[發(fā)明專利]基于模糊模型的無人機(jī)集群控制方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202110604418.3
• 申請日: 2021-05-31
• 公開（公告）號: CN113359824A
• 公開（公告）日: 2021-09-07
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 張靚靚;吳皓;潘鵬;王海泉;周金勝
• 申請（專利權(quán)）人: 杭州電子科技大學(xué)
• 主分類號: G05D1/10
• 分類號: G05D1/10
• 代理公司: 浙江永鼎律師事務(wù)所 33233
• 代理人: 陸永強(qiáng)

本發(fā)明公開了基于模糊模型的無人機(jī)集群控制方法，包括以下步驟：S1，建立四旋翼無人機(jī)動態(tài)模型；S2，設(shè)計控制器；S3，集群控制。本發(fā)明提出了合理的四旋翼無人機(jī)模型，該模型更符合實(shí)際情況，基于該模型，設(shè)計了基于T?S模糊理論的姿態(tài)動力學(xué)模型及相應(yīng)的T?S模糊反饋控制器，通過采用雙環(huán)控制結(jié)構(gòu)，調(diào)整姿態(tài)，實(shí)現(xiàn)了無人機(jī)的位置控制。相比于現(xiàn)有技術(shù)的質(zhì)點(diǎn)模型的集群算法，本發(fā)明利用了更為緊湊的無人機(jī)集群算法，并提高了空間里利用率，解決了四旋翼無人機(jī)的碰撞，避障問題。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于無人機(jī)控制技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種基于模糊模型的無人機(jī)集群控制方法。

背景技術(shù)

隨著微處理器和慣性器件的飛速發(fā)展傳感器、無人機(jī)(UAV)得到了廣泛的應(yīng)用應(yīng)用于軍民多個領(lǐng)域，應(yīng)用廣泛，如交通狀況監(jiān)測、識別和車輛監(jiān)控、搜救行動和空中房地產(chǎn)估價攝影。盡管四旋翼無人機(jī)已經(jīng)有了許多應(yīng)用，但設(shè)計一個穩(wěn)定的飛行控制器仍是四旋翼無人機(jī)研究領(lǐng)域的一個重要挑戰(zhàn)。完整的四旋翼無人機(jī)動力學(xué)模型非常復(fù)雜，因?yàn)樗且粋€欠驅(qū)動和高度耦合的非線性系統(tǒng)。主流的無人機(jī)動力學(xué)模型推導(dǎo)方法有歐拉-拉格朗日法和牛頓-歐拉法。現(xiàn)有技術(shù)中，有將無人機(jī)的飛行姿態(tài)控制器簡化，假設(shè)俯仰角和滾動角度非常小。有了這個假設(shè)，歐拉角速度等于機(jī)身在體坐標(biāo)框架中的角速度。當(dāng)四旋翼無人機(jī)在空中斡旋時，可以肯定的是這個假設(shè)是合理的。但簡化后的姿態(tài)模型與實(shí)際模型始終存在較大差異。

在過去的研究中研究人員提出了多種控制策略來穩(wěn)定四旋翼姿態(tài)系統(tǒng)。非線性動態(tài)逆姿態(tài)控制器是一種基于模型的姿態(tài)控制器，但是動態(tài)逆方法對建模誤差較為敏感，如何提高控制器的魯棒性一直是難以解決的問題。增量非線性動態(tài)逆姿態(tài)控制器是一種基于傳感器的控制方法，不需要精確的飛行器模型。但是角加速度的測量延時和在線估計控制效果不加仍是增量非線性動態(tài)逆姿態(tài)控制器研究的兩大難點(diǎn)。為了解決模型不確定性問題和周圍環(huán)境干擾設(shè)計了自適應(yīng)姿態(tài)控制器，它能在保證魯棒性的同時快速的實(shí)現(xiàn)自適應(yīng)。為了確保性能，這些控制器需要獲得實(shí)時的反饋信息，這在現(xiàn)實(shí)環(huán)境下是非常困難的。這也正表明了即使PID控制器適用于非耦合系統(tǒng)，現(xiàn)在大量四旋翼無人機(jī)產(chǎn)品控制器的開發(fā)仍然主要集中在PID控制器的開發(fā)研究。

發(fā)明內(nèi)容

為解決上述問題，提出一種基于模糊模型的無人機(jī)集群控制方法，包括以下步驟：

S1，建立四旋翼無人機(jī)動態(tài)模型；

S2，設(shè)計控制器；

S3，集群控制；

其中，所述建立四旋翼無人機(jī)動態(tài)模型，為假設(shè)無人機(jī)的四個旋翼是剛性的并能利用剛體力學(xué)求出動力學(xué)方程，利用歐拉-拉格朗日方法得到動力學(xué)模型。

優(yōu)選地，所述建立四旋翼無人機(jī)動態(tài)模型中，位置系統(tǒng)方程式為：

姿態(tài)系統(tǒng)方程式為：

其中，ψ為偏航角，θ為俯仰角，φ滾轉(zhuǎn)角，為對地的x方向的加速度，為對地的y方向的加速度，為對地的z方向的加速度，η＝(ψ,θ,φ)^T是姿態(tài)角矢量，歐拉角，歐拉角加速度，τ為時間，u為推力，m為四旋翼無人機(jī)質(zhì)量，g為重力加速度，地轉(zhuǎn)偏向力，其中I＝diag(I_x,I_y,I_z)為四旋翼無人機(jī)在x軸，y軸，z軸中的慣性矩陣；

優(yōu)選地，所述建立四旋翼無人機(jī)動態(tài)模型中，令四旋翼無人機(jī)的四個旋翼對稱，慣性矩陣為diag(I_m,I_m,2I_m)，I_m為單位陣；飛行過程中限制翻滾角，sinφ＝0，cosφ＝1；

簡化位置系統(tǒng)方程式，可得：

簡化姿態(tài)系統(tǒng)方程式：