[發明專利]一種四旋翼無人機復合連續快速終端滑模姿態控制方法

有效

• 申請號: 202110483380.9
• 申請日: 2021-04-30
• 公開（公告）號: CN113110554B
• 公開（公告）日: 2022-03-11
• 發明（設計）人: 趙振華;肖亮;梅勁松;曹東
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 南京經緯專利商標代理有限公司 32200
• 代理人: 陸燁

本發明公開了一種四旋翼無人機復合連續快速終端滑模姿態控制方法，首先建立四旋翼無人機姿態回路的受擾動力學模型，而后建立四旋翼無人機姿態角跟蹤誤差動態的滾轉、俯仰、偏航三通道解耦方程；而后基于擴張狀態觀測器算法，針對滾轉、俯仰、偏航三通道設計干擾觀測器，以實現三通道集總干擾的估計；最后基于快速終端滑模算法結合集總干擾估計信息，構建姿態回路的復合連續快速終端滑模控制器。本發明避免了抖振現象；通過對干擾的估計與前饋補償，顯著提升了控制系統的抗干擾能力。本發明相比于傳統的滑模控制方法，具備更快的收斂速度、更強的抗干擾性能，并且有效地抑制了多源干擾對四旋翼無人機姿態控制性能的影響。

技術領域

本發明屬于飛行控制技術領域。

背景技術

四旋翼無人機因其結構簡單、尺寸緊湊、具有較高的靈活性，在民用、軍用等眾多領域獲得廣泛的應用。四旋翼無人機通過調整姿態來實現特定軌跡的跟蹤進而執行飛行任務，因此高精度姿態跟蹤控制是四旋翼無人機飛行控制系統設計的關鍵。四旋翼無人機姿態系統的動態是一個本質非線性、強耦合、多輸入多輸出的系統，并且飛行過程中會受到外部環境干擾、內部氣動參數攝動、未建模動態等多源干擾的影響，這些因素給四旋翼無人機姿態控制系統設計帶來巨大挑戰。

滑模控制算法因其設計簡單和強魯棒性而在四旋翼無人機姿態控制系統設計中獲得廣泛應用。現有滑模控制算法在進行姿態控制器設計時，通常依靠自身魯棒性對多源干擾進行抑制，因此無法對多源干擾影響進行快速地抑制；除此之外，由于需要依靠自身的魯棒性壓制干擾的影響，現有方法通常采用符號函數作為切換項，進而帶來嚴重的抖振問題。因此需要提出一種能夠保證系統控制量連續的情況下并且具有強抗干擾能力和快速收斂性能的姿態系統控制方法。

發明內容

發明目的：為了解決上述現有技術存在的問題，本發明提供了一種四旋翼無人機復合連續快速終端滑模姿態控制方法。

技術方案：本發明提供了一種四旋翼無人機復合連續快速終端滑模姿態控制方法，具體包括如下步驟：

S1、建立四旋翼無人機姿態回路系統的受擾動力學模型；

S2、對作用在機身坐標系下的x軸、y軸和z軸的力矩τ_x、τ_y和τ_z進行三通道解耦，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姿態角跟蹤誤差動態的三通道解耦方程，所述三通道包括滾轉通道、俯仰通道和偏航通道；

S3、針對S2中的三通道解耦方程，設計滾轉通道、俯仰通道和偏航通道擴張狀態觀測器；

S4、設計四旋翼無人機姿態回路快速終端滑模面；

S5、對S2中的三通道虛擬力矩進行反解得到四旋翼無人機姿系統實際控制量，針對S2中無人機姿態角跟蹤誤差動態的三通道解耦方程，結合S3中的三通道擴張狀態觀測器觀測的干擾估計信息以及S4中的四旋翼無人機姿態回路快速終端滑模面，設計三通道復合快速終端滑模虛擬控制器，實現四旋翼無人機姿態的控制。

進一步的，所述S1中四旋翼無人機姿態回路系統的受擾動力學模型為：