一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法技术

本发明专利技术提供了一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，针对四旋翼无人飞行器的工作原理，建立四旋翼姿态角的数学模型，得到四旋翼无人飞行器的动态耦合模型，然后同时考虑作用在四旋翼无人飞行器的外部扰动，对动态耦合进行解耦处理；根据分离定理和解耦后的四旋翼姿态角数学模型，设计改进的自抗扰控制器组合，通过输入四旋翼无人飞行器的实时姿态角，所述改进的自抗扰控制器组合输出下一刻四旋翼无人飞行器的姿态角控制输出，用来使四旋翼无人飞行器沿着既定的轨迹进行飞行。本发明专利技术的有益效果是：提高了四旋翼无人飞行器的抗干扰能力和飞行精度。扰能力和飞行精度。扰能力和飞行精度。

【技术实现步骤摘要】
一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法


[0001]本专利技术涉及无人机领域，尤其涉及一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法。

技术介绍

[0002]近年来，四旋翼无人飞行器的姿态控制研究受到了众多科技公司以及高校的广泛关注。四旋翼无人飞行器是一种具有四个控制输入和六个控制输出的欠驱动旋翼式直升机，它作为旋翼类无人机的典型，具有机械结构简单、垂直起降、空中悬停、机动灵活的优点，被广泛的应用于民用和军事等领域。在民用领域，四旋翼无人飞行器可用于监视、勘探测绘、电力巡检和维护、物体捕获等任务，有效的提高了工作效率以及降低了人工作业的风险；在军事领域，四旋翼无人飞行器可用于情报获取、低空军事侦察、目标精准打击和火力支援等危险任务的执行。另一方面，由于四旋翼无人飞行器系统模型具有非线性、欠驱动、强耦合以及静不稳定的动态特性，给控制器的设计带来了巨大的挑战。目前，针对四旋翼的姿态控制，主要的控制方法有PID控制、反步法控制、滑模控制、自适应控制等，这些研究方法虽然都已经取得了一定的进展，但对模型的依赖程度较高，并且抗干扰能力较差。
[0003]自抗扰控制技术(active disturbance rejection control,ADRC)由韩京清教授提出，它不依赖于精确的系统模型，而是一种依靠过程误差来消除误差的方法，具有响应速度快、控制精度高、抗干扰能力强、算法简单且易于实现等优点，可以比较有效的解决复杂不确定系统的控制问题。经典的ADRC由跟踪微分器、扩张状态观测器和非线性误差反馈三部分组成。该控制器通过跟踪微分器为指令安排过渡过程；利用扩张状态观测器对作用于系统的“总扰动”进行估计，并依据估计值进行动态补偿，消除扰动对控制系统的影响；最后，通过非线性状态误差反馈控制律计算得出控制量。但是传统ADRC中的扩张状态观测器为李雅普诺夫渐近稳定以及存在收敛速度不能保证的缺点。

技术实现思路

[0004]为了解决上述问题，本专利技术提供了一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，通过设计高阶滑模观测器代替经典ADRC中的扩张状态观测器，将滚动、偏航和俯仰通道间的动态耦合部分视为内部干扰，同时考虑作用在四旋翼系统上的外部扰动，对内部扰动与外部扰动构成的“总扰动”进行动态估计与补偿，并采用新的非线性函数对传统ADRC的非线性反馈控制构造进行改进。改进后的自抗扰控制器克服了传统ADRC中扩张状态观测器存在的缺点，使得抗干扰能力强，能够更好的实现四旋翼无人飞行器的轨迹跟踪控制。一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，主要包括以下步骤：
[0005]S1：针对四旋翼无人飞行器的工作原理，建立四旋翼姿态角的数学模型，得到四旋翼无人飞行器的横滚通道、俯仰通道和偏航通道的动态耦合；
[0006]S2：以上述横滚通道、俯仰通道和偏航通道的动态耦合作为四旋翼无人飞行器的内部扰动，同时基于四旋翼无人飞行器受到的外部扰动，对上述动态耦合进行解耦处理；
[0007]S3：根据分离定理和解耦后的四旋翼姿态角数学模型，设计改进的自抗扰控制器组合，所述改进的自抗扰控制器组合包括横滚通道、俯仰通道和偏航通道的控制器，由3个改进的自抗扰控制器组成，每个改进的自抗扰控制器由跟踪微分器、高阶滑模观测器和非线性误差反馈控制律三部分组成；
[0008]S4：通过输入四旋翼无人飞行器的实时姿态角，所述改进的自抗扰控制器组合输出下一刻四旋翼无人飞行器的姿态角控制输出，用来使四旋翼无人飞行器沿着既定的轨迹进行飞行。
[0009]进一步地，所述四旋翼姿态角的数学模型为
[0010][0011]其中，姿态角[φ,θ,ψ]T
中φ、θ、ψ分别为滚动角、俯仰角和偏航角，J
p
为四旋翼绕电机的转动惯量，k1,k2,k3分别代表四旋翼绕各轴受到的阻力系数，Ω
r
＝-w1+w
2-w3+w4，w
i
(i＝1,2,3,4)表示第i个旋翼的转速，I＝diag{I
x
,I
y
,I
z
} 为机体坐标系下的转动惯量阵，u1,u2,u3分别表示四旋翼无人飞行器的横滚通道、俯仰通道和偏航通道的控制输出。
[0012]进一步地，解耦处理后，四旋翼姿态角的数学模型为：
[0013][0014]其中，f
i
(1＝1,2,3)是作用于四旋翼系统各通道的内部扰动和外部扰动的总和，且d
φ
，d
θ
，d
ψ
分别表示作用于横滚通道、俯仰通道、偏航通道的外部扰动，[φ,θ,ψ]T
中φ、θ、ψ分别为滚动角、俯仰角和偏航角，J
p
为四旋翼绕电机的转动惯量，Ω
r
＝-w1+w
2-w3+w4，w
i
(i＝1,2,3,4) 表示第i个旋翼的转速，I＝diag{I
x
,I
y
,I
z
}为机体坐标系下的转动惯量阵， k1,k2,k3分别代表四旋翼绕各轴受到的阻力系数。
[0015]进一步地，所述跟踪微分器为：
[0016][0017]其中，θ
d
为俯仰角的设定值，θ
d1
为过渡过程，θ
d2
为提取俯仰角的微分信号，r 表示该跟踪微分器对输入信号的跟踪速度，h为运算步长，fhan(x1,x2,r,h)为最速控制综合函数。
[0018]进一步地，所述高阶滑模观测器为：
[0019][0020]其中，z1为观测器对俯仰角θ的观测值，z2为俯仰角加速度的观测值，z3为俯仰通道“总扰动”的观测值，b＝1/I
y
，L为利普希茨常数，且L＞0，sign(
·
)为符号函数，β
i
(i＝1,2,3)为观测器可调参数。
[0021]进一步地，所述非线性误差反馈控制律为：
[0022][0023]其中，e1为俯仰角误差，e2为俯仰角速度误差，z1为观测器对俯仰角θ的观测值， z2为俯仰角加速度的观测值，z3为俯仰通道“总扰动”的观测值，α
i
决定了非线性函数的形状，η
i
决定了非线性函数的范围，γ决定了非线性函数的中心位置，β
01
，β
02
为控制器可调增益，新的非线性函数newfal(
·
)的表达式为：
[0024][0025]本专利技术提供的技术方案带来的有益效果是：提高了四旋翼无人飞行器的抗干扰能力和飞行精度。
附图说明
[0026]下面将结合附图及实施例对本专利技术作进一步说明，附图中：
[0027]图1是本专利技术实施例中一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法的流程图；
[0028]图2是本专利技术实施例中四旋翼无人飞行器动力学模型；
[0029]图3是本专利技术实施例中四旋翼无人飞行器双闭环控本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：S1：针对四旋翼无人飞行器的工作原理，建立四旋翼姿态角的数学模型，得到四旋翼无人飞行器的横滚通道、俯仰通道和偏航通道的动态耦合；S2：将以上述横滚通道、俯仰通道和偏航通道的动态耦合视为四旋翼无人飞行器的内部扰动，同时基于四旋翼无人飞行器受到的外部扰动，对上述动态耦合进行解耦处理；S3：根据分离定理和解耦后的四旋翼姿态角数学模型，设计改进的自抗扰控制器组合，所述改进的自抗扰控制器组合由3个改进的自抗扰控制器组成，包括横滚通道、俯仰通道和偏航通道的控制器，每个改进的自抗扰控制器由跟踪微分器、高阶滑模观测器和非线性误差反馈控制律三部分组成；S4：通过输入四旋翼无人飞行器的实时姿态角，所述改进的自抗扰控制器组合输出下一刻四旋翼无人飞行器的姿态角控制输出，用来使四旋翼无人飞行器沿着既定的轨迹进行飞行。2.如权利要求1所述的一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，其特征在于：步骤S1中，所述四旋翼姿态角的数学模型为其中，姿态角[φ,θ,ψ]
T
中φ、θ、ψ分别为滚动角、俯仰角和偏航角，J
p
为四旋翼绕电机的转动惯量，k1,k2,k3分别代表四旋翼绕各轴受到的阻力系数，Ω
r
＝-w1+w
2-w3+w4，w
i
(i＝1,2,3,4)表示第i个旋翼的转速，I＝diag{I
x
,I
y
,I
z
}为机体坐标系下的转动惯量阵，u1,u2,u3分别表示四旋翼无人飞行器的横滚通道、俯仰通道和偏航通道的控制输出。3.如权利要求1所述的一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，其特征在于：步骤S2中，解耦处理后，四旋翼姿态角的数学模型为：其中，f
i
(1＝1,2,3)是作用于四旋翼系统各通道的内部扰动和外部扰动的总和，且d
φ
，d
θ
，d
ψ
分别表示作用于横滚通道、俯仰...

【专利技术属性】
技术研发人员：贾茹茹，宗小峰，
申请(专利权)人：中国地质大学武汉，
类型：发明
国别省市：