一种四旋翼飞行器姿态的动态面输出调节控制方法技术

本发明专利技术公开了一种四旋翼飞行器姿态的动态面输出调节控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤101、建立四旋翼系统的动力学模型；步骤102、确定系统状态方程及外系统；步骤103、设计四旋翼飞行器姿态控制器；步骤104、稳定性分析；本发明专利技术针对四旋翼飞行器姿态跟踪问题，内模方法是解决不确定系统的渐近跟踪和干扰抑制问题的有效工具。由于四旋翼飞行器不可避免的受到各种外部干扰的影响，而且常常涉及姿态跟踪问题，而输出调节理论恰好可以解决这些问题。动态面控制(DSC)方法在控制律设计中利用了低通滤波器，解决了反步法中对象数学模型不可微的问题，因此避免了“计算膨胀”的产生，并降低了虚拟控制为光滑信号的要求。

【技术实现步骤摘要】
一种四旋翼飞行器姿态的动态面输出调节控制方法
本专利技术涉及无人飞行器
，特别是涉及一种四旋翼飞行器姿态的动态面输出调节控制方法。
技术介绍
四旋翼无人机具有固定翼无人机难以比拟的优点：能够适应各种环境；具备自主起飞和着陆能力，高度智能化；能以各种姿态飞行，如空中悬停、前飞、侧飞和倒飞等。这些优点使四旋翼飞行器拥有重要的军用和民用价值，其特别适合在近地面环境(如室内和丛林等)中飞行，在大气监测、搜寻营救、航拍监控、资源勘探、电力线路监测、森林防火等恶劣环境中具有广泛的应用前景；在军用方面，既能执行各种非杀伤性任务，又能执行各种硬杀伤性任务，包括侦察、监视、目标截获、诱饵、攻击等，大有可为。近年来，四旋翼的姿态研究和应用广泛受到各个方面的重视。其作为一个研究平台，可以进行姿态检测，非线性系统控制、智能控制等研究，具有非常重要的研究价值。四旋翼飞行器具有4个独立的输入，而运动具有6个自由度，是一个典型的欠驱动系统，其姿态位置控制存在耦合，姿态角的变化直接影响飞行器的位置，因此对飞行器姿态的控制直接决定飞行器控制效果。常用的姿态控制算法有PID控制，模糊控制，反步控制，滑模控制，自抗本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种四旋翼飞行器姿态的动态面输出调节控制方法；其特征在于：包括如下步骤：步骤101、建立四旋翼系统的动力学模型，具体为：针对机体刚性且严格对称的四旋翼飞行器建立数学模型：

【技术特征摘要】
1.一种四旋翼飞行器姿态的动态面输出调节控制方法；其特征在于：包括如下步骤：步骤101、建立四旋翼系统的动力学模型，具体为：针对机体刚性且严格对称的四旋翼飞行器建立数学模型：其中：x,y,z分别为地面坐标系下机体质心位置；γ,θ,ψ分别为俯仰角、滚转角、偏航角；Jx,Jy,Jz分别为机体绕x,y,z轴的转动惯量；g表示重力加速度；d1,d2,d3为作用于系统三个通道的外部扰动；U1,U2,U3,U4定义为虚拟控制量；m为质量；步骤102、确定系统状态方程及外系统：四旋翼飞行器的姿态运动方程为：取u＝v+f，系统状态方程为：其中：U2,U3,U4定义为虚拟控制量；系统的参考输入和扰动是由以下外系统产生：r(t)＝R(ω)d(t)＝D(ω)其中R(ω)表示系统参考输入，D(ω)表示系统所受外部干扰，ωii(i＝1,2)为外系统信号；ai为自定义参数；步骤103、设计四旋翼飞行器姿态控制器；四旋翼无人飞行器的内模控制器设计分为两步：第一步，将问题转化为从原输出调节问题到增广系统的镇定问题，该增广系统由原被控系统和动态补偿器组成，该动态补偿器被称为内模；第二步，处理增广系统的镇定问题，该镇定问题的可解性决定了原输出调节问题的可解性，根据这种框架，设计控制器过程如下：第一步，内模设计；计算零误差不变流形；由于非线性系统输出调节问题可解的一个必要条件是调解方程的一组偏微分方程可解，针对系统状态方程和外系统方程，使得存在一个全局定义的解x＝π(ω),u＝α(ω)，满足π1(ω)＝R(ω)＝ωi1上式建立了状态空间中一个受控不变子流形，此流形上调节误差恒为零，α(ω)是使得这个流形保持不变的输入项，此流形为受控不变的零误差流形时，输出调节的问题就变为设计误差反馈控制律使这个流形吸引；其中，R(w)为参考输入，D(w)表示非期望扰动，w为外系统信号，fi(i＝1,2)为光滑函数，Δfi(i＝1,2)为为建模动态和外界干扰的不确定项；当状态变换σ＝x-π(ω)，则系统浸入与内模变换，进行重构用于扰动抑制的前馈项α(ω)，将调节器方程的解可以表示为外部信号的多项式，并且关于解导数的零多项式存在；当存在正整数q和实数组a0,a1,…,aq-1，其多项式是Hurwitz的，使得在该条件下，具有输出α(ω)的外系统可以浸入到如下可观测系统

【专利技术属性】
技术研发人员：高强，杜梅，吉月辉，
申请(专利权)人：天津理工大学，
类型：发明
国别省市：天津,12