一种考虑输入饱和的无人直升机跟踪控制方法技术

本发明专利技术公开了一种考虑输入饱和的无人直升机跟踪控制方法，包括如下步骤：步骤1：根据牛顿

【技术实现步骤摘要】
一种考虑输入饱和的无人直升机跟踪控制方法


[0001]本专利技术涉及飞行控制
，尤其是一种考虑输入饱和的无人直升机跟踪控制方法。

技术介绍

[0002]无人机是无人驾驶飞行器的简称(Unmanned Aerial Vehicle)，可以地面遥控或自主飞行，自行推进，利用空气动力承载飞行，并可以重复使用的飞行器。与载人飞机相比，它具有体积小、造价低、使用方便、对作战环境要求低、战场生存能力强等优点，适应现代战争对减少乃至避免人员伤亡的要求。因此，各国在无人机各领域的研究投入大量人力物力。
[0003]无人直升机具有垂直起降、空中悬停与机动灵活等优点，当前主要用来执行高风险、任务环境复杂以及空中定点悬停等各种复杂任务。正是因为无人直升机独特的飞行特性，使其无论是在战场情报搜集、监视等军事领域，还是在航拍、灾情搜救等民用领域，都是固定翼无人机不能取代的。另外无人直升机还可作为技术研发实验室的空中飞行平台开展先进技术研究与验证。
[0004]小型无人直升机本身是一个非常复杂的非线性控制对象，无人直升机由于自身的阶数高、通道耦合强、开环不稳定、欠驱动等特点，飞行过程中也容易受到风力因素的影响。首先，无人直升机在运动过程中需要克服由于自身建模不确定性以及在控制过程中空气产生的扰动等因素造成的影响；同时，实际控制过程中由于执行高机动任务也会导致输入饱和问题，上述问题影响了无人直升机的控制精度以及响应速度。如何有效提高无人直升机轨迹跟踪控制精度和速度，如何保证无人直升机在执行器饱和情况下实现稳定高精度快速控制，都是无人直升机控制研究中需要解决的关键性问题。

技术实现思路

[0005]本专利技术所要解决的技术问题在于，提供一种考虑输入饱和的无人直升机跟踪控制方法，可以在克服建模不确定性的同时，处理执行器输入饱和问题，增强控制系统的抗干扰能力及鲁棒性，改善无人直升机控制系统的稳定性及动态品质。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术提供一种考虑输入饱和的无人直升机跟踪控制方法，包括如下步骤：
[0007]步骤1：根据牛顿
‑
欧拉方程建立无人直升机控制系统数学模型，并将建模不确定性及外部干扰看成总扰动；
[0008]步骤2：根据实际需求确定期望轨迹及定义误差变量，引入控制器饱和函数；
[0009]步骤3：设计抗饱和辅助系统补偿执行器输入饱和；
[0010]步骤4：采用径向基RBF神经网络逼近建模不确定性及外部干扰；
[0011]步骤5：结合滑模控制，设计抗饱和控制器，采用双闭环控制策略，使得无人直升机系统在输入饱和情况下，轨迹跟踪误差信号最终渐进收敛到原点。
[0012]优选的，步骤1中，根据牛顿
‑
欧拉方程建立无人直升机控制系统数学模型，并将建
模不确定性及外部干扰看成总扰动具体为：无人直升机控制系统数学模型如下：
[0013][0014]其中，状态P＝[x y z]T
和V＝[u v w]T
分别为无人直升机质心在惯性坐标系下的位置和速度；状态Θ＝[φ θ ψ]T
和ω＝[p q r]T
分别为无人直升机相对于机体坐标系下的姿态角及角速度向量；I
m
为转动惯量矩；d
P
,d
Θ
为建模不确定性及外部扰动合成的总扰动；m为无人直升机质量；g为重力加速度；e3＝[0 0 1]T
；机体坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵R(Θ)可表示为
[0015][0016]姿态运动描述矩阵S(Θ)为
[0017][0018]式中c
(
·
)
代表cos(
·
)，s
(
·
)
代表sin(
·
)，t
(
·
)
代表tan(
·
)。
[0019]无人直升机机体质心上受到的合力及合力矩分别表示为F
b
和Γ
b
：
[0020]F
b
＝[0 0 T]T
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0021]T＝m(
‑
g+Z
w
w+Z
col
δ
col
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
[0022][0023][0024]其中，控制输入u＝[δ
col δ
lon δ
lat δ
ped
]T
分别为旋翼总距、纵向周期变距、横向周期变距和尾桨距，L
a
,L
b
,M
a
,M
b
,N
r
,Z
w
,Z
col
,L
lat
,M
lon
,N
ped
为悬停处线性化矩阵，可以通过系统辨识得到。
[0025]优选的，步骤2中，根据实际需求确定期望轨迹及定义误差变量，引入控制器饱和函数具体为：根据实际需求确定期望轨迹及定义误差变量，如下所示：
[0026]Ξ
d
＝[x
d y
d z
d φ
d
]T
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)
[0027]x
e
＝x
‑
x
d
,y
e
＝y
‑
y
d
,z
e
＝z
‑
z
d
,ψ
e
＝ψ
‑
ψ
d
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(6)
[0028]其中，x
d
,y
d
,z
d
分别表示为无人直升机x轴方向，y轴方向，z轴方向的期望位移，ψ
d
表示无人直升机期望的偏航角；
[0029]引入控制器饱和函数，其表达式如下：
[0030][0031]Δu＝sat(u)
‑
u
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(8)
[0032]其中，u表示无人直升机控制系统的输入，sat(u)表示控制器具有饱和特性的输入，U
max
,
‑
U
max
分别代表控制器输入的上界及下界。
[0033]优选的，步骤3中，设计抗饱和辅助系统补偿执行器输入饱和具体为：为解决控制器饱和问题，定义如下辅助系统：
[0034][0035]其中，Δu＝sat(u)
‑
u如式(8)所示，ζ本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种考虑输入饱和的无人直升机跟踪控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：根据牛顿
‑
欧拉方程建立无人直升机控制系统数学模型，并将建模不确定性及外部干扰看成总扰动；步骤2：根据实际需求确定期望轨迹及定义误差变量，引入控制器饱和函数；步骤3：设计抗饱和辅助系统补偿执行器输入饱和；步骤4：采用径向基RBF神经网络逼近建模不确定性及外部干扰；步骤5：结合滑模控制，设计抗饱和控制器，采用双闭环控制策略，使得无人直升机系统在输入饱和情况下，轨迹跟踪误差信号最终渐进收敛到原点。2.如权利要求1所述的考虑输入饱和的无人直升机跟踪控制方法，其特征在于，步骤1中，根据牛顿
‑
欧拉方程建立无人直升机控制系统数学模型，并将建模不确定性及外部干扰看成总扰动具体为：无人直升机控制系统数学模型如下：其中，状态P＝[x y z]
T
和V＝[u v w]
T
分别为无人直升机质心在惯性坐标系下的位置和速度；状态Θ＝[φ θ ψ]
T
和ω＝[p q r]
T
分别为无人直升机相对于机体坐标系下的姿态角及角速度向量；I
m
为转动惯量矩；d
P
,d
Θ
为建模不确定性及外部扰动合成的总扰动；m为无人直升机质量；g为重力加速度；e3＝[0 0 1]
T
；机体坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵R(Θ)表示为姿态运动描述矩阵S(Θ)为式中c
(
·
)
代表cos(
·
)，s
(
·
)
代表sin(
·
)，t
(
·
)
代表tan(
·
)；无人直升机机体质心上受到的合力及合力矩分别表示为F
b
和Γ
b
：F
b
＝[0 0 T]
T
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)T＝m(
‑
g+Z
w
w+Z
col
δ
col
)
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(3)
其中，控制输入u＝[δ
col δ
lon δ
lat δ
ped
]
T
分别为旋翼总距、纵向周期变距、横向周期变距和尾桨距，L
a
,L
b
,M
a
,M
b
,N
r
,Z
w
,Z
col
,L
lat
,M
lon
,N
ped
为悬停处线性化矩阵，通过系统辨识得到。3.如权利要求1所述的考虑输入饱和的无人直升机跟踪控制方法，其特征在于，步骤2中，根据实际需求确定期望轨迹及定义误差变量，引入控制器饱和函数具体为：根据实际需求确定期望轨迹及定义误差变量，如下所示：Ξ
d
＝[x
d y
d z
d φ
d
]
T
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)x
e
＝x
‑
x
d
,y
e
＝y
‑
y
d
,z
e
＝z
‑
z
d
,ψ
e
＝ψ
‑<...

【专利技术属性】
技术研发人员：贺战胜，沈俊，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：