一种过驱动四旋翼飞行器实验平台姿态跟踪鲁棒控制方法技术

本发明专利技术公开了一种过驱动四旋翼飞行器实验平台姿态跟踪鲁棒控制方法，属于飞行器姿态控制技术领域。本发明专利技术首先建立四旋翼飞行器的数学模型，并将其转化为线性受扰双积分模型；利用比例

【技术实现步骤摘要】
一种过驱动四旋翼飞行器实验平台姿态跟踪鲁棒控制方法


[0001]本专利技术属于飞行器姿态控制
，具体涉及一种过驱动四旋翼飞行器实验平台姿态跟踪鲁棒控制方法。

技术介绍

[0002]无人四旋翼因其具有体型小，隐蔽性强，灵活性高，造价较低等优势，被广泛应用于军事、民用等领域中的搜索、检测、侦察、拍摄、快速锁定目标等工作中。然而，研究人员在进行实机验证时，可能会出现种种风险导致运动体的损坏，从而造成损失。为了减少这种损失，以四旋翼无人机为蓝本研发了三自由度四旋翼仿真实验平台便应运而生。
[0003]四旋翼实验平台保留了实际四旋翼飞行器的基本特性，但这些实验平台仍具备一些问题，比如过驱动结构带来的控制分配问题；实验平台会受到未知不可测的扰动；实验平台只能通过角位置编码器获取角度测量信息，而不能获取角速度测量信息。在实际应用场景中，带动桨叶转动的电机存在死区饱和等非线性特性，使得控制律在实际中的控制效果达不到预期。
[0004]目前，针对四旋翼实验平台系统中某些状态信息以及扰动信息的估计问题，常采用的一种解决方法是利用扩张状态观测器(ESO)。ESO在高增益参数下具有瞬态超调较大，稳态误差较小的特点，容易造成系统不稳定甚至发散；ESO在小增益参数下具有瞬态超调较小，稳态误差较大的特点，需要合理选择ESO的增益参数，以保持控制系统的稳定，如果选取的增益参数不合适，很大可能导致系统难以达到预期控制效果。

技术实现思路

[0005]本专利技术为克服上述控制器的问题，提出了一种基于自适应扩张状态观测器的过驱动四旋翼飞行器姿态跟踪鲁棒控制方法，以兼顾闭环系统的瞬态和稳态响应性能。
[0006]本专利技术采用的技术方案为：
[0007]一种过驱动四旋翼飞行器实验平台姿态跟踪鲁棒控制方法，该方法包括下列步骤：
[0008]步骤1：建立四旋翼飞行器的三自由度姿态动力学模型，并将其转化为线性受扰双积分系统模型；
[0009]优选的，所述四旋翼飞行器的三自由度姿态动力学模型具体为：
[0010][0011][0012][0013]其中，ε，θ，ψ分别表示四旋翼飞行器的俯仰角(pitch)，滚转角(roll)和偏航角(travel)，单位均为rad；分别表示俯仰角，滚转角和偏航角的二阶导数；J
ε
，J
θ
与
J
ψ
分别表示分别为绕俯仰轴，滚转轴与偏航轴的转动惯量，单位均为kg
·
m2；d
ε
，d
θ
与d
ψ
分别表示作用在俯仰通道，滚转通道与偏航通道的外部扰动项，单位均为N；L表示每个电机到重心的连接杆距离的均值，单位为m；g表示重力加速度，单位为m/s2；m
f
，m
l
，m
r
与m
b
分别表示前电机、左电机、右电机和后电机的质量，单位均为kg；F
f
，F
l
，F
r
与F
b
分别表示前电机、左电机、右电机和后电机的控制输入量，单位均为N；
[0014]定义转动惯量矩阵J∈R3×3为：
[0015][0016]定义控制矩阵B∈R3×4为：
[0017][0018]其中，控制矩阵参数a1～a4的值分别设置为：a1＝Lcosθ，a2＝Lcosε，a3＝Lsinθ
·
cosε，a4＝Lcosθ
·
cosε；
[0019]定义重力矩阵G∈R3×1为：
[0020][0021]定义系统的控制输入变量U∈R4×1为：
[0022]U＝[F
f F
l F
r F
b
]T
ꢀꢀꢀ
(7)
[0023]定义外部扰动D∈R3×1为：
[0024]D＝[d
ε d
θ d
ψ
]T
ꢀꢀ
(8)
[0025]定义系统的三轴姿态角向量ρ∈R3×1为：
[0026]ρ＝[ε θ ψ]T
ꢀꢀ
(9)
[0027]利用变量替换将式(1)～(3)作变换，可以得到如下模型：
[0028][0029]将转动惯量移到等式右边，可得四旋翼飞行器的姿态通道模型：
[0030][0031]定义变量(即四旋翼飞行器的控制器输出)：
[0032]u
ρ
＝J
‑1BU+J
‑1G
ꢀꢀꢀ
(12)
[0033]d
ρ
＝J
‑1D
ꢀꢀ
(13)
[0034]通过式(12)和式(13)对式(1)～(3)作变换，可以得到简化后的线性受扰双积分系
统模型：
[0035][0036]进一步将式(14)中所提到的线性双积分系统改写为如下形式：
[0037][0038]其中，x1表示实际的姿态角信号，且x1＝[ε θ ψ]T
，x2表示实际的姿态角速率信号，x3表示实际的姿态角加速度信号，其值为实际的三轴扰动量，h(x)表示扰动量的变化率，表示x
i
的一阶导数，其中，i＝1,2,3，y表示实际的输出信号；
[0039]步骤2，针对步骤1建立的线性受扰双积分模型，利用AESO获得角速度估计信息和扰动估计信息并设计比例
‑
积分
‑
微分(PID)控制律；
[0040]以实际的姿态角信号作为输入的自适应扩张状态观测器(AESO)，此估计器输出姿态角速率信号估计值姿态角加速度信号估计值和实际姿态三通道扰动估计值具体的，所设计的AESO具体形式如下：
[0041][0042]其中，l1(t)，l2(t)和l3(t)分别表示三个自适应观测器的增益矩阵，和分别表示x1，x2和x3的估计值，表示y的估计值；
[0043]设计自适应AESO的时变增益为
[0044][0045]其中，ρ1，ρ2和ρ3分别表示三轴姿态角向量ρ的三个元素，ω0表示三个姿态通道的AESO最大带宽对角矩阵，ω0的各个对角线元素ω
nc
(t)表示三个姿态通道的AESO最大带宽；
[0046]定义
[0047][0048]其中，k
a
是一个小于1的正数(预设值)，T
ω
为设计的变化时间，并将ω
nc
(t)输入到
巴特沃斯滤波器，得到对应的时变带宽ω(t)，以及ω(t)的一阶导数二阶导数巴特沃斯滤波器具体形式如下：
[0049][0050]其中，s表示巴特沃斯滤波器的导数算子，ξ1和ξ2为巴特沃斯滤波器的设计参数；
[0051]AESO的带宽可以表示为：
[0052]ω
n
(t)＝ω0ω(t)
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(20本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种过驱动四旋翼飞行器实验平台姿态跟踪鲁棒控制方法，其特征在于，包括下列步骤：步骤1，建立四旋翼飞行器的三自由度姿态动力学模型，并将其转化为线性受扰双积分系统；步骤2，对所构建的线性受扰双积分系统，并基于自适应扩张状态观测器获得角速度估计信息和扰动估计信息设计比例
‑
积分
‑
微分控制律；步骤3，采用辅助系统对死区饱和其带来的控制效能损失进行补偿，得到考虑输入非线性补偿下的鲁棒控制律；步骤4，基于当前输入的期望姿态角信号，结合考虑输入非线性补偿下的鲁棒控制律和步骤1所构建的四旋翼飞行器的三自由度姿态动力学模型，得到四旋翼飞行器的各电机的控制输入量，并将其作用于四旋翼飞行器。2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1中，三自由度姿态动力学模型具体为：2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1中，三自由度姿态动力学模型具体为：2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，步骤1中，三自由度姿态动力学模型具体为：其中，ε，θ，ψ分别表示四旋翼飞行器的俯仰角，滚转角和偏航角；分别表示俯仰角，滚转角和偏航角的二阶导数；J
ε
，J
θ
与J
ψ
分别表示分别为绕俯仰轴，滚转轴与偏航轴的转动惯量；d
ε
，d
θ
与d
ψ
分别表示作用在俯仰通道，滚转通道与偏航通道的外部扰动项；L表示每个电机到重心的连接杆距离的均值；g表示重力加速度；m
f
，m
l
，m
r
与m
b
分别表示前电机、左电机、右电机和后电机的质量；F
f
，F
l
，F
r
与F
b
分别表示前电机、左电机、右电机和后电机的控制输入量。3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述线性受扰双积分系统模型为：其中，控制器输出u
ρ
＝J
‑1BU+J
‑1G，系统的集总干扰量d
ρ
＝J
‑1D；转动惯量矩阵控制矩阵重力矩阵外部扰动D＝[d
ε d
θ d
ψ
]
T
；控制输入变量U＝[F
f F
l F
r F
b
]
T
；其中，控制矩阵参数a1～a4的值分别设置为：a1＝Lcosθ，a2＝Lcosε，a3＝Lsinθ
·
cosε，
a4＝Lcosθ
·
cosε。4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，步骤2具体为：以实际的姿态角信号x1＝[ε θ ψ]
T
作为自适应扩张状态观测器AESO的输入，其输出包括：姿态角速率信号估计值姿态角加速度信号估计值和实际姿...

【专利技术属性】
技术研发人员：彭琛，吴祺煊，王硕，蒲虹宇，张鹏，高辉，
申请(专利权)人：电子科技大学，
类型：发明
国别省市：