基于小型无人机导航的滑模控制方法技术

本发明专利技术提供一种基于小型无人机导航的滑模控制方法，包括(1)确定滑模面s(x)：滑模面代表系统的理想动态特性，选择的滑模面为非线性滑模面；(2)滑模控制器设计：使到达条件得到满足，从而使趋近运动于有限时间到达滑模面，并且在趋近的过程中快速、抖振小。本发明专利技术针对滑模控制中出现的抖振问题，重新进行了控制律设计，并对制导参数进行了优化；并分析了无人机的运动学和动力学特性，提出了一种基于滑模控制理论的非线性导航算法。实际测试结果表明，本发明专利技术给出的导航控制算法具有良好的性能指标，可跟踪任意航路点，从而可实现无人机自主飞行。

【技术实现步骤摘要】
基于小型无人机导航的滑模控制方法
本专利技术涉及小型无人机导航的滑模控制，具体涉及一种基于小型无人机导航的滑模控制方法。
技术介绍
小型无人机以其独特的外形、结构及广阔的应用前景，成为当前的研究热点。导航控制是无人飞行器研究的关键问题之一，其关键性能指标之一是在面对系统的不确定性及环境干扰情况下保证对飞行轨迹控制的精确性。因此，设计一个简单、高效、稳健的导航算法，可以降低系统的复杂度，增加系统的稳定性，提高飞行轨迹控制的精确性，实现获得更满意的控制效果，显得尤为重要。
技术实现思路
针对上述问题，本专利技术的目的是在滑模控制(SlidingModeControl，SMC)理论的基础上提出了一种非线性的导航控制方法。实现上述目的，本专利技术采用如下技术方案：一种基于小型无人机导航的滑模控制方法，包括如下步骤：(1)飞行前，根据飞机类型，查询手册，得到飞机的最大滚转角φmax以及飞机的最大巡航速度Vmax；(2)确定滑模面s(x)：滑模面代表系统的理想动态特性，设计一个非线性滑模面，如图4所示。飞机以最大速度Vmax飞行时，最小转弯半径Y＝2Rmin，参数(3)滑模控制器设计：设计滑模控制器，使到达条件得到满足，从而使趋近运动于有限时间到达滑模面，并且在趋近的过程中快速、抖振小；根据选择的滑模面，对任意的侧向偏离距离y均有一个固定的期望ψE值，根据无人机的当前航迹方位角ψG，计算出当前的航迹误差角ψCE与期望的ψE角的误差εE；为了产生一个平滑的导航输出φr，根据当前的εE来设计控制律；根据选择的滑模面s计算当前的εE，具体如下式所示：式中ψCE＝ψG-ψT，-π≤ψCE≤π，当前航迹方位角ψG指向目标航线右侧，ψCE为正；当无人机以滚转角φ转弯时，根据角速度及式(2)可得：由ωT＝-ψE可得：式中T为期望的响应时间，单位为秒，根据系统的响应速度进行设置；T越大，响应越快，可能会发生抖振现象；T越小，系统越稳定，但响应很慢；当无人机的侧向偏离距离值|y|在期望的控制精度ε内时，导航算法的控制目标变为保持ψCE＝0，总的控制律如下：无人机机身倾斜时，升力竖直方向的分力平衡自身重力，故滚转角|φ|会有一个上限值φmax，故计算时应限定|φ|≤φmax；在实际飞行中，飞机的俯仰角θ不一定为0，故最后的导航输出制导量为φr＝φcosθ；(4)无人机控制；滑模控制器最终输出的制导量φr为图3中需要控制的滚转角φ，将其送给无人机的控制驱动系统，最终控制无人机的舵机，将飞机的实际滚转角φ控制到滑模控制器输出的φr角。在飞行过程中，循环执行(3)、(4)过程，即可将无人机从一个目标航点引导控制到下一个目标航点。相比现有技术，本专利技术具有如下有益效果：本专利技术针对小型无人机导航控制系统成本低、计算能力有限的特点，提出了一种简单、有效的基于滑模控制理论的非线性导航控制方法，解决了无人机两点间的平面导航问题。飞行测试结果表明，该方法合理、有效、稳定性好，可将侧向偏离误差控制在3米内，可以满足民用小型无人机的应用要求。本专利技术在导航控制系统设计时，采用将导航与控制的设计问题分解成外环的导航设计与内环的控制设计的方法，首先选取一个非线性的滑模面，然后运用几何学和运动学推导出总的控制律，最后针对具体需求重新进行了控制律的设计。在自主研发的飞控系统上的飞行测试结果表明，沿滑模面运动时，对于任意的侧向偏离距离，该系统保持稳定，抖振现象小，且稳态侧向偏离误差在3米内，呈现出良好的航迹跟踪性能。附图说明图1本专利技术滑模控制流程图；图2无人机的系统导航参数表示示意图；图3无人机协调转弯时竖直方向的受力示意图；图4无人机非线性滑模面示意图；图5本专利技术测试飞机及自驾仪主板照片；图6大侧向偏离距离测试的实测轨迹图；图7侧向偏离距离与航迹误差角的实时变化图；图8无人机进入目标航线后的侧向偏离距离变化图；图9无人机连续航点导航测试飞行轨迹图；图10连续航点导航测试侧向偏离距离变化图；图11实际滚转角(roll)对参考滚转角(nav_roll)的跟随变化图；图12自动导航过程中的高度变化图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细说明。一种民用小型无人机的飞行控制器，包括飞行控制微处理器、GPS模块、舵机驱动模块、传感器、数据存储模块、电源以及地面测控模块；形成一个资源统一调度分配、各部分相互协同运作的数字控制系统；其中，所述飞行控制微处理器是飞行控制系统的核心，担负传感器数据的采集、姿态解算、控制律解算、数据存储和飞行任务管理任务，选用STM32F103RE；采用体积小的LQFP封装芯片；传感器包括微陀螺仪/加速度计、三轴数字罗盘和高度传感器，分别用于测量无人机角速率、加速度、磁场矢量信息和飞机高度信息；采集到的信息通过各自的通信接口被传送给微处理器进行滤波、姿态解算；所述GPS模块采用u-blox公司型号为LEA-6H的GPS接收模块。所述舵机驱动模块采用STM32F103RE微处理器，舵机驱动模块产生6路PWM信号，分别对油门、横滚、偏航、俯仰进行控制，以及预留两路PWM信号作开伞信号或其他用途；在微处理器与舵机之间加入主要由快速光电隔离器HCPL2530组成的隔离电路。所述数据存储模块主要由EEPROM和TF卡存储两部分组成；EEPROM主要用来存储系统初始化时所需的参数信息和航点信息，采用型号为AT24C512的EEPROM器件。无人机滑模控制方法以机载传感器信息得到的姿态信息为基础，将导航与控制的设计问题分解成外环的导航设计与内环的控制设计的方法，利用滑模控制方法进行导航控制，首先选取一个非线性的滑模面，然后运用几何学和运动学推导出总的控制律，并针对具体应用进行控制律设计，实行无人机自主导航。参见图1，本专利技术基于小型无人机导航的滑模控制方法，包括如下步骤：(1)飞行前，根据飞机类型，查询手册，得到飞机的最大滚转角φmax以及飞机的最大巡航速度Vmax；(2)确定滑模面s(x)：滑模面代表系统的理想动态特性，设计一个非线性滑模面，如图4所示。飞机以最大速度Vmax飞行时，最小转弯半径Y＝2Rmin，参数(3)滑模控制器设计：设计滑模控制器，使到达条件得到满足，从而使趋近运动于有限时间到达滑模面，并且在趋近的过程中快速、抖振小；根据选择的滑模面，对任意的侧向偏离距离y均有一个固定的期望ψE值，根据无人机的当前航迹方位角ψG，计算出当前的航迹误差角ψCE与期望的ψE角的误差εE；为了产生一个平滑的导航输出φr，根据当前的εE来设计控制律；根据选择的滑模面s计算当前的εE，具体如下式所示：式中ψCE＝ψG-ψT，-π≤ψCE≤π，当前航迹方位角ψG指向目标航线右侧，ψCE为正；当无人机以滚转角φ转弯时，根据角速度及式(2)可得：由ωT＝-ψE可得：式中T为期望的响应时间，单位为秒，根据系统的响应速度进行设置；T越大，响应越快，可能会发生抖振现象；T越小，系统越稳定，但响应很慢；当无人机的侧向偏离距离值|y|在期望的控制精度ε内时，导航算法的控制目标变为保持ψCE＝0，总的控制律如下：无人机机身倾斜时，升力竖直方向的分力平衡自身重力，故滚转角|φ|会有一个上限值φmax，故计算时应限定|φ|≤φmax；在实际飞行中，飞机的俯仰角θ不一定为0，故最本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于小型无人机导航的滑模控制方法，包括如下步骤：(1)飞行前，根据飞机类型，查询手册，得到飞机的最大滚转角φmax以及飞机的最大巡航速度Vmax；(2)确定滑模面s(x)：滑模面代表系统的理想动态特性，设计一个非线性滑模面；飞机以最大速度Vmax飞行时，最小转弯半径Y＝2Rmin，参数(3)滑模控制器设计：设计滑模控制器，使到达条件得到满足，从而使趋近运动于有限时间到达滑模面，并且在趋近的过程中快速、抖振小；根据选择的滑模面，对任意的侧向偏离距离y均有一个固定的期望ψE值，根据无人机的当前航迹方位角ψG，计算出当前的航迹误差角ψCE与期望的ψE角的误差εE；为了产生一个平滑的导航输出φr，根据当前的εE来设计控制律；根据选择的滑模面s计算当前的εE，具体如下式所示：ϵE=ψCE-π2(y>Y)ψCE+λy(-Y<y<Y)ψCE+π2(y<-Y)---(13)]]>式中ψCE＝ψG‑ψT，‑π≤ψCE≤π，当前航迹方位角ψG指向目标航线右侧，ψCE为正；当无人机以滚转角φ转弯时，根据角速度及式(2)可得：&omega;=gtanφV---(14)]]>由ωT＝‑ψE可得：φ=-arctan(VψEgT)---(15)]]>式中T为期望的响应时间，单位为秒，根据系统的响应速度进行设置；T越大，响应越快，可能会发生抖振现象；T越小，系统越稳定，但响应很慢；当无人机的侧向偏离距离值|y|在期望的控制精度ε内时，导航算法的控制目标变为保持ψCE＝0，总的控制律如下：φ=-arctan(VψEgT)|y|>ϵ-arctan(λV2sin(ψCE)g)|y|≤ϵ---(16)]]>无人机机身倾斜时，升力竖直方向的分力平衡自身重力，故滚转角|φ|会有一个上限值φmax，故计算时应限定|φ|≤φmax；在实际飞行中，飞机的俯仰角θ不一定为0，故最后的导航输出制导量为φr＝φcosθ；(4)无人机控制；滑模控制器最终输出的制导量φr为需要控制的滚转角φ，将其送给无人机的控制驱动系统，最终控制无人机的舵机，将飞机的实际滚转角φ控制到滑模控制器输出的φr角。在飞行过程中，循环执行(3)、(4)过程，即可将无人机从一个目标航点引导控制到下一个目标航点。...

【技术特征摘要】
1.基于小型无人机导航的滑模控制方法，包括如下步骤：(1)飞行前，根据飞机类型，查询手册，得到飞机的最大滚转角φmax以及飞机的最大巡航速度Vmax；(2)确定滑模面s(x)：滑模面代表系统的理想动态特性，设计一个非线性滑模面；飞机以最大速度Vmax飞行时，最小转弯半径Y＝2Rmin，参数V为地速；(3)滑模控制器设计：设计滑模控制器，使到达条件得到满足，从而使趋近运动于有限时间到达滑模面，并且在趋近的过程中快速、抖振小；根据选择的滑模面，对任意的侧向偏离距离y均有一个固定的期望ψE值，根据无人机的当前航迹方位角ψG，计算出当前的航迹误差角ψCE与期望的ψE角的误差εE；为了产生一个平滑的导航输出φr，根据当前的εE来设计控制律；根据选择的滑模面s计算当前的εE，具体如下式所示：式中ψCE＝ψG-ψT，-π≤ψCE≤π，当前航迹方位角ψG指向目标航线右侧，ψCE为正；ψT为目标航线角；当无人机以滚转角φ转弯时，根据角速度及式(2)可得：

【专利技术属性】
技术研发人员：黄鸿，谢吉海，马泽忠，刘智华，曲焕鹏，
申请(专利权)人：重庆大学，
类型：发明
国别省市：重庆;85