一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法技术

本发明专利技术涉及一种利用自抗扰控制技术完成四旋翼无人飞行器自主飞行的方法，属于无人飞行器自动控制领域。将目标值过渡过程安排后的输出x1d及其微分分别与扩张状态观测器输出做差，再对两个差值进行非线性变换，得到非线性反馈控制律u0；对于三个姿态角和纵向位移自抗扰控制器，再与扩张状态观测器的反馈做差，得到的输出作为扩张状态观测器与四旋翼系统相应通道的输入；对于前向和侧向位移自抗扰控制器，直接将u0作为扩张状态观测器与四旋翼系统相应通道的输入，四旋翼系统相应通道响应后，将实际值反馈给扩张状态观测器，从而形成闭环的自抗扰控制器；本方法抗干扰能力强，有效的解决了四旋翼系统建模困难、飞行过程中环境多样性、干扰频繁的难题。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种利用自抗扰控制技术完成四旋翼无人飞行器自主飞行的方法，属于无人飞行器自动控制领域。
技术介绍
四旋翼无人机具有固定翼无人机难以比拟的优点能够适应各种环境；具备自主起飞和着陆能力，高度智能化；能以各种姿态飞行，如空中悬停、前飞、侧飞和倒飞等。这些优点使四旋翼飞行器拥有重要的军用和民用价值，其特别适合在近地面环境(如室内和丛林等)中飞行，在大气监测、搜寻营救、航拍监控、资源勘探、电力线路监测、森林防火等恶劣环境中具有广泛的应用前景；在军用方面，既能执行各种非杀伤性任务，又能执行各种软硬杀伤性任务，包括侦察、监视、目标截获、诱饵、攻击等，大有可为。与此同时，它还是火星探测无人飞行器的重要研究方向之一。 无人机的自主飞行控制系统是无人机系统的核心，其性能好坏很大程度取决于飞行控制律的设计。实际控制问题中应用最广的控制算法为PID (Proportion IntegrationDifferentiation比例积分微分)控制器，其优点在于算法简单，而不足之处是当对象存在非线性、时变、耦合及参数和结构不确定等情况时，其控制效果不理想。对于许多现代控制理论，虽然一直处于蓬勃发展的状态，但由于其对被控对象模型精确度的要求过高而被许多领域拒之门外。ADRC (Auto Disturbance Rejection Controlller自抗扰控制技术)继承了 PID的优点，克服了其缺点。本专利技术将自抗扰控制技术应用到四旋翼的飞行控制中，在完成飞行任务的同时保证良好的飞行品质。
技术实现思路
本专利技术的目的是为解决现有四旋翼自主飞行控制效果不佳的问题，提出一种自抗扰飞行控制方法，以提高四旋翼无人机的飞行品质。四旋翼飞行器自抗扰自主飞行控制方法，具体设计包括如下步骤步骤I :建立四旋翼系统的数学模型。利用力学定理定律建立以四旋翼系统的三自由度位置前向位移X、侧向位移y、纵向位移z和三自由度姿态偏航角Ψ、俯仰角Θ、滚转角φ为输出变量的6个二次微分方程 (/y.^ /y^- //ΛJt=--:-— (cos^sin0cos(// + sin(i) sini//) m ·· (Fr+Fr^Ff^rFb)y=-:-- (cos^si ηθ^ι ηψ - sin φ cosy/) m Λ.+Λ；ΛZ=———:---COS(I)COSe-W,. m .. /Φ=(/ · — /ν)--h ,.L·本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1：建立四旋翼系统的数学模型；利用力学定理定律建立以四旋翼系统的三自由度位置前向位移x、侧向位移y、纵向位移z和三自由度姿态偏航角ψ、俯仰角θ、滚转角φ为输出变量的6个二次微分方程：其中m为四旋翼系统的质量，l为螺旋桨中心到机体中心的距离，g为重力加速度，Ff，Fb,Fl，Fr分别是前后左右四个螺旋桨旋转产生的向上的升力；Tf,Tb,Tl，Tr分别是前后左右四个螺旋桨旋转产生的扭矩；gφ,gθ,gψ,gz分别是φ、θ、ψ和z微分方程中的未建模动态以及外部干扰的干扰总和；Jx,Jy,Jz分别为四旋翼机体绕滚转轴、俯仰轴、偏航轴旋转的转动惯量；将每个二次微分方程用一个二阶子系统等效表示，具体实施如下：将位移或姿态作为二阶系统的一个状态变量x1，位移或姿态的变化率作为二阶系统的另一个状态变量x2，分别将6个二次微分方程转换成6组严格反馈形式的状态方程：其中w表示系统通道中的外干扰，b为控制输入系数，u为状态方程中的控制输入或等效控制输入；？在φ姿态状态方程，f(x1,x2,w)=gφ，？u=Fr？Fl；在θ姿态状态方程，f(x1,x2,w)=gθ，？u=Ff？Fb；在ψ姿态状态方程，f(x1,x2,w)=gψ，？u=Tr+Tl+Tf+Tb；在z状态方程中，f(x1,x2,w)=gz，？u=Fr+Fl+Ff+Fb；x状态方程根据力学及几何关系直接求解而得，f(x1,x2,w)=0，？u=cosφsinθcosψ+sinφsinψ；y状态方程根据力学及几何关系直接求解而得，f(x1,x2,w)=0，？u=cosφsinθsinψ？sinφcosψ；步骤2：根据步骤1得到的数学模型，分别建立基于前向位移x、侧向位移y、纵向位移z、偏航角ψ、俯仰角θ、滚转角φ的六个自抗扰控制器；所述自抗扰控制器的设计方法为：步骤2.1，对四旋翼系统的目标位置(xd，yd,zd)以及目标航向角ψd进行过渡过程安排，输出参考信号x1d及其微分？步骤2.2，设计非线性反馈控制律；分别对误差比例项eP、微分项eD进行非线性变换，得到非线性反馈控制律u0：u0=β0fal(eP,α0,δ)+β1fal(eD,α1,δ)其中β0为影响响应幅值的参数、β1为影响超调量的参数；fal(·)表示非线性函数，其具体形式为：δ为线性段的区间长度；0<α<1；步骤2.3，设计扩张状态观测器；针对步骤1所得的每个二阶状态方程，设计其扩张状态观测器：？其中Z1、Z2分别为两个状态变量x1、x2的估计值，Z3为系统通道中干扰总和的估计值，y0为系统中相应通道的输出；β2、β3、β4为观测器调节参数；步骤2.4，设计自抗扰控制律；三个姿态角和纵向位移Z自抗扰控制器的自抗扰控制律包含两部分，一部分是非线性反馈控制律，一部分是系统通道中干扰总和的估计值z3的前馈补偿，其具体形式为u=u0？z3/b前向和侧向位移自抗扰控制器中不考虑z3的前馈补偿，自抗扰控制律为如下形式：u=u0步骤2.5，形成六个自抗扰控制器：前向位移x自抗扰控制器、侧向位移y自抗扰控制器、纵向位移z自抗扰控制器、偏航角ψ自抗扰控制器、俯仰角θ自抗扰控制器和滚转角φ自抗扰控制器；将目标值经步骤2.1过渡过程安排后的输出x1d及其微分？分别与步骤2.3得到的扩张状态观测器输出Z1、Z2做差，得到eP和eD；对二者进行非线性变换，得到非线性反馈控制律u0；对于三个姿态角和纵向位移Z自抗扰控制器，再与扩张状态观测器的反馈做差，得到的输出作为扩张状态观测器和四旋翼系统相应控制通道的输入；对于前向和侧向位移自抗扰控制器，直接将u0作为扩张状态观测器和四旋翼系统相应控制通道的输入，四旋翼系统相应通道响应后，将实际值反馈给扩张状态观测器，从而形成闭环的自抗扰控制器；步骤3：将六个自抗扰控制器关联起来，形成完整的自主飞行控制律；具体方法为：1）对于前向位移、侧向位移、纵向位移以及三个姿态角的自抗扰控制器生成的系统通道控制律输出分别为ux,uy,uz,uφ,uθ,uψ，由步骤1可知？ux=cosφsinθcosψ+sinφsinψuy=cosφsinθsinψ？sinφcosψ将四旋翼系统的目标滚转角φR和目标俯仰角θR分别代入前向位移、侧向位移的通道控制律中，得到φR=asin(ux？sinψ？uy？cosψ)将所得的φR和θR分别作为φ和θ姿态自抗扰控制器的参考输入，对四旋翼系统的姿态进行控制，从而实现对前向位移、侧向位移的调整；2）由步骤1可知uz＝Fr+Fl+Ff+Fb...

【技术特征摘要】
1 一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法，其特征在于包括如下步骤 步骤I :建立四旋翼系统的数学模型； 利用力学定理定律建立以四旋翼系统的三自由度位置前向位移X、侧向位移y、纵向位移z和三自由度姿态偏航角Ψ、俯仰角Θ、滚转角Φ为输出变量的6个二次微分方程2.根据权利要求I所述的一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法，其特征在于所述过渡过程安排，是根据目标位置(X, - 7)以及目标航向角Vd，安排一个满足单调性的过渡过程，输出参考信号Xld及其微分本发明中采用正弦函数实现递增或递减过渡来代替阶跃指令的跳变过程。3.根据权利要求I所述的一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法，其特征在于β (I越大响应幅值越大，β i越大抑制超调的能力越强；控制过程中，将P1从小往大调节，抑制超调。4.根据权利要求I所述的一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法，其特征在于作为一个实施例，δ选取为控制系统米样时间。5.根据权利要求I所述的一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法，其特征在于前向位移X自抗扰控制器中，eP为过渡安排后的目标位置与四旋翼系统实际前向位移估计值的差值；eD为过渡安排后的目标位置的微分与四旋翼系统实际前向速度估计值Z2的差值； 侧向位移y自抗扰控制器中，eP为过渡安排后的目标位置与四旋翼系统实际侧向位移估计值的差值；eD为过渡安排后的目标位置的微分与四旋翼系统实际侧向速度...

【专利技术属性】
技术研发人员：耿庆波，胡琼，兰天，费庆，伍清河，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：