A nonlinear sliding mode four rotorhelicopter double exponential function of the position control method based on the dynamic actuator four rotor UAV system, the nonlinear sliding mode control method, a design method of four rotor nonlinear sliding mode position control system. The sliding surface design is designed to guarantee the fast and stable convergence of the system. In addition, the design of sliding surface with nonlinear function can improve the robustness and tracking precision of the system. The invention provides a nonlinear sliding mode attitude control method of four rotor aircraft based on double exponential type function, and realizes the fast and stable control of the system.
【技术实现步骤摘要】
一种基于双指数型函数的四旋翼飞行器非线性滑模位姿控制方法
本专利技术涉及一种基于双指数型函数的四旋翼飞行器非线性滑模位姿控制方法,以满足四旋翼无人机对参考输入快速准确跟踪的性能要求。
技术介绍
无人机(UnmannedAerialVehicle,UAV)是通过远程遥控或基于无人机自身传感器实现自主飞行的飞行器。随着其技术的不断成熟,已被应用于民用、军用的很多领域。无人机可以分为固定翼和旋翼两种,固定翼无人机的优点是能量效率高,因此飞行距离和时间都较长,小型滑翔机在风速不大时也比较容易控制,但是它们被设计为无人形式时,操作性较差。相比而言,旋翼无人机则具有很强的可操作性,且机动性强,能够很方便地完成起飞与降落等动作,对工作环境的要求也比较低。四旋翼无人机作为旋翼式无人机的一种,以其体积小、机动性能好、设计简单、制造成本低廉等优点,吸引了国内外大学、研究机构、公司的广泛关注。旋翼无人机非常适合用于监视、侦察等民用和军用领域。在民用领域,旋翼无人机主要被应用于抗灾救险、地面监测、高空航拍等;由于其隐蔽性髙,可靠性好,也被用于战场监控、军事侦察等军用领域。在国外无人机研究也是一大热点,其中美国航空航天局(NASA)已经研制出了十旋翼的无人驾驶飞机用于战略探测及科学研究,还开发出了可使大型无人机与有人驾驶航空器一同在国家空域内安全飞行的技术;在国内无人机研究也受到高度重视,在“十三五”规划的第五部分高端装备,第18条内容中提到:推进干支线飞机、直升机、通用飞机和无人机产业化。因此对无人机的研究具有极高的战略、科研及商业价值。滑模控制在解决系统不确定性和外部扰动方面被 ...
【技术保护点】
一种基于双指数型函数的四旋翼飞行器非线性滑模位姿控制方法,其特征在于:包括以下步骤:步骤1,建立四旋翼无人机系统的动态模型,初始化系统状态、采样时间以及控制参数,过程如下:1.1四旋翼无人机系统的动力学模型表达形式为:
【技术特征摘要】
1.一种基于双指数型函数的四旋翼飞行器非线性滑模位姿控制方法,其特征在于:包括以下步骤:步骤1,建立四旋翼无人机系统的动态模型,初始化系统状态、采样时间以及控制参数,过程如下:1.1四旋翼无人机系统的动力学模型表达形式为:其中,x、y、z分别表示无人机在惯性坐标系下三个坐标轴的位置,m表示无人机的质量,F表示作用在无人机上的合外力,包括无人机所受重力mg和四个旋翼产生的合力UF,T是从机体坐标系到惯性坐标系的转移矩阵,表达形式为:T=[T1T2T3](2)1.2无人机转动过程中的力矩平衡方程为:其中,τx、τy、τz分别代表机体坐标系上的各轴力矩分量,Ιxx、Ιyy、Ιzz分别代表机体坐标系上的各轴转动惯量分量,×表示叉乘,l、m、n分别代表机体坐标系上的各轴姿态角速度分量,分别代表机体坐标系上的各轴姿态角加速度分量;设定联立式(1)~(3),无人机的动力学模型表达为:其中分别代表模型不确定和外部干扰项;1.3根据式(4),对位置姿态关系进行解耦计算,结果如下:其中arcsin为反正弦函数,arctan为反正切函数;分别是θ1,θ2,θ3的期望值;经解耦计算后,位置与姿态角分别独立,分为两个子系统分别设计位置控制器和姿态角控制器;式(4)表示为以下形式:其中,X1=[xyzθ1θ2θ3]T,B(X)=[111b1b2b3]T,U=[UxUyUzτxτyτz]T,根据飞行器的模型对应的A11=06*6,A12=I6*6,A21=06*6,即式(6)等价于步骤2,基...
【专利技术属性】
技术研发人员:陈强,胡如海,陈凯杰,
申请(专利权)人:浙江工业大学,
类型:发明
国别省市:浙江,33
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