基于双曲正弦增强型指数趋近律和快速终端滑模面的四旋翼飞行器有限时间控制方法技术

一种基于双曲正弦增强型指数趋近律和快速终端滑模面的四旋翼飞行器有限时间控制方法，包括以下步骤：步骤1，确定从基于四旋翼飞行器的机体坐标系到基于地球的惯性坐标系的转移矩阵；步骤2，根据牛顿欧拉公式分析四旋翼飞行器动力学模型；步骤3，计算跟踪误差，根据快速终端滑模面以及其一阶导数设计控制器。针对四旋翼飞行器系统，结合基于双曲正弦增强型指数趋近律滑模控制以及快速终端滑模控制，不但能在远离滑模面时能增加趋近速度，并且能减小抖振，提高系统的快速性和鲁棒性，实现快速稳定控制，同时能实现跟踪误差的有限时间控制，解决了传统滑模面中只有当时间趋于无穷，跟踪误差才趋向0的问题。

Finite-time control method for Four-rotor aircraft based on hyperbolic sinusoidal enhanced exponential reaching law and fast terminal sliding surface

A finite-time control method for Four-rotor aircraft based on hyperbolic sinusoidal enhanced exponential reaching law and fast terminal sliding surface is proposed. The steps are as follows: 1. Determining the transfer matrix from the body coordinate system of a Four-rotor aircraft to the earth-based inertial coordinate system; 2. Analyzing the Four-rotor system according to Newton-Euler formula. Dynamic model of wing aircraft; Step 3, calculating tracking error, designing controller according to fast terminal sliding surface and its first derivative. For a Four-rotor aircraft system, the combination of sliding mode control based on hyperbolic sinusoidal enhanced exponential reaching law and fast terminal sliding mode control can not only increase the reaching speed far from the sliding surface, but also reduce the chattering, improve the rapidity and robustness of the system, achieve fast and stable control, and achieve tracking error. The finite time control solves the problem that the tracking error tends to zero only when the time tends to infinity in the traditional sliding surface.

【技术实现步骤摘要】
基于双曲正弦增强型指数趋近律和快速终端滑模面的四旋翼飞行器有限时间控制方法
本专利技术涉及一种基于双曲正弦增强型指数趋近律和快速终端滑模面的四旋翼飞行器有限时间控制方法。
技术介绍
四旋翼飞行器由于结构简单、机动性强、飞行方式独特的特点引起了国内外学者以及科研机构的广泛关注，并迅速成为目前国际上研究的热点之一。相比固定翼飞行器，旋翼飞行器可以垂直升降，对环境要求低，不需要跑道，降低了成本，有着巨大的商业价值。飞行器的发展使许多危险的高空作业变得轻松安全，在军事方面给其他国家造成威慑，在民用方面使工作效率大大增加。四旋翼飞行器具有较强的灵活性，可随时实现运动和悬停的快速过渡，并且能以较小的损坏风险胜任更具挑战性的飞行任务。在科学研究领域，由于四旋翼飞行器具有非线性、欠驱动、强耦合的动态特性，研究人员常将其作为理论研究、方法验证的实验载体。依托小型四旋翼飞行器，搭建飞行器飞行控制系统，进行飞行器高性能运动控制研究，是当前学术界的热点研究领域。趋近律滑模控制的特点是可以实现不连续控制，滑动模态是可设计的，而且与系统参数及扰动没有关联。趋近律滑模不仅可以合理设计到达滑模面的速度，减小趋近阶段本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于双曲正弦增强型指数趋近律和快速终端滑模面的四旋翼飞行器有限时间控制方法，其特征在于，所述控制方法包括以下步骤：步骤1，确定从基于四旋翼飞行器的机体坐标系到基于地球的惯性坐标系的转移矩阵；

【技术特征摘要】
1.一种基于双曲正弦增强型指数趋近律和快速终端滑模面的四旋翼飞行器有限时间控制方法，其特征在于，所述控制方法包括以下步骤：步骤1，确定从基于四旋翼飞行器的机体坐标系到基于地球的惯性坐标系的转移矩阵；其中ψ、θ、φ分别是飞行器的偏航角、俯仰角、翻滚角，表示飞行器绕依次惯性坐标系各轴旋转的角度，Tψ表示ψ的转移矩阵，Tθ表示θ的转移矩阵，Tφ表示φ的转移矩阵；步骤2，根据牛顿欧拉公式分析四旋翼飞行器动力学模型，过程如下：2.1，平动过程中有：其中x、y、z分别表示四旋翼在惯性坐标系下的位置，m表示飞行器的质量，g表示重力加速度，mg表示四旋翼所受重力，四个旋翼产生的合力Ur；2.2，转动过程中有：其中τx、τy、τz分别代表机体坐标系上的各轴力矩分量，Ixx、Iyy、Izz分别代表机体坐标系上的各轴转动惯量分量，×表示叉乘，wp、wq、wr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；考虑到飞行器处于低速飞行或者悬停状态下，认为则转动过程中式(3)表示为式(4)2.3，联立式(1)，(2)，(4)，得飞行器的动力学模型如式(5)所示其中Ux、Uy、Uz分别为三个位置控制器的输入量；根据式(5)，对位置姿态关系进行解耦计算，结果如下：其中φd为φ的期望信号值，θd为θ的期望信号值，ψd为ψ的期望信号值，arcsin函数是反正弦函数，arctan函数是反正切函数；式(5)也可写成矩阵形式，如下：其中X1＝[x,y,z,φ,θ,ψ]T,B(X)＝diag(1,1,1,b1,b2,b3),U＝[Ux,Uy,Uz,τx,τy,τz]T；步骤3...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈强，陈凯杰，陶玫玲，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