋翼無人機(jī)復(fù)合連續(xù)快速終端滑模姿態(tài)控制方法，其特征在于：具體包括如下步驟：

S1、建立四旋翼無人機(jī)姿態(tài)回路系統(tǒng)的受擾動(dòng)力學(xué)模型；

S2、對(duì)作用在機(jī)身坐標(biāo)系下的x軸、y軸和z軸的力矩τ_x、τ_y和τ_z進(jìn)行三通道解耦，得到三通道虛擬力矩，并基于該三通道虛擬力矩建立四旋翼無人機(jī)姿態(tài)角跟蹤誤差動(dòng)態(tài)的三通道解耦方程，所述三通道包括滾轉(zhuǎn)通道、俯仰通道和偏航通道；

S3、針對(duì)S2中的三通道解耦方程，設(shè)計(jì)滾轉(zhuǎn)通道、俯仰通道和偏航通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器；

S4、設(shè)計(jì)四旋翼無人機(jī)姿態(tài)回路快速終端滑模面；

S5、對(duì)S2中的三通道虛擬力矩進(jìn)行反解得到四旋翼無人機(jī)姿系統(tǒng)實(shí)際控制量，針對(duì)S2中無人機(jī)姿態(tài)角跟蹤誤差動(dòng)態(tài)的三通道解耦方程，結(jié)合S3中的三通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器觀測(cè)的干擾估計(jì)信息以及S4中的四旋翼無人機(jī)姿態(tài)回路快速終端滑模面，設(shè)計(jì)三通道復(fù)合快速終端滑模虛擬控制器，實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)姿態(tài)的控制；

所述S1中四旋翼無人機(jī)姿態(tài)回路系統(tǒng)的受擾動(dòng)力學(xué)模型為：

其中，為Θ的一階導(dǎo)數(shù)，φ表示四旋翼無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)角，θ表示四旋翼無人機(jī)的俯仰角，ψ表示四旋翼無人機(jī)的偏航角，s_φ為sinφ，c_φ為cosφ，c_θ為cosθ，t_θ為tanθ，其中w_x表示四旋翼無人機(jī)繞機(jī)身直角坐標(biāo)系的x軸的旋轉(zhuǎn)角速度，w_y表示四旋翼無人機(jī)繞機(jī)身直角坐標(biāo)系的y軸的旋轉(zhuǎn)角速度,w_z表示四旋翼無人機(jī)繞機(jī)身直角坐標(biāo)系的z軸的旋轉(zhuǎn)角速度；為Ω的一階導(dǎo)數(shù)，J_x，J_y和J_z分別表示四旋翼無人機(jī)繞機(jī)身直角坐標(biāo)系的x軸，y軸和z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，τ_x、τ_y和τ_z分別表示作在用機(jī)身直角坐標(biāo)系的x軸、y軸和z軸的力矩；D_x，D_y和D_z分別表示機(jī)身直角坐標(biāo)系的x軸向、y軸向、z軸向的集總干擾；

所述S2中三通道解耦方程為：

其中，為滾轉(zhuǎn)角指令跟蹤誤差e_φ的二階導(dǎo)數(shù)、為俯仰角指令跟蹤誤差e_θ的二階導(dǎo)數(shù)、為偏航角指令跟蹤誤差e_ψ的二階導(dǎo)數(shù)；e_φ＝φ-φ^d、e_θ＝θ-θ^d，e_ψ＝ψ-ψ^d，φ^d、θ^d和ψ^d分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角的期望指令；τ_φ、τ_θ、τ_ψ分別表示滾轉(zhuǎn)通道、俯仰通道和偏航通道的虛擬力矩，f_A^φ、f_A^θ、f_A^ψ分別表示滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三通道解耦方程中的交叉耦合非線性項(xiàng)，分別表示滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航三通道解耦方程中的集總干擾，τ_φ、τ_θ、τ_ψ，f_A^φ、f_A^θ、f_A^ψ和的表達(dá)式為：

其中為W的一階導(dǎo)數(shù)，為Θ_d的二階導(dǎo)數(shù)，Θ_d＝[φ_d θ_d ψ_d]^T為期望的姿態(tài)角，T表示矩陣轉(zhuǎn)置，J^-1為J的逆矩陣；

所述S3中具體為：

建立滾轉(zhuǎn)通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，估計(jì)

其中，為滾轉(zhuǎn)通道集總干擾估計(jì)值，和為滾轉(zhuǎn)通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器內(nèi)部動(dòng)態(tài)，為的一階導(dǎo)數(shù)，為的一階導(dǎo)數(shù)，為的一階導(dǎo)數(shù)；和為滾轉(zhuǎn)通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器增益，和取值均為正常數(shù)且滿足特征多項(xiàng)式s為變量；

建立俯仰通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，估計(jì)

其中，為俯仰通道集總干擾估計(jì)值，為俯仰通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器內(nèi)部動(dòng)態(tài)，為的一階導(dǎo)數(shù)，為的一階導(dǎo)數(shù)，為的一階導(dǎo)數(shù)，和為俯仰通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器增益，和取值均為正常數(shù)且滿足特征多項(xiàng)式

建立偏航通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器，估計(jì)

其中，為偏航通道集總干擾估計(jì)值，為偏航通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器內(nèi)部動(dòng)態(tài)，為的一階導(dǎo)數(shù)，為的一階導(dǎo)數(shù)，為的一階導(dǎo)數(shù)，和為偏航通道擴(kuò)張狀態(tài)觀測(cè)器增益，和均為正常數(shù)且滿足特征多項(xiàng)式

所述S4中四旋翼無人機(jī)姿態(tài)回路快速終端滑模面為：

滾轉(zhuǎn)通道快速終端滑模面σ_φ為：

其中，α₁，β₁，h₁，g₁，p₁和q₁均為正奇數(shù)，且α₁＞0,β₁＞0,為e_φ的一階導(dǎo)數(shù)；

俯仰通道快速終端滑模面σ_θ為：

其中，α₂，β₂，h₂,g₂,p₂和q₂均為正奇數(shù)，且α₂＞0,β₂＞0，為e_θ的一階導(dǎo)數(shù)；

偏航通道快速終端滑模面σ_ψ為：

其中，α₃，β₃，h₃，g₃，p₃和q₃均為正奇數(shù)，且α₃＞0,β₃＞0,為e_ψ的一階導(dǎo)數(shù)；

所述S5中三通道復(fù)合快速終端滑模姿態(tài)控制器包括滾轉(zhuǎn)通道虛擬力矩控制器，俯仰通道虛擬力矩控制器和偏航通道虛擬力矩控制器；

所述滾轉(zhuǎn)通道虛擬力矩控制器為：

其中為正實(shí)數(shù)，m₁,n₁為正奇數(shù)，且

所述俯仰通道虛擬力矩控制器為：

其中為正實(shí)數(shù),m₂,n₂為正奇數(shù)，且

所述偏航通道虛擬力矩控制器為：

其中為正實(shí)數(shù),m₃,n₃為正奇數(shù)，且