本发明专利技术公开了一种单旋翼无人飞行器的单向滑模控制方法，利用飞行器控制系统中角速率回路、欧拉角回路、速度回路和位置回路四个控制回路的仿射非线性方程来设计每个回路的单向滑模控制器，利用这四个单向滑模控制器来实现对单选翼无人飞行器的控制，该方法在确保控制器中滑模趋近律当且仅当系统状态位于原点处为0的基础上，解决滑模控制方法中的抖振问题，并且控制器具有良好的鲁棒性和控制性能。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于飞行控制
，具体地说是。
技术介绍
滑模控制方法是一类特殊的变结构控制(Variable Structure Control, VSC)方法，其根源可以追溯到20世纪50年代前苏联学者Emelyanov等提出变结构控制思想。这种控制思想的主要内容是:系统包含一系列不同的控制器结构，且各个结构按照某种特定的规则进行切换，从而得到其中任意单个控制器所不能达到的系统性能。由于变结构控制系统通过对许多单个控制器进行组合，使得系统能保持一种高于一般固定结构控制所能达到的性能。基于这一点，变结构控制系统能够突破经典控制系统的品质限制，可较好地解决控制系统动态与静态性能指标之间的矛盾，具有广阔的应用前景。然而传统滑模的优势建立在滑模趋近律中出现不连续切换的基础之上。随着滑模控制方法的进一步发展，传统滑模中存在抖振问题也被揭示出来。理论上讲，无论不连续的变结构系统，还是连续化后的系统，都不存在抖振，然而这需要控制器的切换频率为无限大，并且系统没有时滞。当系统中存在时滞时，趋近律中的切换函数将呈现非理想的开关特性，从引起高频振荡，进而激发激发系统中未建模部分动力学的强迫振动。在工程上讲，这种高频抖振对于大部分实际系统是有害的:如在刀具切削时，高频抖振将引起切削面的不光滑，造成次品；在机电系统中，高频抖振会导致系统元件的磨损，增大能耗。针对这些问题，国内外学者提出了许多消除或削弱的先进滑模控制方法，以满足实际工程领域的要求。第一类方法是通过消除趋近律中不连续函数来达到去抖振的目的。这一类方法中最简便易行的当属“边界层”方法:利用饱和函数代替符号函数等方法使控制输入连续，即在边界层外采用正常的滑模控制，在边界层内为连续状态反馈控制，从而有效地削弱了抖振，为滑模控制的工程应用开辟了道路。然而采用边界层的滑模控制仅能保证系统的状态收敛到以滑模面为中心的边界层内，失去了不变性。高阶滑模控制算法虽然能够在保证不变性的前提下，实现趋近律的连续性。但是其中需要获得一定阶次的微分信息，在实际工程应用中微分器有可能放大系统状态中的扰动，从而降低控制器的性能。第二类方法是通过降低趋近律切换频率的方法以降低系统中的抖振。如双滑模变结构控制方法，通过两个滑模面的交替使用，使得系统状态在两个滑模面上来回运动，从而降低趋近律切换的频率，但是本质上趋近律还是不连续的。滑动扇形区方法也是一种有效的降低切换频率的方法，利用滑动扇形区域，将状态空间分为扇形区域内部和外部两个部分，以此来降低控制器切换的频率。但是，该方法需要找出零输入条件下稳定的扇形域，在实际工程应用中存在一定的困难。第三类方法是不改变切换频率，而是通过减小趋近律中符号函数的增益来降低系统的抖振。我国学者高为炳教授提出了几种趋近律的设计，在尽量保证控制精度的前提下，优化不连续函数增益以减小抖振。目前常用的趋近律有:等速趋近律、指数趋近律、幂次趋近律和快速终端趋近律等等。然而在实际工程应用中寻找恰当的符号函数增益具有一定的难度。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是提供，使得小型无人飞行器在没有抖振的前提下，具有更高的鲁棒性和控制性能。为解决上述技术问题，本专利技术，该方法基于飞行器控制系统中角速率回路、欧拉角回路、速度回路和位置回路四个控制回路组成的控制系统实现，具体包括以下步骤:步骤一、将飞行器中角速率回路、欧拉角回路、速度回路和位置回路分别转换为式(O的仿射非线性方程权利要求1.，该方法基于飞行器控制系统中角速率回路、欧拉角回路、速度回路和位置回路四个控制回路组成的控制系统实现，其特征在于，具体包括以下步骤: 步骤一、将飞行器中角速率回路、欧拉角回路、速度回路和位置回路分别转换为式(I)的仿射非线性方程2.根据权利要求1所述的单旋翼无人飞行器的单向滑模控制方法，其特征在于:所述步骤(2-1)中利用式(I)的仿射非线性方程确定该系统的单向滑模控制器的方法，具体为(2-1-1)、选取如式(3)所示稳定的切换面:全文摘要本专利技术公开了，利用飞行器控制系统中角速率回路、欧拉角回路、速度回路和位置回路四个控制回路的仿射非线性方程来设计每个回路的单向滑模控制器，利用这四个单向滑模控制器来实现对单选翼无人飞行器的控制，该方法在确保控制器中滑模趋近律当且仅当系统状态位于原点处为0的基础上，解决滑模控制方法中的抖振问题，并且控制器具有良好的鲁棒性和控制性能。文档编号G05B13/04GK103197551SQ20131007906公开日2013年7月10日 申请日期2013年3月12日 优先权日2013年3月12日专利技术者傅健, 吴庆宪, 姜长生, 陈谋, 王玉惠, 都延丽, 薛雅丽, 文杰 申请人:南京航空航天大学本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种单旋翼无人飞行器的单向滑模控制方法，该方法基于飞行器控制系统中角速率回路、欧拉角回路、速度回路和位置回路四个控制回路组成的控制系统实现，其特征在于，具体包括以下步骤：步骤一、将飞行器中角速率回路、欧拉角回路、速度回路和位置回路分别转换为式（1）的仿射非线性方程x·=f(x)+g(x)u---(1)其中，x∈Rn、u∈Rn分别是子系统状态向量和控制向量，f(x)∈Rn、g(x)∈Rn×n是状态x的平滑函数；根据角速率回路、欧拉角回路、速度回路、位置回路各自的状态向量与控制向量，结合式（1）确定该四个回路具体的仿射非线性系统方程为：A、位置回路的仿射非线性系统方程：Σ·e=fp(Σe)+gp(Σe)σC式中，Σe=[xe,ye,ze]T为位置回路的状态误差，xe,ye,ze为地面坐标轴系下X、Y、Z方向无人飞行器的位置误差信号，fp（Σe）∈Rn、gp（Σe）∈Rn×n是状态Σe的平滑函数；σC为速度回路的指令信号；B、速度回路的仿射非线性系统方程：u·e=fu(ue)+gu(ue)θsv·e=fv(ve)+gv(ve)φsw·e=fw(we)+gw(we)δcol式中，ue、ve、we分别为机体坐标轴系下X、Y、Z方向的速度误差，fu（ue）∈Rn、gu（ue）∈Rn×n是状态ue的平滑函数，θs=sinθc，θc为俯仰角指令信号；fv（ve）∈Rn、gv（ve）∈Rn×n是状态ve的平滑函数；φs=sinφc，φc为滚转角指令信号；fw（we）∈Rn、gw（we）∈Rn×n是状态we的平滑函数；δcol为主转子控制输入；C、欧拉角回路的仿射非线性系统方程：Ωe=[φe,θe,ψe]T为欧拉角回路的状态误差，φe,θe,ψe为滚转角、俯仰角和偏航角的误差，fE（Ωe）∈Rn、gE（Ωe）∈Rn×n是状态Ωe的平滑函数；ωc为角速率指令信号；D、角速率回路的仿射非线性系统方程：ωe=[pe,qe,re]T为角速率回路的状态误差，pe,qe,re分别为滚转角速率、俯仰角速率和偏航角速率的误差，fa（ωe）∈Rn、ga（ωe）∈Rn×n是状态ωe的平滑函数，MC为控制力矩；步骤二、分别设计角速率回路、欧拉角回路、速度回路和位置回路的单向滑模 控制器，具体为：(2?1)根据式（1）的仿射非线性方程确定该系统的单向滑模控制器如下：u=g(x)-1(-f(x)+Ω1-1·N-Ω1-1·Ω2·x)---(2)式中，Ω1、Ω2为单向辅助面的设计参数，N为单向滑模的去抖振趋近率；（2?2）结合式（2）和四个回路的状态向量与控制向量确定该四个回路的具体的单向滑膜控制器为：位置回路的单向滑模控制器为：σc=gp(Σe)?1(?fp(Σe)+Ωp1?1·Np?Ωp1?1·Ωp2·Σe)；式中，Ωp1、Ωp2为位置回路单向辅助面的设计参数，Np为位置回路单向滑模的去抖振趋近率；速度回路的单向滑模控制器为：θc=arcsin(gu(ue)?1(?fu(ue)+Ωu1?1·Nu?Ωu1?1·Ωu2·ue))φc=arcsin(gv(ve)?1(?fv(ve)+Ωv1?1·Nv?Ωv1?1·Ωv2·ve))δcol=gw(we)?1(?fw(we)+Ωw1?1·Nw?Ωw1?1·Ωw2·we)式中，Ωu1、Ωu2为针对速度回路误差状态ue的单向辅助面设计参数；Ωv1、Ωv2为速度回路误差状态ve的单向辅助面设计参数；Ωw1、Ωw2为速度回路误差状态we的单向辅助面设计参数；Nu、Nv、Nw分别为速度回路中针对误差状态ue，ve，we设计的单向滑模去抖振趋近率；欧拉角回路的单向滑模控制器为：ωc=gE(Ωe)?1(?fE(Ωe)+ΩE1?1·NE?ΩE1?1·ΩE2·Ωe)式中，ΩE1、ΩE2为欧拉角回路单向辅助面的设计参数；NE为欧拉角回路单向滑模的去抖振趋近率；角速率回路的单向滑模控制器为：Mc=ga(ωe)?1(?fa(ωe)+Ωa1?1·Na?Ωa1?1·Ωa2·ωe)式中，Ωa1、Ωa2为角速率回路单向辅助面的设计参数；Na为角速率回路单向滑模的去抖振趋近率；步骤三、利用步骤二中四个回路的单向滑模控制器实现对无人飞行器的控制，具体为；（3?1）获取无人飞行器的位置误差信号并将...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：傅健，吴庆宪，姜长生，陈谋，王玉惠，都延丽，薛雅丽，文杰，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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