【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及无人机飞行器控制，具体涉及一种基于命令滤波器，执行器故障和输入饱和下不确定四旋翼无人机有限时间容错控制方法。
技术介绍
1、四旋翼无人机结构简单，机动性强，可实现垂直起降、定点悬停，具有安全性高、操纵灵活、携带方便等特点，已逐渐应用于各个领域，如航空摄影、灯光表演、巡逻、测量、应急救援等场景。
2、四旋翼无人机是一类具有六个自由度和四个独立输入的多输入多输出系统，具有高非线性、欠驱动和强耦合的特点。由于四旋翼无人机在执行任务时，其执行器可能会受到外部的干扰，例如温度，湿度的变化，或者部件损失，实际系统中执行器发生故障的概率会增加。另外，由于实际飞行过程中电机速度的限制，四旋翼转子提供的力和扭矩是有界的。为了避免控制输入超过飞机系统的执行范围，需要考虑到输入饱和的情况。
3、然而，大多数的研究只考虑了执行器故障或者输入饱和一种问题，因此同时考虑执行器故障和输入饱和存在的情况更具有实际意义。
4、此外，在四旋翼控制器的设计过程中，常存在微分爆破问题。尽管在有些研究中，通过动态表面控制技术和一阶滤波器解决了上述缺点，但滤波后仍存在误差，可能会影响控制性能。
技术实现思路
1、本专利技术的目的是提供一种能够跟踪误差的有限时间收敛，提高了位置和姿态的跟踪速度的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法。
2、本专利技术采用如下技术方案：
3、一种执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，将自适应backste
4、进一步的，所述位置子系统如下式所示；
5、
6、
7、
8、所述姿态子系统如下式所示；
9、
10、
11、
12、其中，ηmi＝1/mi,(i＝x,y,z)，ηmi＝1/ij,(j＝x,y,z)，tmφ＝(iy-iz)/ix，tmθ＝(iz-ix)/iy，tmψ＝(ix-iy)/iz；ki(i＝x,y,z,φ,θ,ψ)是系统的未知空气动力学阻尼系数；jφ,jθ是惯性矩；ωr表示螺旋桨速度裕度的角速度；ux＝(cosφsinθcosψ+sinφsinψ)·u1，uy＝(cosφsinθsinψ-sinφcosψ)·u1，uz＝cosφcosθ·u1。
13、进一步的，命令控制器为：
14、
15、其中，αj命令滤波器的输入信号；是命令滤波器的输出信号；ξ是阻尼比；ωnj是无阻尼的固有频率；定义ωnj>0,ξ∈(0,1]，σ是正常数。
16、进一步的，误差补偿机制为：
17、ηi＝ei-ki(i＝1,2,3,...,12)
18、其中，ki是误差补偿信号，ei为误差变量。
19、进一步的，所述误差变量为：
20、ei＝xi-xid,ej＝xj-αck
21、(i＝1,3,5,7,9,11；j＝2,4,6,8,10,12；k＝x,y,z,φ,θ,ψ)
22、其中，xid为参考信号；αck是当输入信号虚拟控制器为αi(i＝x,y,z)时命令滤波器的输出信号。
23、进一步的，位置控制器ux为：
24、
25、位置控制器uy为：
26、
27、
28、位置控制器uz为：
29、
30、进一步的，姿态控制器uφ为：
31、
32、
33、姿态控制器uθ为：
34、
35、
36、姿态控制器uψ为：
37、
38、其中，设计参数bx4>0，bx5>0，bx6>0，bx7>0，by4>0，by5>0，by6>0，by7>0，bz4>0，bz5>0，bz6>0，bz7>0，bφ4>0，bφ5>0，bφ6>0，bφ7>0，bθ4>0，bθ5>0，bθ6>0，bθ7>0，bψ4>0，bψ5>0，bψ6>0，bψ7>0；是χx的估计，是χy的估计，是χz的估计；是gx的估计，是gy的估计，是gz的估计，是gφ的估计，是gθ的估计，是gψ的估计；是lx的估计，是ly的估计，是lz的估计，是lφ的估计，是lθ的估计，是lψ的估计；是的估计，是的估计，是的估计，是的估计，是的估计，是的估计。
39、进一步的，通过姿态提取算法将位置子系统和姿态子系统这两个子系统相互连接；内环姿态角的参考输入为：
40、
41、本专利技术的有益效果在于：
42、(1)通过采用自适应技术，克服了四旋翼无人机中需要精确已知系统动态参数、气阻和执行器故障的限制。考虑到实际系统中执行器的效率，使用双曲正切函数代替饱和函数，以消除输入饱和对系统性能的影响。本专利技术同时解决了参数不确定性、执行器故障和输入饱和等问题，具有较强的实用性。
43、(2)通过引入命令滤波器，解决了微分爆炸的问题，使其能够在有限时间内快速逼近虚拟控制信号的导数；并通过引入误差补偿机制，有效地消除了滤波误差对系统性能的影响；并保证了姿态和位置跟踪误差可以保证跟踪误差的收敛性，以及所有闭环信号在有限时间内的有界性，提高了位置和姿态的跟踪速度。
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1.一种执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，将自适应backsteeping控制器与命令滤波器相结合，同时引入双曲正切函数和误差补偿机制，对位置子系统和姿态子系统进行控制。
2.根据权利要求1所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，所述位置子系统如下式所示；
3.根据权利要求2所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，命令控制器为：
4.根据权利要求3所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，误差补偿机制为：
5.根据权利要求4所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，所述误差变量为：
6.根据权利要求5所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，位置控制器ux为：
7.根据权利要求6所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，姿态控制器uφ为：
8.根据权利要求7所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，通过
...【技术特征摘要】
1.一种执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，将自适应backsteeping控制器与命令滤波器相结合，同时引入双曲正切函数和误差补偿机制，对位置子系统和姿态子系统进行控制。
2.根据权利要求1所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，所述位置子系统如下式所示；
3.根据权利要求2所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，命令控制器为：
4.根据权利要求3所述的执行器故障和输入饱和下四旋翼无人机容错控制方法，其特征在于，误差补偿...
【专利技术属性】
技术研发人员：武晓晶，郭琳哲，甄然，奚乐乐，
申请(专利权)人：河北科技大学，
类型：发明
国别省市：
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