一种四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法技术

本发明专利技术公开了一种四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法，所述四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法包括在四旋翼无人机是质量均匀、轴对称缸体、四套电机和轩逸参数均一致的条件下，建立无人机的绕质心运动方程，表示出状态空间方程；根据无人机的状态空间方程、双观测器自抗扰工作原理及双极型S曲线函数设计参考信号观测器式；根据无人机的状态空间方程及双观测器自抗扰工作原理设计扰动观测器式；根据双极型S曲线函数设计非线性反馈控制律；具有在线调解参数少，简化控制器设计和使用等优点。制器设计和使用等优点。制器设计和使用等优点。

【技术实现步骤摘要】
一种四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法


[0001]本专利技术涉及四翼无人机控制方法
，尤其涉及一种四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法。

技术介绍

[0002]四旋翼无人机（UAV）具有非线性、干扰敏感和强耦合等复杂控制问题，研究合适的控制算法成为提高四旋翼无人机控制性能的关键。目前，四旋翼无人机姿态控制方法主要有分为两大类，模型类和无模型类。前者模型类主要有：反步法、滑模控制法、自适应控制法、鲁棒算法、神经网络控制算法等。此类方法依赖精确的四旋翼无人机动力学模型，难以解决四旋翼无人机模型参数不确定性和外部扰动的带来的消极影响。第二类，无模型主要有PID控制、无模型控制等，此类方法不依赖四旋翼机动力学模型。其中，PID控制因其结构简单，控制可靠，在四旋翼无人机中应用最为广泛。但PID属于被动控制，当系统受到外部扰动，或运行工况发生改变时需要重新调节参数。针对其缺陷，韩京清教授提出了自抗扰控制器（ADRC）。自抗扰控制继承了PID无模型控制优点，并克服了速度与稳定性的矛盾。
[0003]自抗扰控制主要核心思想是采用观测器在线实时观测并补偿内部模型不确定性和外部扰动，消除系统因模型不确定性和复杂外部扰动带来的不稳定因素，达到主动抗扰动的功能。同时，非线性状态误差反馈（NLSEF）不依赖系统精确数学模型，且其特殊的非线性结构实现了“控制初期大误差，小增益；控制末期小误差，大增益”的性能。近年来，自抗扰控制思想也应用在了四旋翼无人机姿态控制中。
[0004]而常规自抗扰非线性函数为分段函数存在调节参数多的问题，所以提供一种四旋翼无人机航迹倾角的改进及自抗干扰控制方法，能够解决上述问题。

技术实现思路

[0005]本专利技术所要解决的技术问题在于，现有的模型类控制方法依赖精确的四旋翼无人机动力学模型，难以解决四旋翼无人机模型参数不确定性和外部扰动的带来的消极影响；现有的无模型类控制方法大多采用PID，但是PID属于被动控制，当系统受到外部扰动，或运行工况发生改变时需要重新调节参数；常规自抗扰非线性函数为分段函数存在调节参数多的问题；所以提供一种四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法，所述四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法包括：在四旋翼无人机是质量均匀、轴对称缸体、四套电机和轩逸参数均一致的条件下，建立无人机的绕质心运动方程为：
令，，可表示为状态空间方程：根据无人机的状态空间方程、双观测器自抗扰工作原理及双极型S曲线函数表达式为Dsig(x)=(2/(1+exp (
‑
ax)))
‑
1设计参考信号观测器式为：根据无人机的状态空间方程及双观测器自抗扰工作原理设计扰动观测器式如下：根据双极型S曲线函数设计非线性反馈控制律为：。
[0006]进一步地，所述：为三轴转动惯量；分别为滚转角、俯仰角和偏航角；L是旋翼中心到坐标原点的距离；是各轴阻力系数；是各轴扰动信号；是控制信号。
[0007]进一步地，状态空间方程中：
为系统控制输入。是系统控制输出。B为系统输入矩阵。
[0008]进一步地，。
[0009]进一步地，。
[0010]进一步地，参考信号观测器式中： 分别是参考信号的跟踪值和微分信号；为双极型S函数；是的估计值；为参考信号观测器的滤波误差；。
[0011]进一步地，扰动观测器式中：为正定常数。 为扰动观测器的观测误差：为扰动观测器的观测误差：分别是的观测信号；是的估计值，一般取。
[0012]实施本专利技术，具有如下有益效果：1.本专利技术采用双极S型函数建立自抗扰参考信号跟踪模块、观测器模块、非线性误差反馈模块，在线调节参数只有一个，较常规自抗扰少，简化了控制器的设计和使用难度。
[0013]2.本专利技术采用双观测器建立自抗扰控制，实现了双反馈控制，提高了反馈控制效果。利用双极S型函数建立误差反馈控制律，能够实现大误差、小增益的特点。
附图说明
[0014]图1是本专利技术的双观测器自抗扰工作原理图；图2 是本专利技术双极S型曲线函数图；图3（a）是本专利技术四旋翼无人机航迹角控制仿真结果中的控制输出曲线对比图；图3（b）是本专利技术四旋翼无人机航迹角控制仿真结果中的扰动观测器跟踪误差曲
线；图4（a）是本专利技术未加入外部扰动的偏航角的仿真实验结果图；图4（b）是本专利技术未加入外部扰动的俯仰角的仿真实验结果图；图4（c）是本专利技术未加入外部扰动的横滚角的仿真实验结果图；图5（a）是本专利技术观测器ESO
11
的偏航角的跟踪效果图；图5（b）是本专利技术观测器ESO
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的俯仰角的跟踪效果图；图5（c）是本专利技术观测器ESO
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的横滚角的跟踪效果图。
[0015]具体实施方式
[0016]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
实施例
[0017]请参阅说明书附图1，本实施例中所要解决的技术问题在于，现有的模型类控制方法依赖精确的四旋翼无人机动力学模型，难以解决四旋翼无人机模型参数不确定性和外部扰动的带来的消极影响；现有的无模型类控制方法大多采用PID，但是PID属于被动控制，当系统受到外部扰动，或运行工况发生改变时需要重新调节参数；常规自抗扰非线性函数为分段函数存在调节参数多的问题；所以提供一种四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法，所述四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法包括：设计了四旋翼无人机的姿态控制数学模型；然后，设计基于双观测器的自抗扰控制器；最后，自抗扰改进方法应用在四旋翼无人机姿态控制中，研究控制效果。
[0018]1 四旋翼无人机数学模型因四旋翼无人机的模型不确定性和多扰动的特性，建立精确数学模型难以实现。因此本专利技术提出了如下假设：四旋翼无人机是质量均匀、轴对称的刚体，四套电机、旋翼参数均一致。因此，无人机其绕质心的运动方程可近似表述为：（1）式中，为三轴转动惯量。分别为滚转角、俯仰角和偏航角。L是旋翼中心到坐标原点的距离。是各轴阻力系数。是各轴扰动信号。是控制信号。
[0019]令，，式（1）可表示为状态空间方程：
ꢀꢀ
(2)式中，为系统控制输入。是系统控制输出。B为系统输入矩阵。其中：(3)（4）2 改进型自抗扰控制设计以横滚单通道为例，由公式（2）可知，为二阶系统。其双观测器自抗扰工作原理如图1所示。
[0020]2.1 参考信号观测器设计通常使用微分器实现过渡过程，微分器常用非线性函数为分段函数，在过渡点容易引起振动；参数调节多，且主要依靠经验法，导致理论分析困难。因此本专利技术采用参考信号观测器替代微分器，原理如图1所示。针对常用观测器也是采用非线性分段函数，具有微分器类似问题。本专利技术采用双极型S函数替代观测器常用Fal(本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法，其特征在于，包括：在四旋翼无人机是质量均匀、轴对称缸体、四套电机和轩逸参数均一致的条件下，建立无人机的绕质心运动方程为：令，，可表示为状态空间方程：根据无人机的状态空间方程、双观测器自抗扰工作原理及双极型S曲线函数表达式为Dsig(x)=(2/(1+exp (
‑
ax)))
‑
1设计参考信号观测器式为：根据无人机的状态空间方程及双观测器自抗扰工作原理设计扰动观测器式如下：根据双极型S曲线函数设计非线性反馈控制律为：。2.根据权利要求1所述的四旋翼无人机航迹倾角的改进自抗干扰控制方法，其特征在于，所述：为三轴转动惯量；分别为滚转角、俯仰角和偏航角；L是旋翼中心到坐标原点的距离；是各轴阻力系数；是各轴扰动信号；是控制信号。...

【专利技术属性】
技术研发人员：苏娟，魏昕，
申请(专利权)人：江苏航运职业技术学院，
类型：发明
国别省市：