基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法及系统技术方案

本发明专利技术涉及自动控制技术领域，具体涉及一种基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法及系统。本发明专利技术提供了一种基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法，包括利用滑模控制法，实现对四旋翼三个姿态角回路的控制；利用ESO实现对系统总扰的实时估计；将滑模控制模型与ESO相结合，实现对四旋翼飞行器姿态的控制。本发明专利技术与现有的姿态控制方法相比，不仅能够实现四旋翼飞行器的姿态稳定，同时对姿态角指令具有良好的跟踪性能，且相对于普通的滑模控制具有更强的抗干扰能力。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及自动控制
，具体涉及一种基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法及系统。
技术介绍
四旋翼无人飞行器在军事、工业、民用领域有着广泛的用途，在侦查监视、电子干扰、武器攻击、交通监视、森林防火、地质勘探、灾害搜救、航拍成图等领域有着广泛的应用前景。上述应用均需要高精度的自动飞行控制，其中，姿态控制是四旋翼飞行器稳定飞行最为基本的控制要求。四旋翼飞行器的姿态运动具有强耦合、多变量、非线性。不确定等特点，且易受外界干扰，因此，姿态控制是其飞行控制的关键技术和难点。目前，对于四旋翼的姿态控制，有如下几种控制方法：1.基于学习的控制方法：基于模糊控制、神经网络自适应算法、鲁棒神经网络控制设计四旋翼飞行器的姿态控制器。这类控制器虽然不需要四旋翼的运动模型，但是需要大量的实验和飞行数据来训练系统，算法复杂且对硬件要求较高，且大部分研究停留在仿真阶段，没有得到实际应用。2.线性控制方法：基于PID、LQ控制方法设计四旋翼姿态控制器。该类线性控制器实现较为简单，但是当四旋翼飞行器脱离标称条件或者大范围机动时，其控制器性能会明显下降。目前也有基于自抗扰理论设计的姿态控制方法，但并未在硬件中得到实现。3.基于模型的非线性控制方法：基于反馈线性化、反步法和滑模控制设计四旋翼控制器，这类控制方法需要依靠精确的模型，在能够得到模型参数的前提下，这类方法能使四旋翼控制性能和运动范围得到增强。如滑模控制具有较好的鲁棒性，但是由于这类控制器并未对系统干扰进行实时观测，当干扰较大时，其控制效果也并不理想。因此，有必要提供一种能够实现难度小、对硬件系统要求低，且能有效增强系统刚干扰能力，实现对四旋翼飞行器姿态高品质控制的姿态控制方法。
技术实现思路
针对现有技术中的上述不足之处，本专利技术提供了一种的基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制，包括：根据模型参数推导出四旋翼飞行器动力学模型，根据所述四旋翼飞行器动力学模型构造滑模面，根据所述滑模面获取滑模控制律，以实现对四旋翼飞行器三个姿态角回路的控制；根据四旋翼的滚转角回路、俯仰角回路和偏航角回路的控制输入输出构建ESO，利用所述ESO对系统总扰动进行实时估计；采用所述滑模控制律与所述ESO相结合，以实现对所述四旋翼飞行器姿态的控制。本专利技术提供的基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法利用ESO(EXtendedStateObserver，简称ESO，中文意思为：扩张状态观测器)实现对系统总扰的实时估计，并将其与滑模控制结合，不仅能够实现四旋翼飞行器的姿态稳定，同时对姿态角指令具有良好的跟踪性能，且相对于普通的滑模控制具有更强的抗干扰能力。进一步地，四旋翼飞行器动力学模型参数包括转动惯量Jx、Jy、Jz；升力系数cT；扭矩系数cQ；电机的时间常数T。进一步地，获取所述滑模控制模型包括如下步骤：(1)将四旋翼视为刚体，则所述四旋翼飞行器姿态非线性动态方程为：φ·=p+qsinφtanθ+rcosφtanθθ·=qcosφ-rsinφψ·=secθ(qsinφ+rcosφ)]]>p·=[qr(Jy-Jz)+τφ]·1/Jxq·=[pr(Jz-Jx)+τθ]·1/Jyr·=[pq(Jx-Jy)+τψ]·1/Jz]]>其中：φ,θ,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角；p,q,r分别为本体角速度ω在本体坐标系x,y,z轴上的分量；τφ,τθ,τψ分别为三个本体轴方向的控制力矩；Jx,Jy,Jz分别为四旋翼沿着x,y,z轴方向的转动惯量；(2)将所述非线性动态方程改写为状态空间的形式：X·=f(X,U)]]>其中，U为输入矢量，X为状态矢量，具体表达式如下：状态变量：x1=φx3=θx5=ψx2=x·1=φ·x4=x·3=θ·x6=x·5=ψ·]]>输入矢量：U＝[U1U2U3]T＝[τφτθτψ]T(3)姿态角变化率与本体角速率之间的转换矩阵，在悬停或者小角度飞行情况下，作为单位矩阵，获得所述滑模控制模型：f(X,U)=φ·(Jy-Jz)Jxθ·ψ·+1JxU1θ·(Jz-Jx)Jyφ·ψ·+1JyU2ψ·(Jx-Jy)Jzφ·θ·+1JzU3]]>其中，其中:φ,θ,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角；p,q,r分别为本体角速度ω在本体坐标系x,y,z轴上的分量；τφ,τθ,τψ分别为三个本体轴方向的控制力矩；Jx,Jy,Jz分别为四旋翼沿着x,y,z轴方向的转动惯量。进一步地，在根据模型参数推导出四旋翼飞行器动力学模型，根据所述四旋翼飞行器动力学模型构造滑模面的过程中，构造的滑模面为获得的滑模控制律为：U1=(Jz-Jy)x4x6-Jx(α12z1+k1sign(s2)+k2s2-x··1d)]]>U2=(Jx-Jz)x2x6-Jy(α22z3+k3sign(s3)+k4s3-x··3d)]]>U3=(Jy-Jx)x2x4-Jz(α32z5+k5sign(s4)+k6s4-x··5d)]]>其中，z3=x3d-x3s3=x4-x·3d-α2z3z5=x5d-x5s4=x6-x·5d-α3z5]]>其中，sign代表符号函数，用近似的连续饱和函数sat(s)来替代所述符号函数；函数表达式为：sat(s)＝s/(|s|+e)e∈[0,1]，取e＝0.5；构造二阶滤波器：其中，为输入值，Xc为输出值。由此，得到在时域中的表达式：选取阻尼比ξ＝0.8，自然频率ωn＝4.375。进一步地，在根据四旋翼的滚转角回路、俯仰角回路和偏航角回路的控制输入输出构建ESO的过程中，e=z1-yz·1=z2-β01ez·2=z3-β02fal(e,a1,h)+b0U1z·3=-β03fal(e,a2,h)]]>其中，b0为控制量系数1/Jx，选择预设的参数β01,β02,β03和ai(i＝1,2)，令a1＝0.5,a2＝0.本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法，其特征在于，包括：根据四旋翼飞行器动力学模型参数推导出四旋翼飞行器动力学模型，根据所述四旋翼飞行器动力学模型构造滑模面，根据所述滑模面获取滑模控制律，以实现对四旋翼飞行器三个姿态角回路的控制；根据四旋翼的滚转角回路、俯仰角回路和偏航角回路的控制输入输出构建ESO，利用所述ESO对系统总扰动进行实时估计；采用所述滑模控制律与所述ESO相结合，以实现对所述四旋翼飞行器姿态的控制。

【技术特征摘要】
1.一种基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法，其特征在于，包括：根据四旋翼飞行器动力学模型参数推导出四旋翼飞行器动力学模型，根据所述四旋翼飞行器动力学模型构造滑模面，根据所述滑模面获取滑模控制律，以实现对四旋翼飞行器三个姿态角回路的控制；根据四旋翼的滚转角回路、俯仰角回路和偏航角回路的控制输入输出构建ESO，利用所述ESO对系统总扰动进行实时估计；采用所述滑模控制律与所述ESO相结合，以实现对所述四旋翼飞行器姿态的控制。2.根据权利要求1所述的基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法，其特征在于，所述四旋翼飞行器动力学模型参数包括转动惯量Jx、Jy、Jz；升力系数cT；扭矩系数cQ；电机的时间常数T。3.根据权利要求1所述的基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法，其特征在于，获取所述滑模控制模型包括如下步骤：(1)将四旋翼视为刚体，则所述四旋翼飞行器姿态非线性动态方程为：φ·=p+qsinφtanθ+rcosφtanθθ·=qcosφ-rsinφψ·=secθ(qsinφ+rcosφ)]]>p·=[qr(Jy-Jz)+τφ]·1/Jxq·=[pr(Jz-Jx)+τθ]·1/Jyr·=[pq(Jx-Jy)+τψ]·1/Jz]]>其中:φ,θ,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角；p,q,r分别为本体角速度ω在本体坐标系x,y,z轴上的分量；τφ,τθ,τψ分别为三个本体轴方向的控制力矩；Jx,Jy,Jz分别为四旋翼沿着x,y,z轴方向的转动惯量；(2)将所述非线性动态方程改写为状态空间的形式：X·=f(X,U)]]>其中，U为输入矢量，X为状态矢量，具体表达式如下：状态变量：x1＝φx3＝θx5＝ψx2=x·1=φ·x4=x·3=θ·x6=x·5=ψ·]]>输入矢量：U＝[U1U2U3]T＝[τφτθτψ]T(3)姿态角变化率与本体角速率之间的转换矩阵，在悬停或者小角度飞行情况下，作为单位矩阵，获得所述滑模控制模型：f(X,U)=φ·(Jy-Jz)Jxθ·ψ·+1JxU1θ·(Jz-Jx)Jyφ·ψ·+1JyU2ψ·(Jx-Jy)Jzφ·θ·+1JzU3]]>其中，φ,θ,ψ分别为滚转角、俯仰角、偏航角；p,q,r分别为本体角速度ω在本体坐标系x,y,z轴上的分量；τφ,τθ,τψ分别为三个本体轴方向的控制力矩；Jx,Jy,Jz分别为四旋翼沿着x,y,z轴方向的转动惯量。4.根据权利要求1所述的基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法，其特征在于，在根据模型参数推导出四旋翼飞行器动力学模型，根据所述四旋翼飞行器动力学模型构造滑模面的过程中，构造的滑模面为获得的滑模控制律为：U1=(Jz-Jy)x4x6-Jx(α12z1+k1sign(s2)+k2s2-x··1d)]]>U2=(Jx-Jz)x2x6-Jy(α22z3+k3sign(s3)+k4s3-x··3d)]]>U3=(Jy-Jx)x2x4-Jz(α32z5+k5sign(s4)+k6s4-x··5d)]]>其中，z3=x3d-x3s3=x4-x·3d-α2z3z5=x5d-x5s4=x6-x·5d-α3z5]]>其中，sign代表符号函数，用近似的连续饱和函数sat(s)来替代所述符号函数；函数表达式为：sat(s)＝s/(|s|+e)e∈[0,1]，取e＝0.5；构造二阶滤波器：其中，为输入值，Xc为输出值。由此，得到在时域中的表达式：选取阻尼比ξ＝0.8，自然频率ωn＝4.375。5.根据权利要求1所述的基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法，其特征在于，在根据四旋翼的滚转角回路、俯仰角回路和偏航角回路的控制输入输出构建ESO的过程中，e=z1-yz·1=z2-β01ez·2=z3-β02fal(e,a1,h)+b0U1z·3=-β03fal(e,a2,h)]]>其中，b0为控制量系数1/Jx，选择预设的参数β01,β02,β03和ai(i＝1,2)，令a1＝0.5,a2＝0.25。6.根据权利要求1所述的基于滑模控制律和ESO的四旋翼飞行器姿态控制方法，其特征在于，在采用所述滑模控制律与所述ESO相结合的过程中，e=z1φ-x1z·1φ=z2φ-β01ez·2φ=z3φ-β02fal(e,0.5,h)+(1/Jx)U1z·3φ=-β03fal(e,0.25,h)U1=(Jz-Jy)x4x6-Jx(α12z1+k1sat(s2)+k2s2-x··1d)-Jxz3φ]]>同理，得到其他两个姿态回路的控制输出为：U2=(Jx-Jz)x2x6-Jy(α22z3+k3sat(s3)+k4s3-x··3d)-Jyz3θ]]>U3=(Jy-Jx)x2x4-Jz(α32z5+k5sat(s4)+k6s4-x··5d)-Jzz3ψ]]>其中，z3φ,z3θ,z3ψ分别为滚转角回路、俯仰角回路和偏航角回路的ESO得到的被扩张状态量。7.一种...

【专利技术属性】
技术研发人员：尹亮亮，龙诗科，李少斌，张羽，
申请(专利权)人：上海拓攻机器人有限公司，
类型：发明
国别省市：上海;31