一种基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法技术

本发明专利技术公开了一种基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法，包括如下步骤：步骤1：基于四旋翼无人机动力学模型，设计线性跟踪微分器，给姿态角输入信号安排过渡过程；步骤2：根据转化后的风扰下的无人机动力学模型，设计线性扩张状态观测器，对姿态角输出信号和总扰动进行观测估计；步骤3：根据姿态角观测误差和总扰动，设计线性状态反馈控制器进行补偿。本发明专利技术能够实现四旋翼无人机在受到外界扰动、内部耦合、内部不确定性等影响下，能够使系统保持稳定，保证对指令的跟踪精度和快速性。保证对指令的跟踪精度和快速性。保证对指令的跟踪精度和快速性。

【技术实现步骤摘要】
一种基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法


[0001]本专利技术涉及航空器飞行控制
，尤其是一种基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法。

技术介绍

[0002]目前，四旋翼无人机已经成为旋翼机中极具代表性的一员，采用对称结构，可以简单灵活地实现垂直起降，引起了国内外各学科研究者的关注。设计具有良好控制品质的控制律来提高四旋翼执行飞行任务的安全性和效率成为学者们研究的重点。
[0003]从控制角度来看，四旋翼无人机是一个非线性、耦合的多输入多输出系统，由于自身结构和外界环境的限制，极易受到内外部干扰的影响，飞行品质和飞行安全都受到了极大的威胁。实际四旋翼无人机飞行控制器产品中，PID控制器仍然是使用最广泛的控制技术，PID控制器原理简单，结构分明，实施方便，但是在受到外界扰动和存在较大的不确定性时的情况下，控制品质会极具下降，跟踪性能恶化，从而导致系统不稳定。因此随着四旋翼飞行器功能和应用的逐渐扩展，控制方面的要求越来越高，对具有良好抗干扰性和鲁棒性的控制器的需求越发迫切。

技术实现思路

[0004]本专利技术所要解决的技术问题在于，提供一种基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法，实现四旋翼无人机在受到外界扰动、内部耦合、内部不确定性等影响下，能够使系统保持稳定，保证对指令的跟踪精度和快速性。
[0005]为解决上述技术问题，本专利技术提供一种基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法，包括如下步骤：
[0006]步骤1：基于四旋翼无人机动力学模型，设计线性跟踪微分器，给姿态角输入信号安排过渡过程；
[0007]步骤2：根据转化后的风扰下的无人机动力学模型，设计线性扩张状态观测器，对姿态角输出信号和总扰动进行观测估计；
[0008]步骤3：根据姿态角观测误差和总扰动，设计线性状态反馈控制器进行补偿。
[0009]优选的，步骤1中，四旋翼无人机角动力学模型为：
[0010][0011]其中，I
x
,I
y
,I
z
分别是x,y,z轴上的转动惯量，d是旋翼中心到机体坐标原点的距离，即轴半径，W
x
,W
y
,W
z
是由诱导速度、风切变和紊流组成的风扰，u
i
(i＝2,3,4)分别为滚转
通道操纵量、俯仰通道操纵量和偏航通道操纵量，数学表达式为：
[0012][0013]其中，是四个旋翼的转速，c
T
是拉力系数，c
Q
是反扭矩系数，与旋翼的面积A
r
、旋翼半径r和空气密度ρ有关。
[0014]优选的，针对输入的三个控制通道的姿态角信号进行安排过渡过程，对输入信号进行软化处理，防止信号突变对系统造成冲击而引起超调或者振荡，提高系统的快速性，同时还能得到角速率信号，具体形式如下：
[0015][0016][0017][0018]式中，φ
d
,θ
d
,ψ
d
分别是滚转角给定值、俯仰角给定值和偏航角给定值，φ
d1
,θ
d1
,ψ
d1
分别是软化后的滚转角给定值、俯仰角给定值和偏航角给定值，φ
d2
,θ
d2
,ψ
d2
分别是的微分信号，这些信号在后面设计线性状态误差反馈控制器的时候会用到，r
φ
,r
θ
,r
ψ
分别是三个姿态角线性跟踪微分器的快速因子，能够决定过渡过程的快慢。
[0019]优选的，步骤2中，根据转化后的风扰下的无人机动力学模型，设计线性扩张状态观测器，具体为：
[0020][0021]其中，不仅包含了模型中已知的耦合项，还包括未建模部分以及风扰动，u
i
(i＝2,3,4)分别为滚转通道操纵量、俯仰通道操纵量和偏航通道操纵量，根据自抗扰控制原理，基于姿态角设计线性自抗扰姿态控制律，数学表达式如下：
[0022][0023][0024][0025]式中，φ,θ,ψ为滚转角、俯仰角和偏航角的输出信号，u
roll
,u
pitch
,u
yaw
是滚转通道、俯仰通道和偏航通道操纵量，z
1φ
,z
1θ
,z
1ψ
是姿态角信号φ,θ,ψ的估计值，z
2φ
,z
2θ
,z
2ψ
是姿态角速度的估计值，z
3φ
,z
3θ
,z
3ψ
是总扰动的估计值，e
φ
,e
θ
,e
ψ
是估计值z
1φ
,z
1θ
,z
1ψ
与实际姿态角信号φ,θ,ψ之间的估计误差，参数β
1i
,β
2i
,β
3i
(i＝φ,θ,ψ)是线性扩张状态观测器的调节参数，b
φ
,b
θ
,b
ψ
是可调参数，是决定补偿强弱的补偿因子，选取合适的参数能够使得线性扩张状态观测器能够很好地实时跟踪姿态角和姿态角速度，以及估计出控制通道受到的总扰动
[0026]优选的，步骤3中，根据姿态角观测误差和总扰动，设计线性状态反馈控制器进行补偿具体为：
[0027][0028][0029][0030]其中，e
1i
(i＝φ,θ,ψ)是线性跟踪微分器安排过渡过程后的姿态角指令信号与线性扩张状态观测器对姿态角的估计值之间的误差，e
2i
(i＝φ,θ,ψ)是线性跟踪微分器安排过渡过程后的姿态角速度指令信号与线性扩张状态观测器对姿态角速度的估计值之间的误差，u
i
(i＝φ,θ,ψ)是根据误差e
1i
和e
2i
得到的误差反馈控制律，u
roll
,u
pitch
,u
yaw
是对总扰
动z
3i
(i＝φ,θ,ψ)补偿后的最终得滚转通道、俯仰通道和偏航通道的操纵量。
[0031]本专利技术的有益效果为：(1)本专利技术设计线性跟踪微分器，对输入的姿态角信号安排过渡过程，选取出适当的参数，可以使得输出快速且无超调，能够解决PID控制算法中快速性和超调之间的矛盾，与此同时也可以预防输入信号的突变，导致与系统输出的姿态角信号之间的误差的初始值过大，对系统造成很大的冲击；(2)设计线性扩张状态观测器，调节好控制参数，对姿态角和姿态角速率输出具有良好地跟踪估计，同时能对系统受到的“总扰动”进行估计，其中包括外部风扰、内部不确定性、内部耦合等，不依赖具体的数学模型，也不需要直接测量“总扰动”，将传统上属于系统辨识的问本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤1：基于四旋翼无人机动力学模型，设计线性跟踪微分器，给姿态角输入信号安排过渡过程；步骤2：根据转化后的风扰下的无人机动力学模型，设计线性扩张状态观测器，对姿态角输出信号和总扰动进行观测估计；步骤3：根据姿态角观测误差和总扰动，设计线性状态反馈控制器进行补偿。2.如权利要求1所述的基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法，其特征在于，步骤1中，四旋翼无人机角动力学模型为：其中，I
x
,I
y
,I
z
分别是x,y,z轴上的转动惯量，d是旋翼中心到机体坐标原点的距离，即轴半径，W
x
,W
y
,W
z
是由诱导速度、风切变和紊流组成的风扰，u
i
(i＝2,3,4)分别为滚转通道操纵量、俯仰通道操纵量和偏航通道操纵量，数学表达式为：其中，是四个旋翼的转速，c
T
是拉力系数，c
Q
是反扭矩系数，与旋翼的面积A
r
、旋翼半径r和空气密度ρ有关。3.如权利要求2所述的基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法，其特征在于，针对输入的三个控制通道的姿态角信号进行安排过渡过程，对输入信号进行软化处理，具体形式如下：具体形式如下：具体形式如下：式中，φ
d
,θ
d
,ψ
d
分别是滚转角给定值、俯仰角给定值和偏航角给定值，φ
d1
,θ
d1
,ψ
d1
分别
是软化后的滚转角给定值、俯仰角给定值和偏航角给定值，φ
d2
,θ
d2
,ψ
d2
分别是的微分信号，r
φ
,r
θ
,r
ψ
分别是三个姿态角线性跟踪微分器的快速因子。4.如权利要求1所述的基于线性自抗扰控制的四旋翼无人机姿态控制方法，其特征在于，步骤2中，根据转化后的风扰下的无人机动力学模型，设计线性扩张状态观测器，具体为：其中，不仅包含了模型中已知的耦合项，还包括未建模部分以及风扰动，u
i
(i＝2,3,4)分别为滚转通道操纵量、俯仰通道操纵量和偏航通道操纵量，根据自抗扰控制原理，基于姿态角设计线性自抗扰姿态控制律，数学表达式如下...

【专利技术属性】
技术研发人员：李春涛，周辉，李秀娟，戴飞，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：