An output-constrained control method for quad-rotor aircraft based on asymmetric time-varying logarithmic tangent complex constrained Lyapunov function is proposed. For the dynamic system of quad-rotor aircraft, an asymmetric time-varying logarithmic tangent complex constrained Lyapunov function is selected and an asymmetric time-varying logarithmic tangent compound is designed. Constrained output control method for four rotor aircraft with Lyapunov function constraint. The Lyapunov function with asymmetric time-varying logarithmic tangent constraints is designed to ensure that the output of the system can be limited to a certain range, avoid overshoot and reduce the arrival time. Thereby improving the dynamic response performance of the four rotor aircraft system. The invention provides an output limited control method for a Four-rotor aircraft based on an asymmetrical time-varying logarithmic tangent constrained Lyapunov function, so that the system has a better dynamic response process.
【技术实现步骤摘要】
基于非对称时变对数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法
本专利技术涉及一种基于非对称时变对数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法,使四旋翼飞行器系统有较好的动态响应过程。
技术介绍
四旋翼飞行器作为旋翼式飞行器的一种,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。然而,由于四旋翼飞行器体积小且重量轻,飞行中易受到外部干扰,如何实现对四旋翼飞行器的高性能运动控制已经成为一个热点问题。针对四旋翼飞行器的控制问题,存在很多控制方法,例如PID控制、自抗扰控制、滑模控制、反步控制等。其中反步控制已经广泛应用于非线性系统,其优点包括响应速度快、实施方便、对系统不确定和外部干扰的鲁棒性等。传统的反步控制,只是考虑了四旋翼飞行器的稳态性能,并没有过多地关注其瞬态响应性能。因此,传统的反步控制方法使得四旋翼飞行器系统在实际情况中的应用有很大阻碍。为解决这一问题,基于约束李雅普诺夫函数的反步控制方法被提出,这种方法在实际情况中能够有效地改善四旋翼飞行器系统的瞬态性能。
技术实现思路
为了改善四旋翼飞行器系统瞬态性能,本专利技术提供了一种基于非对称时变对数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法,减少了超调量和超调时间,使四旋翼飞行器系统具有一个良好的动态响应性能。为了解决上述技术问题提出的技术方案如下:一种基于非对称时变对数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法,包括以下步骤:步骤1,建立四旋翼飞行器系统的动态模型,设定系统的初始值、采样时间以及 ...
【技术保护点】
1.一种基于非对称时变对数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法,其特征在于,所述方法包括以下步骤:步骤1,建立四旋翼飞行器系统的动态模型,设定系统的初始值、采样时间以及控制参数,过程如下:1.1确定从基于四旋翼飞行器系统的机体坐标系到基于地球的惯性坐标的转移矩阵T:
【技术特征摘要】
1.一种基于非对称时变对数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法,其特征在于,所述方法包括以下步骤:步骤1,建立四旋翼飞行器系统的动态模型,设定系统的初始值、采样时间以及控制参数,过程如下:1.1确定从基于四旋翼飞行器系统的机体坐标系到基于地球的惯性坐标的转移矩阵T:其中,φ,θ,ψ分别是四旋翼飞行器的翻滚角、俯仰角、偏航角,表示飞行器依次绕惯性坐标系的各坐标轴旋转的角度;1.2四旋翼飞行器平动过程中的动态模型如下:其中,x,y,z分别表示四旋翼飞行器在惯性坐标系下的三个位置,Uf表示四旋翼飞行器的输入力矩,m为四旋翼飞行器的质量,g表示重力加速度;将式(1)代入式(2)得:1.3四旋翼飞行器转动过程中的动态模型为:其中,τx,τy,τz分别代表机体坐标系上各个轴的力矩分量,Ixx,Iyy,Izz分别表示机体坐标系下的各个轴的转动惯量的分量,×表示叉乘,ωp表示翻滚角速度,ωq表示俯仰角速度,ωr表示偏航角速度,表示翻滚角加速度,表示俯仰角加速度,表示偏航角加速度;考虑到飞行器处于低速飞行或者悬停状态,认为因此式(4)改写为:联立式(3)和式(5),得到四旋翼飞行器的动力学模型为:其中,ux=cosφsinθcosψ+sinφsinψ,uy=cosφsinθsinψ-sinφcosψ;1.4根据式(6),定义φ,θ的期望值分别为:其中,φd为φ的期望信号值,θd为θ期望信号值,arcsin为反正弦函数;步骤2,在每一个采样时刻,计算位置跟踪误差及其一阶导数;计算姿态角跟踪误差及其一阶导数;设计位置和姿态角控制器,过程如下:2.1定义z跟踪误差及其一阶导数:其中,zd表示z的期望信号;2.2定义q1:2.3设计约束李雅普诺夫函数V11:其中,Ka1,Kb1为时变参数:2.4求解式(10)一阶导数,得:其中,α1为虚拟控制量,其表达式为:其中,k11,β1为正常数;将...
【专利技术属性】
技术研发人员:陈强,胡忠君,施卉辉,胡轶,吴春,
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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