一种考虑干扰影响的无人机姿态齐次控制方法技术

本发明专利技术公开了一种考虑干扰影响的无人机姿态齐次控制方法，包括以下操作步骤：

【技术实现步骤摘要】
一种考虑干扰影响的无人机姿态齐次控制方法


[0001]本专利技术涉及无人机姿态的控制
，特别是一种考虑干扰影响的无人机姿态齐次控制方法
。

技术介绍

[0002]近年来，无人机凭借无需人操控的优势，应用越来越广泛，涵盖了航空摄影
、
勘探，物流等多个领域，可以实现高效
、
准确
、
低成本的飞行任务，具有广阔的应用前景
。
然而，无人机在飞行过程中容易受到飞行环境
、
气流和风向等的影响
。
飞行环境的复杂性和不确定性使得无人机面临各种挑战，地形起伏
、
障碍物
、
气象条件等，这些因素都会对无人机的姿态产生影响
。
气流和风向变化也是导致无人机姿态不稳定的重要因素，特别是在高海拔
、
山区或海上飞行时，无人机容易受到风的影响而偏离原定轨迹
。
因此，无人机的姿态控制对于确保飞行安全
、
提升飞行性能和增强任务完成能力至关重要
。
研究和应用先进的姿态控制算法和技术，可以使无人机具备更高的稳定性
、
机动性和精确性，从而更好地适应复杂的飞行环境和任务要求
。
[0003]传统无人机姿态控制方法以
PID
控制为主，这类方法具备实现简单，参数易调试等诸多优点，然而面对现代无人机面临的任务难度越来越高，不仅对姿态系统的快速响应提出更高要求，也要求控制系统对外界干扰具备相当好的鲁棒性
。
为了从控制方法角度进一步提升无人机姿态控制性能，诸多高级控制方法被先后提出，如公开号为
CN115903460A
的中国专利申请公开的基于四旋翼无人机姿态控制的模糊自耦
PID
算法，如公开号为
CN116430884A
的中国专利申请公开的基于神经网络的无人机滑模姿态控制方法及系统，再如公开号为
CN115373412A
的中国专利申请公开的一种四旋翼无人机姿态控制方法
。
[0004]以上已公开的专利都是基于线性控制方法的，相比传统
PID
控制方法，这些方法能进一步提高姿态控制系统性能
。
然而相比线性控制方法，非光滑控制方法因为多了可调的幂指数参数，因此具有收敛时间更快
、
精度更高等更优的控制性能
。
目前非光滑控制器的设计方法主要分为齐次方法
、
终端滑模方法和加幂积分方法，其中齐次方法由于控制器结构简单，更适合用于无人机内环的姿态控制系统
。
然而目前齐次方法面临的问题为，其只能针对标称系统分析系统稳定性，而当考虑干扰影响时，现有齐次控制方法不能给出分析系统抗干扰能力的有效手段
。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中存在的问题，本专利技术提供了一种使得无人机能在受干扰情况下依然能够快速且高精度完成姿态跟踪任务，且能对受扰动的闭环系统稳定性进行分析的考虑干扰影响的无人机姿态齐次控制方法
。
[0006]本专利技术的目的通过以下技术方案实现
。
[0007]一种考虑干扰影响的无人机姿态齐次控制方法，包括以下操作步骤：
[0008]建立用姿态四元数描述的的无人机姿态数学模型以及误差姿态数学模型，设计了
一种基于齐次方法的姿态控制器
。
用姿态四元数描述的无人机姿态数学模型为如下形式：
[0009][0010]其中
Ω
∈R3为无人机本体坐标系相对惯性坐标系的旋转速度在本体坐标系下的投影，
J
＝
J
T
∈R3×3表示无人机的转动惯量，
τ
∈R3×1表示无人机内环控制中待设计的姿态控制器，
g∈R3×1表示无人机内外部不确定性和干扰的作用总和，
[q0,q
T
]T
∈R4为用四元数描述的无人机姿态，
q0∈R
表示标量部分，
q∈R3表示矢量部分，
G(q)∈R3×3表达式为其中
I3∈R3×3表示单位矩阵，运算符
×
表示一类斜对称矩阵；
[0011]所述考虑干扰情况下的无人机误差姿态数学模型为如下形式：
[0012][0013]其中表示用四元数方式描述的期望姿态与实际姿态之间的误差姿态，
q
e0
∈R
表示误差姿态的标量部分，
q
e
∈R3表示误差姿态的矢量部分，
Ω
e
表示误差角速度；定义期望姿态其中
q
d0
∈R
表示期望姿态的标量部分，
q
d
∈R3表示期望姿态的矢量部分，定义
Ω
d
表示期望角速度，则误差姿态与期望姿态及实际姿态之间的数学关系为，其中
Ω
e
的数学表达式为其中表示姿态旋转矩阵，其表达式为
[0014]所述设计的一种基于齐次方法的姿态控制器的具体形式为：
[0015][0016]其中
a∈R
+
、b∈R
+
和
c∈(0,1)
为控制器参数，运算符
sig(
·
)
c
表示带符号的求幂运算，具体运算法则为
sign(
·
)
为符号函数；
B(q
e
,
Ω
e
)
的表达式为
[0017]所述给出的误差姿态和误差角速度的最终稳定区域的具体范围如下：
[0018]C
＝
{q
e
,
Ω
e
:||x||
＜
h}
[0019][0020][0021]其中
Q
23
＝
diag([Q2,Q3])
，
γ
＝
min{B1Q2(1
‑
δ1),B2k1(1
‑
δ2)}
，
δ1∈(0,1)
，
δ2∈(0,1)
，
δ3∈(0,1)
，
B1＝
2a(1+c)
‑1，
B2＝
2b(1+c)
‑1，
k1和
Q2为正常数，
f
表示干扰的最大值
。
[0022]所述能实现系统稳定的控制器参数的约束条件具体如下：
[0023][0024][0025]Q
max
≥Q
min
[0026]其中
k1，
k2，
k3，<本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种考虑干扰影响的无人机姿态齐次控制方法，其特征在于，包括以下操作步骤：
S1
：建立用姿态四元数描述的无人机姿态数学模型以及误差姿态数学模型，设计了一种基于齐次方法的姿态控制器；所述
S1
中建立用姿态四元数描述的无人机姿态数学模型为如下形式：其中
Ω
∈R3为无人机本体坐标系相对惯性坐标系的旋转速度在本体坐标系下的投影，
J
＝
J
T
∈R3×3表示无人机的转动惯量，
τ
∈R3×1表示无人机内环控制中待设计的姿态控制器，
g∈R3×1表示无人机内外部不确定性和干扰的作用总和，
[q0,q
T
]
T
∈R4为用四元数描述的无人机姿态，
q0∈R
表示标量部分，
q∈R3表示矢量部分，
G(q)∈R3×3表达式为其中
I3∈R3×3表示单位矩阵，运算符
×
表示一类斜对称矩阵；所述
S1
中考虑干扰情况下的无人机误差姿态数学模型为如下形式：其中表示用四元数方式描述的期望姿态与实际姿态之间的误差姿态，
q
e0
∈R
表示误差姿态的标量部分，
q
e
∈R3表示误差姿态的矢量部分，
Ω
e
表示误差角速度；定义期望姿态其中
q
d0
∈R
表示期望姿态的标量部分，
q
d
∈R3表示期望姿态的矢量部分，定义
Ω
d
表示期望角速度，则误差姿态与期望姿态及实际姿态之间的数学关系为，其中
Ω
e
的数学表达式为其中表示姿态旋转矩阵，其表达式为所述
S1
中设计的一种基于齐次方法的姿态控制器的具体形式为：其中
a∈R
+
、b∈R
+
和
c∈(0,1)
为控制器参数，运算符
sig(
...

【专利技术属性】
技术研发人员：姜博严，黄骁勇，杜文浩，沈蕾，
申请(专利权)人：常州工学院，
类型：发明
国别省市：