一种四旋翼无人机的跟踪控制器设计方法技术

本发明专利技术公开了一种四旋翼无人机的跟踪控制器设计方法，包括：建立含有外部未知扰动和执行器故障的四旋翼无人机动力学模型，引入有限时间预设性能函数约束跟踪误差，进行等效误差变换，基于自适应指令滤波反推控制技术，构造坐标变换，将四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统分解为两级子系统，构建两级子系统相应的李雅普诺夫函数，设计虚拟控制函数、误差补偿信号、自适应律和有限时间预设性能弹性轨迹跟踪控制器。本发明专利技术所设计的控制器能保证整个四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的所有信号都是有限时间有界，能有效改善四旋翼无人机系统的暂态性能和稳态性能，能保证在四旋翼无人机发生执行器故障的情况下，仍然迅速、精准地跟踪参考轨迹。准地跟踪参考轨迹。准地跟踪参考轨迹。

【技术实现步骤摘要】
一种四旋翼无人机的跟踪控制器设计方法


[0001]本专利技术涉及四旋翼无人机
，具体而言，涉及一种四旋翼无人机的有限时间预设性能弹性轨迹跟踪控制器设计方法。

技术介绍

[0002]四旋翼无人机在巡逻、地形探索以及人员搜救等方面的突出表现，引起广泛的关注。需要明确的是，四旋翼无人机按照参考轨迹精确飞行是完成上述复杂工作的基础。然而，四旋翼无人机难以避免受到自身强耦合性、不确定性和外部未知扰动的影响，使其跟踪控制器的设计更为复杂，如果没有到达预计跟踪精度，将会带来严重的经济和安全事故。此外，四旋翼无人机的暂态性能也是轨迹跟踪控制问题中重要性能指标，较小的超调量、快速地收敛时间以及较小的稳态误差使得四旋翼无人机迅速、平稳地跟踪参考轨迹。申请公布号为CN 113238552 A的专利技术专利申请针对四旋翼无人机姿态子系统设计一种基于预设性能控制的预设时间跟踪控制方法，实现预设时间内的跟踪误差收敛约束，但是四旋翼无人机的外环位置子系统影响内环姿态子系统的跟踪性能，该方案仅仅关注四旋翼无人机姿态子系统的跟踪控制问题。申请公布号为CN 112631316 A的专利技术专利申请针对变负载四旋翼无人机设计有限时间控制方案，但没有考虑到姿态子系统和位置子系统跟踪误差的暂态性能。此外，申请公布号为CN 113238552 A和申请公布号为CN 112631316 A专利技术专利申请都是基于时间触发通讯策略，控制信号持续地更新，大量消耗有限的机载网络通讯资源，造成执行器的机械磨损；更重要的是，上述专利技术专利无法保障执行器故障时，四旋翼无人机能够安全、精确地跟踪参考轨迹。
[0003]因此，亟需设计一种理想轨迹跟踪控制器以提高四旋翼无人机的暂态和稳态性能，并且在机载网络通信带宽受限和执行器故障的情况下，仍然精确地跟踪参考轨迹。

技术实现思路

[0004]本专利技术在于提供一种四旋翼无人机的有限时间预设性能弹性轨迹跟踪控制器设计方法，其能够缓解上述问题。
[0005]为了缓解上述的问题，本专利技术采取的技术方案如下：
[0006]本专利技术提供了一种四旋翼无人机的跟踪控制器设计方法，包括以下步骤：
[0007]S1、建立含有外部未知扰动和执行器故障的四旋翼无人机动力学模型，根据四旋翼无人机动力学模型得到四旋翼无人机的状态空间方程；
[0008]S2、构建有限时间预设性能函数约束跟踪误差e
1i
(t)，并进行等效误差变换，将受不等式约束的跟踪误差e
1i
(t)转换为不受约束的等效误差ε
i
(t)，跟踪误差e
1i
(t)与四旋翼无人机的状态空间方程匹配；
[0009]S3、基于等效误差ε
i
(t)和自适应指令滤波反推控制方法，构造坐标变换方程，将四旋翼无人机的姿态子系统和位置子系统分解为两级子系统；
[0010]S4、基于坐标变换方程，针对四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第一级子
系统构造李雅普诺夫函数V
i,1
，设计虚拟控制函数α
i
、误差补偿信号κ
i,1
、自适应律以及自适应律使得四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第一级子系统趋于有限时间稳定，获得待设计的控制器增益，通过李雅普诺夫函数V
i,1
的时间导数确认设计的虚拟控制函数α
i
、误差补偿信号κ
i,1
、自适应律以及自适应律是否使得四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第一级子系统趋于有限时间稳定；
[0011]S5、针对四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第二级子系统构造李雅普诺夫函数V
i
，引入自触发控制机制，设计有限时间预设性能弹性轨迹跟踪控制器ω
i
(t)、误差补偿信号κ
i,2
、自适应律以及自适应律使得四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第二级子系统趋于有限时间稳定，获得待设计的控制器增益，通过李雅普诺夫函数V
i
的时间导数确认设计的有限时间预设性能弹性轨迹跟踪控制器ω
i
(t)、误差补偿信号κ
i,2
、自适应律以及自适应律是否使得四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第二级子系统趋于有限时间稳定；
[0012]S6、针对四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统构建整体的李雅普诺夫函数
[0013][0014]基于李雅普诺夫函数有限时间稳定理论，确定设计的有限时间预设性能弹性轨迹跟踪控制器ω
i
(t)使得整个闭环系统趋于有限时间稳定。
[0015]在本专利技术的一较佳实施方式中，步骤S1中，四旋翼无人机动力学模型为：
[0016][0017]其中，z、x和y分别代表四旋翼无人机在三维空间的z轴坐标、x轴坐标以及y轴坐标；和分别代表z轴方向的速度以及加速度；和分别代表x轴方向的速度以及加速度；和分别代表y轴方向的速度以及加速度；φ、θ和ψ分别代表四旋翼无人机的横滚角、俯仰角以及偏航角；和分别代表横滚角φ的角速度以及角加速度；和分别代表俯仰角θ的角速度以及角加速度；和分别代表偏航角ψ的角速度以及角加速度；u
f
、u
φ
、u
θ
和u
ψ
分别代表四旋翼无人机的总升力、横滚角控制输入力矩、俯仰角控制输入力矩以及偏航角控
制输入力矩；sin(
·
)和cos(
·
)分别表示正弦函数和余弦函数；M为四旋翼无人机的质量；G为重力加速度；L为四旋翼无人机质心与转子中心之间的距离；P
x
、P
y
和P
z
分别表示该方向上的旋转惯量；Γ
q
为阻力系数；d
q
为未知的外部扰动，且满足
[0018]在本专利技术的一较佳实施方式中，步骤S1中，状态空间方程表述为：
[0019][0020]其中，(ν1,ν2,ν3,ν4,ν5,ν6)＝(φ,θ,ψ,z,x,y)，ρ1＝L/P
x
，
[0021]ρ2＝L/P
y
，ρ3＝L/P
z
，ρ4＝ρ5＝ρ6＝1/M；τ1＝u
φ
，τ2＝u
θ
，
[0022]τ3＝u
ψ
，τ4＝u
f
cosφcosθ
‑
MG，τ5＝u
f
(cosφsinθcosψ+sinφsinψ)，τ6＝u
f
(cosφsinθsinψ
‑
sinφcosψ)，d1＝d
φ
，，，d3＝d
ψ
，d4＝d
z
，d5＝d
x
，d6＝d
y
，为考虑的执行器故障模型；代表期望的控制输入；a
i
∈(0,1]代表执行器效本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种四旋翼无人机的跟踪控制器设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、建立含有外部未知扰动和执行器故障的四旋翼无人机动力学模型，根据四旋翼无人机动力学模型得到四旋翼无人机的状态空间方程；S2、构建有限时间预设性能函数约束跟踪误差e
1i
(t)，并进行等效误差变换，将受不等式约束的跟踪误差e
1i
(t)转换为不受约束的等效误差ε
i
(t)，跟踪误差e
1i
(t)与四旋翼无人机的状态空间方程匹配；S3、基于等效误差ε
i
(t)和自适应指令滤波反推控制方法，构造坐标变换方程，将四旋翼无人机的姿态子系统和位置子系统分解为两级子系统；S4、基于坐标变换方程，针对四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第一级子系统构造李雅普诺夫函数V
i,1
，设计虚拟控制函数α
i
、误差补偿信号κ
i,1
、自适应律以及自适应律使得四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第一级子系统趋于有限时间稳定，获得待设计的控制器增益，通过李雅普诺夫函数V
i,1
的时间导数确认设计的虚拟控制函数α
i
、误差补偿信号κ
i,1
、自适应律以及自适应律是否使得四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第一级子系统趋于有限时间稳定；S5、针对四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第二级子系统构造李雅普诺夫函数V
i
，引入自触发控制机制，设计有限时间预设性能弹性轨迹跟踪控制器ω
i
(t)、误差补偿信号κ
i,2
、自适应律以及自适应律使得四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第二级子系统趋于有限时间稳定，获得待设计的控制器增益，通过李雅普诺夫函数V
i
的时间导数确认设计的有限时间预设性能弹性轨迹跟踪控制器ω
i
(t)、误差补偿信号κ
i,2
、自适应律以及自适应律是否使得四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统的第二级子系统趋于有限时间稳定；S6、针对四旋翼无人机姿态子系统和位置子系统构建整体的李雅普诺夫函数基于李雅普诺夫函数有限时间稳定理论，确定设计的有限时间预设性能弹性轨迹跟踪控制器ω
i
(t)使得整个闭环系统趋于有限时间稳定。2.根据权利要求1所述四旋翼无人机的跟踪控制器设计方法，其特征在于，步骤S1中，四旋翼无人机动力学模型为：
其中，z、x和y分别代表四旋翼无人机在三维空间的z轴坐标、x轴坐标以及y轴坐标；和分别代表z轴方向的速度以及加速度；和分别代表x轴方向的速度以及加速度；和分别代表y轴方向的速度以及加速度；φ、θ和ψ分别代表四旋翼无人机的横滚角、俯仰角以及偏航角；和分别代表横滚角φ的角速度以及角加速度；和分别代表俯仰角θ的角速度以及角加速度；和分别代表偏航角ψ的角速度以及角加速度；u
f
、u
φ
、u
θ
和u
ψ
分别代表四旋翼无人机的总升力、横滚角控制输入力矩、俯仰角控制输入力矩以及偏航角控制输入力矩；sin(
·
)和cos(
·
)分别表示正弦函数和余弦函数；M为四旋翼无人机的质量；G为重力加速度；L为四旋翼无人机质心与转子中心之间的距离；P
x
、P
y
和P
z
分别表示该方向上的旋转惯量；Γ
q
为阻力系数；d
q
为未知的外部扰动，且满足3.根据权利要求2所述四旋翼无人机的跟踪控制器设计方法，其特征在于，步骤S1中，状态空间方程表述为：其中，(ν1,ν2,ν3,ν4,ν5,ν6)＝(φ,θ,ψ,z,x,y)，ρ1＝L/P
x
，ρ2＝L/P
y
，ρ3＝L/P
z
，ρ4＝ρ5＝ρ6＝1/M；τ1＝u
φ
，τ2＝u
θ
，τ3＝u
ψ
，τ4＝u
f
cosφcosθ
‑
MG，τ5＝u
f
(cosφsinθcosψ+sinφsinψ)，τ6＝u
f
(cosφsinθsinψ
‑
sinφcosψ)，d1＝d
φ
，，d2＝d
θ...

【专利技术属性】
技术研发人员：宋晓娜，吴承霖，宋帅，张雷鸣，冯博洋，李阁强，孙鹏，郑丹菁，
申请(专利权)人：河南科技大学，
类型：发明
国别省市：