[發(fā)明專利]強(qiáng)干擾下的四旋翼無人機(jī)前飛模態(tài)魯棒解耦控制方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202210623108.0
• 申請日: 2022-06-02
• 公開（公告）號: CN115993833A
• 公開（公告）日: 2023-04-21
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 宋韜;苗瀚;曾慶國;葉建川;吳則良;劉家詳
• 申請（專利權(quán)）人: 北京理工大學(xué)
• 主分類號: G05D1/08
• 分類號: G05D1/08;G05D1/10
• 代理公司: 北京康思博達(dá)知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 11426
• 代理人: 劉冬梅

本發(fā)明公開了一種強(qiáng)干擾下的四旋翼無人機(jī)前飛模態(tài)魯棒解耦控制方法，該方法中采用內(nèi)外環(huán)串級相連的控制方案，內(nèi)環(huán)利用動(dòng)態(tài)逆的思想對前飛模型進(jìn)行解耦，針對經(jīng)典動(dòng)態(tài)逆抗擾動(dòng)能力差的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)解耦控制律并基于自抗擾控制ADRC的思想，設(shè)計(jì)改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測器IESO對未知擾動(dòng)進(jìn)行觀測及補(bǔ)償；外環(huán)使用簡單PID控制器進(jìn)行控制，以進(jìn)一步增強(qiáng)系統(tǒng)魯棒性，最終實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的前飛模態(tài)魯棒解耦控制，使得該無人機(jī)的控制狀態(tài)更為精確，能夠排除干擾，按照期望路徑飛行。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器解耦控制技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種強(qiáng)干擾下的四旋翼無人機(jī)前飛模態(tài)魯棒解耦控制方法。

背景技術(shù)

現(xiàn)如今，隨著四旋翼無人機(jī)需求的多樣化，對其各種飛行模態(tài)的研究變得愈發(fā)重要，前飛模態(tài)是除懸停模態(tài)外最為常見和重要的模態(tài)，伴隨著當(dāng)前在無人機(jī)競速比賽等方面對四旋翼無人機(jī)高速前飛性能要求的日益提升，對其進(jìn)行系統(tǒng)、科學(xué)的研究迫在眉睫，也是目前國際無人機(jī)領(lǐng)域的熱點(diǎn)問題之一。

然而，現(xiàn)有絕大多數(shù)關(guān)于四旋翼控制的研究都停留在懸停模態(tài)下，而前飛時(shí)由于氣動(dòng)力的顯著變化，諸多懸停下做出的簡化假設(shè)不再成立，無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型相較懸停發(fā)生了較大變化，具有非線性，通道間強(qiáng)耦合的特點(diǎn)。四旋翼無人機(jī)的操控通常被分為滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航以及垂向油門四個(gè)通道，無人機(jī)高速前飛下各通道之間的強(qiáng)耦合勢必會(huì)使其操控品質(zhì)大打折扣，為此，前飛模態(tài)下如何進(jìn)行解耦控制至關(guān)重要；另外，前飛模態(tài)下無人機(jī)受到的各種擾動(dòng)必然會(huì)增大，如何消除擾動(dòng)對無人機(jī)飛行的干擾，提高無人機(jī)的魯棒性是當(dāng)前急需解決的問題。

基于此，本發(fā)明人對無人機(jī)的解耦控制及魯棒性做了深入研究，以期待設(shè)計(jì)出一種能過解決上述問題的解耦控制方法。

發(fā)明內(nèi)容

為了克服上述問題，本發(fā)明人進(jìn)行了銳意研究，設(shè)計(jì)出一種強(qiáng)干擾下的四旋翼無人機(jī)前飛模態(tài)魯棒解耦控制方法，該方法中采用內(nèi)外環(huán)串級相連的控制方案，內(nèi)環(huán)利用動(dòng)態(tài)逆的思想對前飛模型進(jìn)行解耦，針對經(jīng)典動(dòng)態(tài)逆抗擾動(dòng)能力差的特點(diǎn)，設(shè)計(jì)解耦控制律并基于自抗擾控制ADRC的思想，設(shè)計(jì)改進(jìn)型擴(kuò)張狀態(tài)觀測器IESO對未知擾動(dòng)進(jìn)行觀測及補(bǔ)償；外環(huán)使用簡單PID控制器進(jìn)行控制，以進(jìn)一步增強(qiáng)系統(tǒng)魯棒性，最終實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的前飛模態(tài)魯棒解耦控制，使得該無人機(jī)的控制狀態(tài)更為精確，能夠排除干擾，按照期望路徑飛行，從而完成本發(fā)明。

本發(fā)明的目的在于提供一種強(qiáng)干擾下的四旋翼無人機(jī)前飛模態(tài)魯棒解耦控制方法，

該方法中，對未知擾動(dòng)進(jìn)行觀測及補(bǔ)償，實(shí)時(shí)獲得無人機(jī)縱向方向上的控制率和無人機(jī)橫向方向上的控制率；再使用縱向方向上的控制率和橫向方向上的控制率融合后得到的融合控制率控制無人機(jī)。

其中，所述縱向方向上的控制率和橫向方向上的控制率都通過下述式(一)獲得：

其中，u_in表示控制率；

A表示系數(shù)矩陣；

B表示系數(shù)矩陣；

C′表示針對動(dòng)態(tài)逆設(shè)計(jì)的具有實(shí)際意義的輸出矩陣；

K_p表示PID控制器中的比例系數(shù)；

x_d表示期望的輸入值；

表示IESO對狀態(tài)量的觀測值；

表示IESO對擾動(dòng)的估計(jì)值。

其中，在獲得縱向方向上的控制率時(shí)，所述期望的輸入值?x_d包括期望俯仰角φ_d和期望縱向速度w_d；

在獲得橫向方向上的控制率時(shí)，所述期望的輸入值x_d包括期望滾轉(zhuǎn)角θ_d和期望偏航角ψ_d。