六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局*CN103092213A*(12)发明专利申请(10)申请公布号(10)申请公布号CNCN103092213103092213A(43)申请公布日2013.05.08(21)申请号201310022520.8(22)申请日2013.01.21(71)申请人南京航空航天大学地址210016江苏省南京市白下区御道街29号(72)发明人杨忠杨成顺李少斌黄宵宁王世勇梁焜徐华东陈阳(74)专利代理机构南京经纬专利商标代理有限公司32200代理人许方(51)Int.Cl.G05D1/10(2006.01)权权利要求书2页利要求书2页说明书8页说明书8页附图8页附图8页(54)发明名称六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法(57)摘要本发明公开了一种六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，属于航空飞行器控制领域。该方法首先根据牛顿-欧拉方程，建立飞行器的运动学模型以及飞行器存在复合干扰情况的动力学模型；再利用符号函数积分的二阶滑模复合干扰估计算法，以提供连续的干扰补偿项；然后采用线性和非线性微分器相结合的方法设计快速收敛的非线性微分器；将上述复合干扰估计算法、非线性微分器以及backstepping相结合，设计飞行器姿态系统的复合控制器；最后采用PD方法，设计飞行器的位置控制器，解算出跟踪预定轨迹所需的姿态角信息和控制升力。本发明可在复合干扰下，使飞行器仍具备良好的稳定和控制性能，并可精准跟踪预定轨迹。CN103092213ACN10392ACN103092213A权利要求书1/2页1.一种六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于包括如下步骤：步骤1：根据牛顿-欧拉方程，建立飞行器的运动学模型以及飞行器存在复合干扰情况的动力学模型；步骤2：根据步骤1中所述的复合干扰，采用利用符号函数积分的二阶滑模复合干扰估计算法，用以提供连续的干扰补偿项；步骤3：在引入摄动参数下，采用线性和非线性微分器相结合的方法设计快速收敛的非线性微分器；步骤4：将步骤2中所述的复合干扰估计算法、步骤3中所述的快速收敛的非线性微分器以及backstepping相结合，设计飞行器姿态系统的复合控制器；步骤5：采用比例微分方法，设计飞行器的位置控制器，解算出跟踪预定轨迹所需的姿态角信息和控制升力。2.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤1中的飞行器的运动学模型为：式中：p为飞行器的位置向量；v为飞行器运动的线速度；m为飞行器的重量；g为重力T加速度；ze=(0,0,1)表示地面坐标系中的单位向量；T为六个旋翼提供的总的升力；R为机体坐标系到地面坐标系的转换矩阵；所述步骤1中的飞行器存在复合干扰情况的动力学模型为：式中：ξ为飞行器的欧拉角；Ω为飞行器绕质心运动的角速率；W为欧拉角与绕质心运动的角速率之间的转换关系；J为飞行器的惯性矩阵；Ga为飞行器由电机转动而产生的陀螺力矩；τa为飞行器的控制力矩；DΩ为角速率回路的复合干扰。3.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤2中的复合干扰估计算法为：T式中：i＝Ω；si=[si1si2si3]为辅助滑模向量；Γi=diag{ki1,ki2,ki3}为正定矩阵；Tsign(si)=[sign(si1)sign(si2)sign(si3)]；为干扰估计值；xi和zi为二阶滑模状态；χi为第一正常数。4.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤3中的快速收敛的非线性微分器为：2CN103092213A权利要求书2/2页式中：z1、z2为微分器的状态；ν为已知向量场；κ=diag{κ1,…,κn}>0为摄动参数；0<ε<1均为设计参数。5.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤4中的飞行器姿态系统的复合控制器包括姿态角回路控制器和角速率回路控制器，其中：1）姿态角回路控制器为：式中：Cξ为正定对角阵；ξc为姿态角设定的参考输入；Zξ=ξ-ξc；2）角速率回路控制器为：d式中：CΩ为正定参数矩阵；为角速率回路复合干扰的估计向量；是以Ω为输入的非线性微分器的角速率微分估计矢量；rΩ是用于减小角速率回路干扰误差的鲁棒控制d器，rΩ=-τΩZΩ，τΩ为第二正常数，ZΩ=Ω-Ω。6.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于：所述步骤5中的姿态角信息和控制升力分别为：T=m[U1(sinθcosψcosφ+sinψsinφ)+U2(sinθsinψcosφ-cosψsinφ)+(U3+g)cosθcosφ]式中：U1、U2、U3为PD控制器计算得到的虚拟控制量；ψc为期望的偏航角指令。3CN103092213A说明书1/8页六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法技术领域[0001]