雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種基于干擾觀測(cè)器補(bǔ)償?shù)碾p框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法,屬于爬壁機(jī)器人控制技術(shù)領(lǐng)域。通過對(duì)機(jī)器人的機(jī)械結(jié)構(gòu)和運(yùn)動(dòng)步態(tài)分析,將機(jī)器人系統(tǒng)分為兩個(gè)子系統(tǒng)的切換運(yùn)動(dòng),結(jié)合Backstepping方法和滑模干擾觀測(cè)器設(shè)計(jì)了一種切換控制方法,該方法實(shí)現(xiàn)了對(duì)雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的軌跡跟蹤控制,也實(shí)現(xiàn)了對(duì)系統(tǒng)復(fù)合干擾(即參數(shù)不確定及外部干擾)的補(bǔ)償。
【專利說明】
雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及爬壁機(jī)器人運(yùn)動(dòng)控制領(lǐng)域,尤其涉及一種雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人 連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 現(xiàn)代工業(yè)的高速發(fā)展有效帶動(dòng)了機(jī)器人的研究,其中,爬壁機(jī)器人因其靈活性可 以在極限作業(yè)環(huán)境中替代人工完成多種任務(wù)而被廣泛應(yīng)用。飛機(jī)蒙皮結(jié)構(gòu)的完整性與健康 性對(duì)飛行安全來說至關(guān)重要,一旦蒙皮破損,可能會(huì)影響艙壓,并導(dǎo)致飛行阻力變大、飛行 不順等一系列嚴(yán)重安全問題,雙框架爬壁機(jī)器人可以代替人工實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)蒙皮損傷的自動(dòng) 檢測(cè)。
[0003] 這種雙框架爬壁機(jī)器人區(qū)別于多數(shù)移動(dòng)機(jī)器人單一的運(yùn)動(dòng)結(jié)構(gòu),具有兩個(gè)類似的 運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng),以及兩組吸盤系統(tǒng),通過吸盤的吸附狀態(tài)決定兩個(gè)子系統(tǒng)之間相互切換從而 實(shí)現(xiàn)機(jī)器人的運(yùn)動(dòng)控制以及軌跡跟蹤。利用Backstepping方法設(shè)計(jì)切換控制器,使得具有 兩個(gè)子系統(tǒng)的爬壁機(jī)器人進(jìn)行軌跡跟蹤,針對(duì)模型中的外部干擾以及參數(shù)不確定等復(fù)合干 擾采用快速終端滑模干擾觀測(cè)器進(jìn)行估計(jì),最終得到的控制器可以使雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè) 機(jī)器人進(jìn)行有效的連續(xù)切換軌跡跟蹤運(yùn)動(dòng)。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0004] 本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是針對(duì)【背景技術(shù)】中所涉及到的缺陷,提供一種雙框架 飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法。
[0005] 本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案:
[0006] 雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法,包括如下步驟:
[0007] 步驟1),根據(jù)雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人中內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、外 框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程建立含復(fù)合干擾的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人控制系統(tǒng)模 型;
[0008] 步驟2),根據(jù)含復(fù)合干擾的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人控制系統(tǒng)模型建立內(nèi)框架 運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的切換非線性模型;
[0009] 步驟3),基于Backstepping方法建立內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)連續(xù) 切換控制律;
[0010] 步驟4),利用滑模干擾觀測(cè)器的輸出對(duì)雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人控制系統(tǒng)模型 的復(fù)合干擾進(jìn)行補(bǔ)償,以消除內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)切換瞬間干擾不連續(xù) 的問題,建立考慮復(fù)合干擾的內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)連續(xù)切換控制律;
[0011] 步驟5),利用步驟4)中建立的考慮復(fù)合干擾的內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子 系統(tǒng)連續(xù)切換控制律控制雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人進(jìn)行連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)。
[0012] 作為本發(fā)明雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法進(jìn)一步的優(yōu)化 方案,步驟1)中所述含復(fù)合干擾的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人控制系統(tǒng)模型為:
[0017] y = q= [x,y,ζ,β]τ為廣義坐標(biāo)矢量;x,y,z為雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人在全局 坐標(biāo)系下的坐標(biāo),β為雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人在運(yùn)動(dòng)過程中的轉(zhuǎn)動(dòng)角度;Ma、Mb分別為外 框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的對(duì)稱正定慣性矩陣;Ga、Gb分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系 統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的機(jī)器人重力的輸入矩陣;τ為雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的輸入 驅(qū)動(dòng)力矩,ta、tb分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的輸入驅(qū)動(dòng)力矩矢量;Ba、 Bb分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的輸入變換矩陣;Da、Db分別外框架運(yùn)動(dòng) 子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的復(fù)合干擾;Aa、Ab分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子 系統(tǒng)B的約束矩陣,λ為待定拉格朗日乘子矢量,非完整約束方程為
[0018] ¥為速度矢量,¥=[¥1,¥2,'?2]1',3(9)為矩陣,且奪=各(兮)^ ;%八(9)5(9)=0;
[0019] ^是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的滑動(dòng)速度;vz是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人機(jī) 械腿方向的速度;ω 2是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)的角速度;
[0025]作為本發(fā)明雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法進(jìn)一步的優(yōu)化 方案,步驟2)中所述內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的切換非線性模型為:
[0027] 其中,xi = q,X2 = V,〇(t): [to,00)為右連續(xù)分段常值切換函數(shù),在每一預(yù)定時(shí)刻系 統(tǒng)切換到子系統(tǒng)k,k = 1代表外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A,k = 2代表外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B,狀態(tài)q連 續(xù),即在切換時(shí)狀態(tài)沒有跳變。
[0028] 作為本發(fā)明雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法進(jìn)一步的優(yōu)化 方案,所述步驟3)的詳細(xì)步驟為:
[0029] 步驟3.1 ),獲取雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的位姿誤差:
[0030] em= [xe,ye,Ze,Pe]T= Eeei
[0031 ]
,ei = y-yc,yc 為參考位姿,xe,ye, Ze分別為全局坐標(biāo)系下的誤差,&是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人運(yùn)動(dòng)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)角度誤差; [0032]步驟3.2),根據(jù)雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的期望速度¥1=[¥^,%^?!^]7與位姿 誤差^得到機(jī)器人的參考速度V c:
[0034] 其中,ki、k2、k3、k4 分另 U 為 xe、ye、ze、0e 的反饋增益,且(ki,k2,k3,k4) >0; vir 是雙框架 飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的滑動(dòng)期望速度;是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人機(jī)械腿方向的期望 速度;ω2τ是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)的期望角速度; V1。是雙框架飛機(jī)蒙皮檢 測(cè)機(jī)器人的滑動(dòng)參考速度;vz。是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人機(jī)械腿方向的參考速度;ω 2c 是是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)的參考角速度;
[0035] 步驟3.3),將雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的速度誤差描述為e2 = X2-X2。,建立內(nèi)框 架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)連續(xù)切換控制律:
[0037]
是以A2e為輸入的一階滑模微 分器的輸出。
[0038] 作為本發(fā)明雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法進(jìn)一步的優(yōu)化 方案,所述步驟4)的具體步驟為:
[0039] 步驟4.1),建立考慮復(fù)合干擾的內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的切換非 線性模型:
[0041 ]此時(shí),Da關(guān) 0、Db 關(guān) 0且 0(t)=k;
[0042]步驟4.2),對(duì)內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)、外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)分別利用一個(gè)滑模干擾觀測(cè) 器估計(jì)復(fù)合干擾,滑模干擾觀測(cè)器為如下形式:
[0044]其中,z是輔助狀態(tài),A = diag{ai, · · ·,an},ai>0,B = diag{bi, · · ·,bn} 〇,入2>〇4>〇,29>?>1,?4為正奇數(shù),#和<為正實(shí)數(shù),且|51<<、|步卜54,衫為4的 估計(jì)值,錄為干擾觀測(cè)器的輸出,干擾觀測(cè)器估計(jì)誤差為吾 (=漢-左;
[0045]步驟4.3),得到考慮復(fù)合干擾的內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)連續(xù)切換 控制律:
[0047]本發(fā)明采用以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比,具有以下技術(shù)效果:
[0048] 該方法不僅可以對(duì)雙框架蒙皮檢測(cè)機(jī)器人動(dòng)力學(xué)模型的參數(shù)不確定以及外部干 擾進(jìn)行有效的補(bǔ)償控制,同樣可以實(shí)現(xiàn)檢測(cè)機(jī)器人的連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)控制。
【附圖說明】
[0049] 圖1是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的結(jié)構(gòu)示意圖;
[0050]圖2是基于Backstepping方法的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)控制框 圖;
[0051]圖3是基于干擾觀測(cè)器和Backstepping方法的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切 換運(yùn)動(dòng)控制框圖。
【具體實(shí)施方式】
[0052]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的技術(shù)方案做進(jìn)一步的詳細(xì)說明:
[0053] 本設(shè)計(jì)發(fā)明了一種基于干擾觀測(cè)器的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng) 控制方法,包括如下步驟:
[0054] 步驟1),由雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人機(jī)械結(jié)構(gòu)可知,機(jī)器人具有內(nèi)外兩個(gè)框架, 且從運(yùn)動(dòng)過程中可知,內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)、外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)情況類似,建立含復(fù)合干 擾的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人動(dòng)力學(xué)控制模型:
[0055] 將雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人分為內(nèi)外兩個(gè)框架,并且將外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)作為 子系統(tǒng)A,內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)作為子系統(tǒng)B,已知含復(fù)合干擾的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人 運(yùn)動(dòng)學(xué)方程如下:
[0058] 其中,y = q=[x,y,z,β]τ為廣義坐標(biāo)矢量;X,y,z為雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人在 全局坐標(biāo)系下的坐標(biāo),β為雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人在運(yùn)動(dòng)過程中的轉(zhuǎn)動(dòng)角度;Ma、Mb分別 為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的對(duì)稱正定慣性矩陣;Ga、Gb分別為外框架運(yùn)動(dòng) 子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的機(jī)器人重力的輸入矩陣;τ Α、τΒ分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、 內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的輸入驅(qū)動(dòng)力矩矢量;Ba、Bb分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子 系統(tǒng)B的輸入變換矩陣;Da、Db分別外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的復(fù)合干擾;Aa、 Ab分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的約束矩陣,λ為待定拉格朗日乘子矢 量,非完整約束方程為」⑷彳=0 〇_
[0059] 尋找一輔助速度矢量¥=[¥1,¥2,'\¥2]1'和矩陣3(9),使得^_=5(^__,4(9)5(9)=0,從 而得到動(dòng)力學(xué)控制模型:
[0060]
[0061]其中:V1是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的滑動(dòng)速度;vz是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器 人機(jī)械腿方向的速度;ω2是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)的角速度;τ為雙框架飛 機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的輸入驅(qū)動(dòng)力矩;
[0067] 步驟2),令復(fù)合干擾DA=0、DB = 0,得到切換非線性模型式如下:
[0068]
[0069] 其中:xi = q,X2 = V,〇(t): [t0,00)為右連續(xù)分段常值切換函數(shù),在每一預(yù)定時(shí)刻系 統(tǒng)切換到子系統(tǒng)k,k=l代表子系統(tǒng)A且k = 2代表子系統(tǒng)B,且狀態(tài)q連續(xù),即在切換時(shí)狀態(tài)沒 有跳變。
[0070] 在這里需滿足2個(gè)條件:
[0071] 條件1:系統(tǒng)所以狀態(tài)時(shí)可測(cè)的,且輸出信號(hào)y和參考信號(hào)y。關(guān)于時(shí)間連續(xù)可微有 界的;
[0072] 條件2:輸入變換矩陣Μ、f可逆;
[0073] 步驟3),針對(duì)雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人切換運(yùn)動(dòng)的特點(diǎn),提出適用于兩個(gè)運(yùn)動(dòng) 子系統(tǒng)的基于Backstepp i ng方法的連續(xù)切換控制律;
[0074]控制率設(shè)計(jì)方法具體步驟如下:
[0075] (1)雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的位姿誤差描述為:
[0076] em= [xe,ye,Ze,Pe]T= Eeei (5)
[0077]
;61 = 71。,7。為參考位姿06,76,26分 別為全局坐標(biāo)系下的誤差;&是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人運(yùn)動(dòng)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)角度誤差。
[0078] (2)由雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的期望速度乂^卜^^^^與位姿誤差如可 以得到機(jī)器人的參考速度V c:
[0079]
[0080] 其中:ki、k2、k3、k4 分另 U 為 xe、ye、ze、0e 的反饋增益,且(ki,k2,k3,k4) >0; vir 是雙框架 飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的滑動(dòng)期望速度;是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人機(jī)械腿方向的期望 速度;ω2τ是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)的期望角速度; V1。是雙框架飛機(jī)蒙皮檢 測(cè)機(jī)器人的滑動(dòng)參考速度;vz。是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人機(jī)械腿方向的參考速度;ω 2c 是是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)的參考角速度。
[0081] (3)機(jī)器人速度誤差描述為:
[0082] e2 = X2~X2c (7)
[0083] 其中,X2c = Vc。
[0084] (4)由此設(shè)計(jì)控制律
[0085]
[0086]
是以為輸入的一階滑模微分器的輸 出,微分器可以使·?2:ε以任意精度逼近f2:e。
[0087]下面證明控制律的穩(wěn)定性:
[0088] 對(duì)公式(7)求導(dǎo)并且?guī)牍?4)可得:
[0090] 進(jìn)一步可得:
[0091]
[0092] 考慮如下Lyapunov函數(shù):
[0093] V = Vi(em,t)+V2(e2,t) (11)
[0094] 其中:
[0095]
[0096] 對(duì)上式求導(dǎo)可得:
[0099] 對(duì)上式求導(dǎo)可得:
[0100]
[0104] 其中:C=M/2
[0105] 根據(jù)Barbalat 引理可知,&
[0106] 因此證明當(dāng)時(shí)間時(shí)(V = Vi+V2)-0,由Lyapunov定理可知,控制系統(tǒng)是穩(wěn)定的 并且控制律(8)是有效的。
[0107] 步驟4),針對(duì)控制系統(tǒng)模型帶有復(fù)合干擾的影響,考慮到切換瞬間干擾可能不連 續(xù)問題,提出滑模干擾觀測(cè)器補(bǔ)償各模態(tài)的復(fù)合干擾,進(jìn)而將滑模干擾觀測(cè)器輸出作為補(bǔ) 償控制與運(yùn)動(dòng)控制律相結(jié)合給出具有復(fù)合干擾的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的控制律。
[0108] 當(dāng)復(fù)合干擾滿足Da矣0、DB矣0時(shí),設(shè)式(4)中的0 (t) = k,則式(4)可改寫為:
[0109]
[0110] 條件3 :對(duì)于式(1 7 )的復(fù)合干擾,存在兩個(gè)未知正實(shí)數(shù)蛘和#使得 PII句,?,I叫卜Μ成立。
[0111] 針對(duì)每一個(gè)子系統(tǒng)利用一個(gè)快速終端滑模干擾觀測(cè)器(TSMD0)來估計(jì)復(fù)合干擾, TSMD0為如下形式:
[0112]
[0113] 其中:z是輔助狀態(tài);A = diag{ai, · · ·,an},ai>0;B = diag{bi, · · ·,bn} 0;A2>〇;p>〇;2q>p>q;p、 q為正奇數(shù);對(duì)為g的估計(jì)值;伊為干擾觀測(cè)器的輸出;定義干 擾觀測(cè)器估計(jì)誤差為永=伊-#,且干擾觀測(cè)器估計(jì)誤差有界。
[0114] 進(jìn)一步的,修正帶有復(fù)合干擾的機(jī)器人切換運(yùn)動(dòng)模型控制律率τ為:
[0115]
[0116] 證明修正后的控制器穩(wěn)定性如下:
[0117]
[0118] 對(duì)其求導(dǎo)可得:
[0119]
[0120] 將公式(8)、公式(13)、公式(19)帶入上式得到:
[0121]
[0122] 由干擾觀測(cè)器估計(jì)誤差有界與Lyapunov定理可知控制系統(tǒng)穩(wěn)定且控制律有效。
[0123] 對(duì)于不確定切換非線性系統(tǒng)式(17)的閉環(huán)穩(wěn)定條件,需要引理如下:
[0124] 引理1:假設(shè)存在一系列連續(xù)可微函數(shù)¥1{:1^4[0,^),1^已(1,2),^?^/:,,以及 常數(shù)K > 0,使得e (1,2)及有界U有
[0125]
[0126] 成立且系統(tǒng)平均駐留時(shí)間滿Mta>lnic/A,則切換系統(tǒng)·? = /σ(<)(χ,?)在[0,T]上是輸 入狀態(tài)穩(wěn)定的。
[0127] 對(duì)于公式(17),由Backstepping設(shè)計(jì),Barbalat引理可知,存在一系列連續(xù)可微函 數(shù)V k:Rn-[0,⑴),ke (1,2),以及?^,使得
[0128]
[0129] 式中:<^,Ak>〇均為常數(shù)。
[0130] 若取π%., ^//巧丨,A=infkei{Ak},則根據(jù)公式(24)和引理1可知:雙框架飛 機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換動(dòng)力學(xué)模型式(17)在區(qū)間[0,T)上跟蹤誤差實(shí)際穩(wěn)定,并且跟 蹤誤差可收斂于一個(gè)任意小的集合內(nèi)。
[0131] 步驟5),利用步驟4)中建立的考慮復(fù)合干擾的內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子 系統(tǒng)連續(xù)切換控制律控制雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人進(jìn)行連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)。
[0132] 綜上:所設(shè)計(jì)的控制律式(19)可以對(duì)雙框架蒙皮檢測(cè)機(jī)器人動(dòng)力學(xué)模型的參數(shù)不 確定以及外部干擾進(jìn)行有效的補(bǔ)償控制,同樣可以實(shí)現(xiàn)檢測(cè)機(jī)器人的連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)控制。
[0133] 本技術(shù)領(lǐng)域技術(shù)人員可以理解的是,除非另外定義,這里使用的所有術(shù)語(包括技 術(shù)術(shù)語和科學(xué)術(shù)語)具有與本發(fā)明所屬領(lǐng)域中的普通技術(shù)人員的一般理解相同的意義。還 應(yīng)該理解的是,諸如通用字典中定義的那些術(shù)語應(yīng)該被理解為具有與現(xiàn)有技術(shù)的上下文中 的意義一致的意義,并且除非像這里一樣定義,不會(huì)用理想化或過于正式的含義來解釋。
[0134] 以上所述的【具體實(shí)施方式】,對(duì)本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和有益效果進(jìn)行了進(jìn)一步 詳細(xì)說明,所應(yīng)理解的是,以上所述僅為本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】而已,并不用于限制本發(fā) 明,凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi),所做的任何修改、等同替換、改進(jìn)等,均應(yīng)包含在本發(fā)明 的保護(hù)范圍之內(nèi)。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法,其特征在于,包括如下步驟: 步驟1),根據(jù)雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人中內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程、外框架 運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)方程建立含復(fù)合干擾的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人控制系統(tǒng)模型; 步驟2),根據(jù)含復(fù)合干擾的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人控制系統(tǒng)模型建立內(nèi)框架運(yùn)動(dòng) 子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的切換非線性模型; 步驟3),基于Backstepping方法建立內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)連續(xù)切換 控制律; 步驟4),利用滑模干擾觀測(cè)器的輸出對(duì)雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人控制系統(tǒng)模型的復(fù) 合干擾進(jìn)行補(bǔ)償,以消除內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)切換瞬間干擾不連續(xù)的問 題,建立考慮復(fù)合干擾的內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)連續(xù)切換控制律; 步驟5),利用步驟4)中建立的考慮復(fù)合干擾的內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng) 連續(xù)切換控制律控制雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人進(jìn)行連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法,其特 征在于,步驟1)中所述含復(fù)合干擾的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人控制系統(tǒng)模型為: 其中:y = q= [X,y,ζ,β]τ為廣義坐標(biāo)矢量;X,y,z為雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人在全局坐標(biāo)系 下的坐標(biāo),β為雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人在運(yùn)動(dòng)過程中的轉(zhuǎn)動(dòng)角度;Ma、Mb分別為外框架運(yùn) 動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的對(duì)稱正定慣性矩陣;Ga、Gb分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi) 框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的機(jī)器人重力的輸入矩陣;τ為雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的輸入驅(qū)動(dòng)力 矩,ta、t b分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的輸入驅(qū)動(dòng)力矩矢量;Ba、Bb分別 為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的輸入變換矩陣;Da、Db分別外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng) A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的復(fù)合干擾;Aa、Ab分別為外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A、內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B的 約束矩陣,λ為待定拉格朗日乘子矢量,非完整約束方程為」(? = 〇 :. V 為速度矢量,¥=^1^^2]7,5^)為矩陣,且4 = *%,4^)5^)=0; ^是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的滑動(dòng)速度;是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人機(jī)械腿 方向的速度;ω 2是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)的角速度;3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法,其特 征在于,步驟2)中所述內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的切換非線性模型為:其中,xi = q,X2 = V,〇(t): [to,〇〇)為右連續(xù)分段常值切換函數(shù),在每一預(yù)定時(shí)刻系統(tǒng)切 換到子系統(tǒng)k,k=l代表外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)A,k=2代表外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)B,狀態(tài)q連續(xù),即 在切換時(shí)狀態(tài)沒有跳變。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法,其特 征在于,所述步驟3)的詳細(xì)步驟為: 步驟3.1 ),獲取雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的位姿誤差: 0m-[Xe , Ye , Ze , βθ] - E eGl 其中= 為參考位姿, 別為全局坐標(biāo)系下的誤差,&是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人運(yùn)動(dòng)過程中轉(zhuǎn)動(dòng)角度誤差; 步驟3.2),根據(jù)雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的期望速度¥^[^,^,《2』與位姿誤差 ^得到機(jī)器人的參考速度Vc:其中,kl、k2、k3、k4分別為Xe、ye、Ze、0e的反饋增益,且(1^1,1?,1?,1^4)>0;¥1:是雙框架飛機(jī) 蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的滑動(dòng)期望速度;Vzr是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人機(jī)械腿方向的期望速 度;ω2τ是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)的期望角速度; V1。是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè) 機(jī)器人的滑動(dòng)參考速度;Vz。是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人機(jī)械腿方向的參考速度;ω 2c是 是雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人轉(zhuǎn)動(dòng)電機(jī)的參考角速度; 步驟3.3),將雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人的速度誤差描述為e2 = X2-X2。,建立內(nèi)框架運(yùn) 動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)連續(xù)切換控制律:其中,2e是以毛e為輸入的一階滑模微 分器的輸出。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的雙框架飛機(jī)蒙皮檢測(cè)機(jī)器人連續(xù)切換運(yùn)動(dòng)的控制方法,其特 征在于,所述步驟4)的具體步驟為: 步驟4.1 ),建立考慮復(fù)合干擾的內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)的切換非線性 模型:此時(shí),Da關(guān)0、Db關(guān)0且〇(t) = k; 步驟4.2),對(duì)內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)、外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)分別利用一個(gè)滑模干擾觀測(cè)器估 計(jì)復(fù)合干擾,滑模干擾觀測(cè)器為如下形式:其中,z是輔助狀態(tài),A = diag{ai,· · ·,an},ai>0,B = diag{bi,· · ·,bn} >〇,0>〇以>?、,?4為正奇數(shù),#和^為正實(shí)數(shù),且|萬<-卜,丨-、||友|卜34 4為4的估計(jì) 值,F(xiàn)為干擾觀測(cè)器的輸出,干擾觀測(cè)器估計(jì)誤差為友=歹-左; 步驟4.3),得到考慮復(fù)合干擾的內(nèi)框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)和外框架運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)連續(xù)切換控制 律:
【文檔編號(hào)】G05B13/04GK105867134SQ201610270910
【公開日】2016年8月17日
【申請(qǐng)日】2016年4月27日
【發(fā)明人】吳林峰, 王從慶, 謝勇, 鐘家躍, 賈峰
【申請(qǐng)人】南京航空航天大學(xué)