一种基于快速终端滑模的四旋翼飞行器有限时间自适应控制方法.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN107688295A(43)申请公布日2018.02.13(21)申请号201710756799.0(22)申请日2017.08.29(71)申请人浙江工业大学地址310014浙江省杭州市下城区潮王路18号浙江工业大学(72)发明人陈强张钰孙明轩何熊熊庄华亮(74)专利代理机构杭州斯可睿专利事务所有限公司33241代理人王利强(51)Int.Cl.G05B13/04(2006.01)G05D1/08(2006.01)G05D1/10(2006.01)权利要求书7页说明书17页附图6页(54)发明名称一种基于快速终端滑模的四旋翼飞行器有限时间自适应控制方法(57)摘要一种基于快速终端滑模的四旋翼飞行器有限时间自适应控制方法，适用于带有惯性不确定性以及外部扰动的四旋翼飞行器系统。发明综合考虑线性滑动模态与快速终端滑动模态，在系统滑动模态中既引入了终端吸引子，使得系统状态在有限时间收敛，又保留了线性滑模在接近平衡态时的快速性，从而可以实现系统状态在有限时间快速收敛到平衡态。发明应用了一种快速终端滑动模态对四旋翼飞行器提出了一种快速终端滑模有限时间自适应控制方法，避免了系统奇异性问题，有效抑制了抖振，对四旋翼飞行器系统存在的外部扰动和不确定具有良好的鲁棒性，并且使得系统能快速有限时间收敛。CN107688295ACN107688295A权利要求书1/7页1.一种基于快速终端滑模的四旋翼飞行器有限时间自适应控制方法，其特征在于：包括以下步骤：步骤1，分析四旋翼飞行器系统，建立四旋翼飞行器的动力学模型，初始化系统状态、采样时间和控制参数，过程如下：1.1在建立动力学模型前，我们建立两种坐标系：地面坐标系E和机体坐标系B；定义姿态角：φ、θ、ψ分别代表横滚角、俯仰角、偏航角，即机体坐标系B相对地面坐标系E分别绕x、y、z轴旋转的角度；假设飞行器是刚性的、结构完全对称的，飞行器的重心与机体坐标系原点重合，定义从机体坐标系到地面坐标系的转换矩阵如下：其中，sψ＝sinψ,sθ＝sinθ,sφ＝sinφ,cψ＝cosψ,cθ＝cosθ,cφ＝cosφ；1.2采用牛顿-欧拉法，对飞行器进行受力分析得四旋翼飞行器位置运动方程：其中,x,y,z分别表示四旋翼飞行器在地面坐标系下各轴上的位置，分别表示四旋翼飞行器在地面坐标系下各轴上的线加速度，m为飞行器的质量，UF表示四个旋翼产生的升力，mg为无人机所受的重力，g是重力加速度；将式(1)代入式(2)式得1.3四旋翼飞行器的姿态运动方程如下T其中，J＝[IxIyIz]表示飞行器机体坐标系下的转动惯量，Ix,IyIz分别代表机体坐标系各轴上转动惯量分量，×表示叉乘，τ为作用在机体上的力矩；定义Ω＝[pqr]T为机体坐标系下的角速度，p,q,r分别为机体坐标系下x、y、z轴的角速度，为地面坐标系下欧拉角速度；由坐标旋转有如下关系：式(4)展开得：2CN107688295A权利要求书2/7页其中，τx,τy,τz分别为机体坐标轴各轴上的力矩分量，由于四旋翼无人机一般处于低速飞行或悬停状态，姿态角变化较小，则认为此时，式(6)改写成：其中，四旋翼飞行器的直接控制输入量为四旋翼电机转速ωk,k＝1,2,3,4，通过调节旋翼的转速实现四旋翼控制，旋翼升力和控制力矩与四个旋翼的转速有直接关系，如式(8)所描述：其中，b为升力系数，d是扭矩系数；1.4考虑实际四旋翼飞行器系统会受到空气阻力等外界干扰影响且存在惯性不确定性，建立四旋翼飞行器的动力学模型如下：其中，Ux,Uy,Uz分别为地面坐标系下x、y、z轴上的控制力矩分量，Δfx,Δfy,Δfz,Δfφ,Δfθ,Δfψ为系统未建模项，dx,dy,dz,dφ,dθ,dψ为不确定干扰项；令3CN107688295A权利要求书3/7页假定给定偏航角期望值ψd，式(10)进行解耦计算得：其中，φd,θd分别为翻滚角、俯仰角期望值；将式(9)写成TT其中X＝[x,y,z,φ,θ,ψ],U＝[Ux,Uy,Uz,τx,τy,τz]，B＝diag{1,1,1,b1,b2,b3},diag{a,b,c…}表示对角矩阵(即指除主对角线外的元素均为零TT的方阵),D(t)＝[dx,dy,dz,dφ,dθ,dψ]，Δf(X)＝[Δfx,Δfy,Δfz,Δfφ,Δfθ,Δfψ]；步骤2，计算系统跟踪误差变量，设计快速终端滑模面，过程如下：2.1对系统误差状态变量进行如下定义：e＝X-Xd(13)T其中，Xd＝[xd,yd,zd,φd,θd,ψd]代表状态X的期望值矩阵，(xd,yd,zd)代表位置期望值；2.2根据2.1对系统误差状态变量的定义，设计一种快速终端滑模面如下：其中，i＝1,2,3,4,5,6，αi,βi为