一種基于mimo非線性不確定反步法的四旋翼位姿控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及自動(dòng)化控制技術(shù)領(lǐng)域，特別是指一種基于MIM0非線性不確定反步法 的四旋翼位姿控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 固定翼飛行器載重能力強(qiáng)，飛行速度快，適合長(zhǎng)航時(shí)的大面積巡航任務(wù)，旋翼飛行 器可執(zhí)行垂直起降，前后側(cè)飛，懸停等高難度任務(wù)，具有機(jī)動(dòng)能力強(qiáng)，位姿跟蹤能力出色等 特點(diǎn)。正是由于在工作方式上具有優(yōu)勢(shì)互補(bǔ)的特點(diǎn)，在特定的應(yīng)用環(huán)境中，旋翼飛行器可以 完成許多固定翼飛行器難以完成的任務(wù)，如地面目標(biāo)跟蹤，電力巡線、環(huán)境勘測(cè)等，具有重 大的實(shí)用價(jià)值。因此，對(duì)旋翼飛行器進(jìn)行深入的研宄是很有必要的。
[0003] 四旋翼飛行器是除了傳統(tǒng)直升機(jī)外，旋翼類飛行器的又一典型代表，直升機(jī)的機(jī) 械結(jié)構(gòu)包括主槳和尾槳，尾槳用于抵消主槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的附加力矩，控制較復(fù)雜，四旋翼利用 分布在機(jī)體周圍的四個(gè)旋翼提供升力，具有旋翼?yè)]舞面積小、轉(zhuǎn)速低、安全系數(shù)高等特點(diǎn)。 四旋翼的飛行方式靈活多變，機(jī)動(dòng)能力較強(qiáng)，但由其運(yùn)動(dòng)原理決定的欠驅(qū)動(dòng)、強(qiáng)耦合、非線 性等特點(diǎn)，使控制器的設(shè)計(jì)工作變得較為困難。
[0004] 旋翼類飛行器是非自穩(wěn)系統(tǒng)，如果不對(duì)其加以控制，在外界或自身擾動(dòng)的作用下， 旋翼類飛行器是不穩(wěn)定的，會(huì)出現(xiàn)失控（如墜機(jī)、角度震蕩發(fā)散等）情況。旋翼類飛行器的 控制器一般是利用反饋信息和參考信號(hào)之間的偏差作為輸入，按照設(shè)計(jì)的控制律計(jì)算控制 器輸出，通常也是被控對(duì)象的執(zhí)行機(jī)構(gòu)輸入，當(dāng)控制律表征的輸入輸出關(guān)系合理時(shí)，執(zhí)行機(jī) 構(gòu)的動(dòng)作會(huì)抑制旋翼類飛行器的不穩(wěn)定運(yùn)動(dòng)趨勢(shì)。
[0005] 目前，工程上廣泛采用常規(guī)的PID控制方法設(shè)計(jì)的常規(guī)控制器，該常規(guī)控制器對(duì) 四旋翼飛行器模型的精度無(wú)太大要求，忽略四旋翼飛行器模型中不確定項(xiàng)的影響，然而這 種近似只在四旋翼處于近懸停狀態(tài)成立，當(dāng)四旋翼進(jìn)行大機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，常規(guī)控制器性能急 劇變差，存在潛在的安全隱患；同時(shí)，常規(guī)控制器僅為控制系統(tǒng)輸出提供反饋通道，控制律 設(shè)計(jì)過(guò)程簡(jiǎn)單，控制精度低和控制性能差，難以應(yīng)對(duì)飛行過(guò)程中的強(qiáng)耦合、四旋翼飛行器模 型的不確定性和外界干擾，如：四旋翼執(zhí)行航跡跟蹤任務(wù)時(shí)，常規(guī)的PID控制器，難以保證 軌跡跟蹤精度高、響應(yīng)快速和抗干擾能力強(qiáng)等特性同時(shí)得到滿足。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明要解決的技術(shù)問(wèn)題是提供一種基于MM0非線性不確定反步法的四旋翼位 姿控制方法，以解決現(xiàn)有技術(shù)所存在的采用常規(guī)的PID控制方法難以應(yīng)對(duì)飛行過(guò)程中的強(qiáng) 耦合、四旋翼飛行器模型的不確定性和外界干擾的問(wèn)題。
[0007] 為解決上述技術(shù)問(wèn)題，本發(fā)明實(shí)施例提供一種基于MM0非線性不確定反步法的 四旋翼位姿控制方法，包括：
[0008] 基于空氣動(dòng)力學(xué)和旋翼飛行器運(yùn)動(dòng)原理，并根據(jù)控制性能要求建立四旋翼飛行器 數(shù)學(xué)模型；
[0009] 根據(jù)所述四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型和精度要求，建立四旋翼飛行器模型；
[0010] 根據(jù)所述四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型和四旋翼飛行器模型的不確定性、外界干擾、欠 驅(qū)動(dòng)、強(qiáng)親合特性，確定基于內(nèi)外環(huán)控制的反步魯棒補(bǔ)償控制器。
[0011] 可選地，所述根據(jù)所述四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型和精度要求，建立四旋翼飛行器模 型包括：
[0012] 對(duì)四旋翼飛行器進(jìn)行受力分析和運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，根據(jù)所述四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型和 精度要求，通過(guò)機(jī)理建模確定四旋翼飛行器模型的結(jié)構(gòu)；
[0013] 根據(jù)四旋翼飛行器模型的結(jié)構(gòu)，通過(guò)系統(tǒng)辨識(shí)、測(cè)量方式確定四旋翼飛行器模型 的參數(shù)，其中，辨識(shí)對(duì)象為實(shí)踐工程中的四旋翼飛行器，辨識(shí)的內(nèi)容包括：轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、旋翼臂 長(zhǎng)、模型階次；
[0014] 對(duì)四旋翼飛行器模型的結(jié)構(gòu)和參數(shù)進(jìn)行驗(yàn)證；
[0015] 將所述四旋翼飛行器模型用確定性和不確定性兩個(gè)部分表示，并結(jié)合實(shí)踐工程， 減小不確定性部分所占的比重。
[0016] 可選地，所述四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型包括：表示四旋翼飛行器在地面坐標(biāo)系中位 置的位置方程組和表示四旋翼飛行器在地面坐標(biāo)系中姿態(tài)的姿態(tài)方程組；
[0017] 所述位置方程組表示如下：
[0019] 其中，不確定項(xiàng)A丨(/?"、，乂）= -'*.：^/?，zV〃w，j，）= -cy*j>2/m， cjzZ/", (j)，0，邊表不歐拉角，Ui表不旋翼升力，m表不四旋翼質(zhì)量，g表 示重力加速度，cx，cy，cz表示空氣阻力系數(shù)，x，y，z表示四旋翼飛行器的空間位置，毛jj分 別表示x，y，z的導(dǎo)數(shù)；Af分別表示i,j,i的導(dǎo)數(shù)；
[0020] 所述姿態(tài)方程組表示如下：
[0022] 其中，不確定項(xiàng)'

U2，U3，U4表示三軸轉(zhuǎn)矩，Jx，Jy，Jz表示轉(zhuǎn)動(dòng)慣量矩陣J的對(duì)角線元素Jx，Jy，Jz，0，4，#分 別表不巾，9，力的導(dǎo)數(shù)，#，0，#分別表不#的導(dǎo)數(shù)，W表不電機(jī)轉(zhuǎn)速，九表不電 機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，cp,q，表示轉(zhuǎn)矩阻力系數(shù)。
[0023] 可選地，所述反步魯棒補(bǔ)償控制器采用內(nèi)外環(huán)控制，內(nèi)環(huán)姿態(tài)參考信號(hào)通過(guò)外環(huán) 控制律確定；
[0024] 所述反步魯棒補(bǔ)償控制器包括：反步控制器和魯棒補(bǔ)償控制器；
[0025] 通過(guò)反步控制器控制四旋翼飛行器模型狀態(tài)變量的理想運(yùn)動(dòng)軌跡；
[0026] 通過(guò)魯棒補(bǔ)償控制器對(duì)四旋翼飛行器模型誤差進(jìn)行補(bǔ)償，所述魯棒補(bǔ)償控制器的 跟蹤性能和頻率特性由控制性能要求和系統(tǒng)特性確定。
[0027] 可選地，所述根據(jù)所述四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型和四旋翼飛行器模型的不確定性、 外界干擾、欠驅(qū)動(dòng)、強(qiáng)耦合特性，對(duì)所述四旋翼飛行器模型進(jìn)行分析解耦，確定基于內(nèi)外環(huán) 控制的反步魯棒補(bǔ)償控制器包括：
[0028] 對(duì)所述四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型進(jìn)行整合分析，確定四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型的狀態(tài) 空間表示形式；
[0029] 根據(jù)四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型的狀態(tài)空間表示形式，結(jié)合四旋翼飛行器模型的不確 定性，外界干擾，控制性能要求，四旋翼飛行器的欠驅(qū)動(dòng)、強(qiáng)耦合特性，位置、姿態(tài)不同的響 應(yīng)特性，并基于內(nèi)外環(huán)控制思想，對(duì)四旋翼飛行器的位置、偏航控制解耦成單通道的位姿控 制，再對(duì)單通道的二階子系統(tǒng)進(jìn)行反步魯棒補(bǔ)償控制律設(shè)計(jì)，對(duì)四旋翼飛行器模型的不確 定性和外界干擾進(jìn)行補(bǔ)償。
[0030] 可選地，所述四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型的狀態(tài)空間表示形式如下：
[0032] 其中，xn, x21, x31與空間位置X，y, z--對(duì)應(yīng)，x 13, x23,叉41與歐拉角傘，9，邊-- 對(duì)應(yīng)，x12, x22, x32與速度 v x, vy, vz--對(duì)應(yīng)，x 14, x24, x42與歐拉角一--對(duì)應(yīng)，Ai(i= 1,2,…6)為不確定項(xiàng)A "*)的簡(jiǎn)寫。
[0033] 可選地，所述對(duì)四旋翼飛行器的位置、偏航控制解耦成單通道的位姿控制，再對(duì)單 通道的二階子系統(tǒng)進(jìn)行反步魯棒補(bǔ)償控制律設(shè)計(jì)，對(duì)四旋翼飛行器模型的不確定性和外界 干擾進(jìn)行補(bǔ)償包括：
[0034] z通道的控制輸入為 ％= m* (_a32*e32+f32*w32+g) /(cos(x13)*cos(x23))
[0035] 其中，
zd 為Z方向的參考信號(hào)，i,為~的導(dǎo)數(shù)，i32為虛擬輸入，a31和a32表示反步魯棒補(bǔ)償控制 器的調(diào)節(jié)參數(shù)；
[0036]偏航通道的控制律為：u4=Jz* (_a42*e42+f42*w42)_(Jx_Jy) *x14*x24
[0037]其中，
為步角度的參考信號(hào)，為ih的導(dǎo)數(shù)，七2為虛擬輸入，a41和a42表示反步魯棒補(bǔ)償控 制器的調(diào)節(jié)參數(shù)；
[0038]滾轉(zhuǎn)通道的控制律為：u2=Jx* (_a14*e14+f14*w14)_(Jy_Jz) *x24*x42
七為滾轉(zhuǎn)角的參考信號(hào)，a12、f12、a22和f22為反步魯棒補(bǔ)償控制器的調(diào)節(jié)參數(shù)，
i12為虛擬輸入， e22 =x22 -為虛擬輸入，么為（^的導(dǎo)數(shù)，兔4為虛擬輸入，<313和a14表不反步魯棒 補(bǔ)償控制器的調(diào)節(jié)參數(shù)；
[0040]俯仰通道的控制律為：U3=Jy* (-a24*e24+f24*w24) - (Jz-Jx) *x14*x42
ed為俯仰角的參考信號(hào)，a12、f12、a22和f22為反步魯棒補(bǔ)償控制器的調(diào)節(jié)參數(shù)，
1與2為虛擬輸入， e22 =x22 -.i22，i22為虛擬輸入，&為0d的導(dǎo)數(shù)，毛4為虛擬輸入，a23和a24表示反步魯棒 補(bǔ)償控制器的調(diào)節(jié)參數(shù)。
[0042] 可選地，所述方法還包括：在實(shí)踐工程中，對(duì)四旋翼飛行器機(jī)載的傳感器采集的四 旋翼飛行器的飛行信息進(jìn)行濾波融合處理；
[0043] 所述對(duì)四旋翼飛行器機(jī)載的傳感器采集的四旋翼飛行器的飛行信息進(jìn)行濾波融 合處理包括：
[0044] 通過(guò)四旋翼飛行器機(jī)載的傳感器采集四旋翼飛行器的飛行信息；
[0045] 通過(guò)低通濾波器對(duì)采集的四旋翼飛行器的飛行信息進(jìn)行低通濾波處理，其中，所 述低通濾波器是結(jié)合實(shí)踐工程中的四旋翼飛行器確定的；
[0046] 通過(guò)卡爾曼濾波器冗余機(jī)制對(duì)不同傳感器采集的隱含同類型的經(jīng)過(guò)低通濾波處 理后的飛行信息進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，得到目標(biāo)觀測(cè)信息；
[0047] 其中，數(shù)據(jù)融合包括：陀螺儀傳感器、加速度計(jì)傳感器，磁力計(jì)傳感器、GPS傳感 器、超聲波傳感器、氣壓計(jì)傳感器采集的并經(jīng)過(guò)低通濾波后的信息，及建立在此基礎(chǔ)上的角 速度、歐拉角內(nèi)環(huán)信息、速度、位置外環(huán)信息。
[0048] 可選地，所述方法還包括：
[0049] 在實(shí)踐工程中，對(duì)確定的反步魯棒補(bǔ)償控制算法進(jìn)行離散化處理，離散化程度由 反步魯棒補(bǔ)償控制器的控制性能和傳感器的采樣頻率決定。
[0050] 可選地，所述根據(jù)所述四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型和四旋翼飛行器模型的不確定性、 外界干擾、欠驅(qū)動(dòng)、強(qiáng)耦合特性，對(duì)所述四旋翼飛行器模型進(jìn)行分析解耦，確定基于內(nèi)外環(huán) 控制的反步