基于加速度反馈的四旋翼滑模抗干扰控制方法技术

本发明专利技术提供基于加速度反馈的四旋翼滑模抗干扰控制方法，包括：S1确定四旋翼平台的参数，根据获取的参数建立基于牛顿

【技术实现步骤摘要】
基于加速度反馈的四旋翼滑模抗干扰控制方法


[0001]本专利技术涉及四旋翼抗干扰控制
，特别是基于加速度反馈的四旋翼滑模抗干扰控制方法。

技术介绍

[0002]四旋翼无人机因其结构简单、可垂直起降等特点在民用和军事领域都得到了广泛应用。作为典型的四输入六输出系统，因其非线性、欠驱动、强耦合等特性导致其控制器的设计本身就有一定难度，并且四旋翼在实际飞行中还将受到各种不确定干扰。
[0003]目前针对四旋翼的扰动抑制方法主要有基于系统动态模型的控制方法如传统的滑模控制、反步法控制，以及基于扰动观测器的控制方法，如自抗扰控制(ADRC)、结合非线性干扰观测器的控制方法等。
[0004]目前，现有技术中的针对四旋翼的扰动抑制方法中，扰动估计不准确，参数整定复杂。传统的滑模控制策略因高频切换易造成抖振，且不适合处理较大的抖动。反步控制对于非匹配不确定性问题有一定的优势，但其“微分爆炸”问题造成实际数据运算中的不准确，也不具备较强的鲁棒性。基于扩张状态观测器的自抗扰控制(ADRC)参数过多，实际应用非常难整定。

技术实现思路

[0005]针对上述问题，本专利技术旨在提供一种结构简单、易实现、抗扰能力强的四旋翼抗干扰滑模控制方法。
[0006]本专利技术的目的采用以下技术方案来实现：
[0007]第一方面，本专利技术提出一种基于加速度反馈的四旋翼滑模抗干扰控制方法，包括：
[0008]S1确定四旋翼平台的参数，根据获取的参数建立基于牛顿
‑
欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型；
[0009]S2根据建立的模型求解四旋翼三个通道的输入力矩；
[0010]S3获取加速度反馈项；
[0011]S4根据获取逇加速度反馈项修正系统输出，其中系统输出包括姿态角期望和三个通道的力矩；
[0012]S5根据修正后的系统输出完成四旋翼平台的控制。
[0013]优选的，步骤S1包括：
[0014]确定四旋翼平台的参数，包括总质量m，转动惯量J，轴线距离d，螺旋桨升力系数C
T
，反扭力矩系数C
M
，空气阻力系数C
d
，电机曲线斜率参数C
R
，电机曲线常数ω
b
。根据以上参数建立基于牛顿
‑
欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型：
[0015][0016][0017][0018][0019][0020][0021][0022][0023]M
z
＝C
M
(
‑
ω
12
+ω
22
‑
ω
32
+ω
42
)
[0024]f＝C
T
(ω
12
+ω
22
+ω
32
+ω
42
)
[0025]式中α,β,γ分别是绕x,y,z轴旋转得到的横滚角、俯仰角和偏航角，g是重力加速度，M
x
,M
y
,M
z
为四旋翼沿x,y,z三个方向的驱动力矩，M
dx
,M
dy
,M
dz
是四旋翼的干扰力矩，f为四旋翼竖直方向的电机所产生的升力。
[0026]优选的，步骤S2包括：
[0027]分别对姿态环的三个通道设计滑模面c>0，其中e为角度误差，e＝θ
d
‑
θ，其中θ指代四旋翼的姿态角(α,β,γ)，θ
d
为期望的姿态角，则三个通道的滑模面满足如下方程：
[0028][0029][0030][0031]上式中，为姿态角的微分，在小角度姿态飞行的情况下其等于机体角速度Ω＝[o,p,q]T
，Ω为无人机的陀螺仪测得的机体系下的三轴角速度，其中[o,p,q]分别是沿x,y,z方向的角速度；
[0032]其中，构造新型切换函数f
sw
(s,δ,τ)代替符号函数，
[0033][0034]式中，ε与r分别表示控制器需要整定的参数；
[0035]其中，
[0036][0037]δ为滑模控制边界层厚度；τ为放缩幂次，τ∈[0,1]；
[0038]得到三个通道的输入力矩如下：
[0039][0040][0041][0042]其中，横滚通道与俯仰通道因结构的对称性可选取相同的参数；是姿态误差的微分，分别为期望姿态角的二阶微分。
[0043]优选的，期望姿态角的二阶微分由以下方式获取：
[0044]通过跟踪微分器获取期望姿态角的二阶微分其中θ∈[α,β,γ]；
[0045]其中，跟踪微分器的算法表达式如下：
[0046]θ
v1
+＝h*θ
v2
[0047]θ
v2
+＝h*fsun(θ
v1
‑
θ
d
,θ
v2
,u,h0)
[0048]其中，u为控制增益，直接影响跟踪速度，h为积分步长，h0为滤波因子，决定提取的跟踪信号和微分信号的滤波效果，θ
v1
即输入信号θ
d
的跟踪值，θ
v2
是提取到的一阶微分信号，fsun(x1,x2,u,h0)为离散最速控制综合函数，其具体形式为：
[0049][0050]其中sign为符号函数，表达式如下：
[0051][0052]而sat为饱和函数，表达式如下：
[0053][0054]通过调整u,h,h0可以得到平滑的微分信号，使用两个跟踪微分器即可得到最终求得M
x
,M
y
,M
z
。
[0055]优选的，步骤S3包括：
[0056]其中加速度反馈项包括线加速度反馈项和角加速度反馈项，加速度反馈项和角加速度反馈项由以下方式获取；
[0057]在系统中引入扰动矢量F
d
及加速度反馈项F
f
，系统满足如下方程：
[0058][0059]其中，e为diag(0,0,
‑
1)，分别为加速度传感器测得的三轴加速度，F
x
,F
y
,F
z
为三个方向的输入力，F
dx
,F
dy
,F
dz
为三个方向的干扰力，F
fx
,F
fy
,F
fz
为线加速度反馈项；
[0060]根据加速度反馈思想，
[0061][0062]三个通道的线加速度反馈项如下：
[0063][0064][0065][0066]对于角速度，系统满足下列动力学方程：
[0067][本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.基于加速度反馈的四旋翼滑模抗干扰控制方法，其特征在于，包括：S1确定四旋翼平台的参数，根据获取的参数建立基于牛顿
‑
欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型；S2根据建立的模型求解四旋翼三个通道的输入力矩；S3获取加速度反馈项；S4根据获取逇加速度反馈项修正系统输出，其中系统输出包括姿态角期望和三个通道的力矩；S5根据修正后的系统输出完成四旋翼平台的控制。2.根据权利要求1所述的基于加速度反馈的四旋翼滑模抗干扰控制方法，其特征在于，步骤S1包括：确定四旋翼平台的参数，包括总质量m，转动惯量J，轴线距离d，螺旋桨升力系数C
T
，反扭力矩系数C
M
，空气阻力系数C
d
，电机曲线斜率参数C
R
，电机曲线常数ω
b
。根据以上参数建立基于牛顿
‑
欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型：欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型：欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型：欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型：欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型：欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型：欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型：欧拉方程的带不确定干扰的四旋翼动力学模型：M
z
＝C
M
(
‑
ω
12
+ω
22
‑
ω
32
+ω
42
)f＝C
T
(ω
12
+ω
22
+ω
32
+ω
42
)式中α,β,γ分别是绕x,y,z轴旋转得到的横滚角、俯仰角和偏航角，g是重力加速度，M
x
,M
y
,M
z
为四旋翼沿x,y,z三个方向的驱动力矩，M
dx
,M
dy
,M
dz
是四旋翼的干扰力矩，f为四旋翼竖直方向的电机所产生的升力。3.根据权利要求2所述的基于加速度反馈的四旋翼滑模抗干扰控制方法，其特征在于，步骤S2包括：分别对姿态环的三个通道设计滑模面c>0，其中e为角度误差，e＝θ
d
‑
θ，其中θ指代四旋翼的姿态角(α,β,γ)，θ
d
为期望的姿态角，则三个通道的滑模面满足如下方
程：程：程：上式中，为姿态角的微分，在小角度姿态飞行的情况下其等于机体角速度Ω＝[o,p,q]
T
，Ω为无人机的陀螺仪测得的机体系下的三轴角速度，其中[o,p,q]分别是沿x,y,z方向的角速度；其中，构造新型切换函数f
sw
(s,δ,τ)代替符号函数，式中，ε与r分别表示控制器需要整定的参数；其中，δ为滑模控制边界层厚度；τ为放缩幂次，τ∈[0,1]；得到三个通道的输入力矩如下：得到三个通道的输入力矩如下：得到三个通道的输入力矩如下：其中，横滚通道与俯仰通道因结构的对称性可选取相同的参数；是姿态误差的微分，分别为期望姿态角的二阶微分。4.根据权利要求3所述的基于加速度反馈的四旋翼滑模抗干扰控制方法，其特征在于，期望姿态角的二阶微分由以下方式获取：通过跟踪微分器获取期望姿态角的二阶微分其中θ∈[α,β,γ]；其中，跟踪微分器的算法表达式如下：θ
v1
+＝h*θ
v2
θ
v2
+＝h*fsun(θ
v1
‑
θ
d
,θ
v2
,u,h0)其中，u为控制增益，直接影响跟踪速度，h为积分步长，h0为滤波因子，决定提取的跟踪信号和微分信号的滤波效果，θ
v1
即输入信号θ
d
的跟踪值，θ

【专利技术属性】
技术研发人员：鲁仁全，姚敏，陶杰，陈佳威，陈汉泉，
申请(专利权)人：广东工业大学，
类型：发明
国别省市：