CN107608370A - 无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器 - Google Patents
无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器 Download PDFInfo
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Abstract
本发明提供了一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器，涉高速飞行器控制技术领域，包括：获取检测的四旋翼飞行器的飞行参数；将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：PD控制器和鲁棒补偿器；将所述PD控制器和所述鲁棒补偿器导入四旋翼飞行器模型中，得到目标控制量；按照所述目标控制量控制所述四旋翼飞行器。本发明提供了一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器，由实现期望跟踪性能的PD控制器和用来抑制不确定性的影响的鲁棒补偿器来控制四旋翼飞行器，控制方法简便易用，实现了良好的动态和稳态跟踪性能。
Description
技术领域
本发明涉及无人飞行器姿态控制技术领域，尤其是涉及一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器。
背景技术
无人飞行器适用于危险和难以进入环境中的遥感，监视，运输和矿物勘探等应用。与传统直升机相比，四旋翼飞行器具有以下优点：取消了传统直升机的尾翼，四个旋翼配对以相反方向旋转从而抵消了力矩。此外，四个旋翼增加了四旋翼飞行器的机动性和有效载荷能力，且四旋翼可以在没有复杂的机械联动控制下改变气动力和力矩。
国内外学者对四旋翼的姿态和位置控制器的设计已经有了许多研究。直升机动力学涉及参数摄动、非线性、耦合和外部干扰等不确定性。Altug以及Hoffmann等人分别设计了比例·微分(PD)和比例·积分·微分(PID)控制器来完成对旋翼无人机的姿态控制，但闭环系统的跟踪性能未考虑不确定性的影响。Castill等人使用基于嵌套饱和度的非线性控制方法完成了对微型四旋翼飞行器的实时稳定跟踪。Bertrand等人使用单调扰动理论设计了微型VTOL无人机的分级控制器。Tayebi等人使用非线性反馈的分层控制方法控制律完成了对VTOL四旋翼飞行器的姿态稳定设计，这些方法适用于基于准确直升机模型来设计非线性控制器的情况，设计时考虑了非线性动力学和耦合的影响，但并未充分讨论如何限制参数不确定性和未建模不确定性的影响。Alexis等人设计了一种切换模型预测应用控制器和命令滤波控制器，分别实现了四旋翼的姿态控制和位置控制，设计中考虑的不确定性仅局限于模拟或实验中的时间不变性，其他类型不确定性对跟踪性能的影响在其闭环系统的稳定性分析中没有得到充分讨论。
综上所述，目前国内外学者设计的四旋翼飞行器控制器并不能完善的考虑到多重不确定性对飞行器的影响，不同的设计方法各有其局限之处。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器，以缓解现有的四旋翼飞行器的设计不能完善地考虑到多重不确定性对飞行器的影响，导致其跟踪性能较差的技术问题。
第一方面，本发明实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法，包括：
获取检测的四旋翼飞行器的飞行参数；
将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：PD控制器和鲁棒补偿器；
将所述PD控制器和所述鲁棒补偿器导入四旋翼飞行器模型中，得到目标控制量；
控制所述四旋翼飞行器按照所述目标控制量飞行。
结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第一种可能的实施方式，其中，所述飞行参数包括：俯仰角、滚动角和偏航角；
所述目标控制量包括：俯仰角、滚动角和偏航角的输出量。
结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第二种可能的实施方式，其中，所述四旋翼飞行器模型为：
其中，θ(t)是俯仰角，φ(t)是滚动角，ψ(t)是偏航角；ai(i＝θ,φ,ψ)是正数；ωi(t)(i＝1,2,3,4)分别是四个旋翼的转速；ui(t)(i＝1,2,3)为控制输入，
b1＝aθlrgkω,b2＝aφlrgkω,b3＝aψkfmkω，lrg为每个电动机与机体质心的距离，kfm为力到力矩的比例系数；
是bi(i＝1,2,3)的标称参数；
qi(t)(i＝1,2,3)为等效干扰。
结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第三种可能的实施方式，其中，所述鲁棒控制器的控制律为：
其中，为PD控制器的控制输入；为鲁棒补偿器的控制输入。
结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第四种可能的实施方式，其中，所述PD控制器的控制律为：
其中，ri(t)(i＝1,2,3)为俯仰角、滚动角和偏航角的参考信号，为ri(t)(i＝1,2,3)的二阶导数；
x1(t)＝θ(t)-r1(t),x2(t)＝φ(t)-r2(t),x3(t)＝ψ(t)-r3(t),X(t)＝[x1(t),x2(t),…,x6(t)]T；
K为所述PD控制器参数矩阵，
为三个通道比例控制系数，为三个通道微分控制系数。
结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第五种可能的实施方式，其中，所述鲁棒补偿器的控制律为：
uRC(s)＝-F(s)q(s)＝-diag(F1(s),F2(s),F3(s))q(s)
其中，s是拉普拉斯算子，Fi(s)(i＝1,2,3)是鲁棒滤波器的表达矩阵；
F(s)为Fi(s)(i＝1,2,3)的对角矩阵。
结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第六种可能的实施方式，其中，所述鲁棒滤波器的函数表达式为：
其中，gi1和gi2(i＝1,2,3)为鲁棒补偿器参数。
结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第七种可能的实施方式，其中，用于计算等效扰动q(t)的四旋翼飞行器的误差模型：
其中，
结合第一方面，本发明实施例提供了第一方面的第八种可能的实施方式，其中，根据求解得到的等效扰动q(t)和所述鲁棒补偿器的控制律得到的表达式：
其中，zi1(i＝φ,θ,ψ)和zi2(i＝φ,θ,ψ)为中间状态量。
第二方面，本发明实施例还提供一种无人飞行器，包括存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述第一方面所述的方法的步骤。
本发明实施例带来了以下有益效果：本发明实施例提供一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器，由实现期望跟踪性能的PD控制器和用来抑制不确定性的影响的鲁棒补偿器来控制四旋翼飞行器，控制方法简便易用，实现了良好的动态和稳态跟踪性能。
本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点在说明书、权利要求书以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。
为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的无人飞行器的鲁棒姿态控制方法的流程图；
图2为本发明实施例提供的四旋翼飞行器的结构示意图；
图3为本发明实施例提供的鲁棒姿态控制系统框图；
图4为本发明实施例提供的四旋翼飞行器的飞行控制原理图；
图5为本发明实施例情况1中PD控制器的姿态角响应；
图6为本发明实施例情况1中鲁棒控制器的姿态角响应；
图7为本发明实施例情况2中鲁棒控制器的姿态角响应。
图标：
11-PD控制器；12-鲁棒补偿器。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
目前，现有的四旋翼飞行器的设计不能完善地考虑到多重不确定性对飞行器的影响，导致其跟踪性能较差，基于此，本发明实施例提供的一种一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法及无人飞行器，由实现期望跟踪性能的PD控制器和用来抑制不确定性的影响的鲁棒补偿器来控制四旋翼飞行器，控制方法简便易用，实现了良好的动态和稳态跟踪性能。
为便于对本实施例进行理解，首先对本发明实施例所公开的一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法进行详细介绍。
在四旋翼飞行器的飞行过程中，由于飞行环境复杂，通常会受到各种干扰因素的影响。为了实现四旋翼飞行器良好的跟踪性能，需要对四旋翼飞行器的姿态进行控制。如图1所示，本发明实施例提供了一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法，包括以下几个步骤。
S101，获取检测的四旋翼飞行器的飞行参数。
具体的，利用四旋翼飞行器中的传感器系统检测飞行参数，所述飞行参数包括：俯仰角、滚动角和偏航角等参数。
S102，将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：PD控制器和鲁棒补偿器。
具体的，将所述飞行参数输入至PD控制器和鲁棒补偿器中。
S103，将所述PD控制器和所述鲁棒补偿器导入四旋翼飞行器模型中，得到目标控制量。
具体的，将所述PD控制器和所述鲁棒补偿器的控制律代入所述四旋翼飞行器模型的数学函数表达式中，计算得到目标控制量。其中，所述目标控制量包括：俯仰角、滚动角和偏航角等输出量。
S104，控制所述四旋翼飞行器按照所述目标控制量飞行。
本发明实施例提供一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法，由实现期望跟踪性能的PD控制器和用来抑制不确定性的影响的鲁棒补偿器来控制四旋翼飞行器，控制方法简便易用，实现了良好的动态和稳态跟踪性能。
示例性的，本发明实施例的鲁棒控制器可以通过以下步骤实现：
1、模型描述。如图2所示，四旋翼飞行器具有三个姿态角η(t)＝[θ(t) φ(t) ψ(t)]T。其中θ(t)是俯仰角，φ(t)是滚动角，ψ(t)是偏航角。由四个旋翼分别产生推力fi(t)(i＝1,2,3,4)。前后旋翼和左右旋翼为两对，前一对与后一对以相反的方向旋转。通过两对旋翼产生的反作用转矩之间的差值来获得偏航运动。如果前旋翼的旋转速度增加而后旋翼的旋转速度减小，则会实现滚转运动。增加左旋翼推力并减小右旋翼的推力，实现滚动运动。
通过拉格朗日方法得到三个角运动的数学模型，其表达式为：
其中，为姿态角速度；ai(i＝θ,φ,ψ)是正数；di(t)(i＝1,2,3)是外部干扰；τθ(t)，τφ(t)和τψ(t)分别是有关俯仰，滚转和偏航的扭矩；
为包括离心力矩和陀螺力矩的科里奥利项。
扭矩可以表示为：
τθ(t)＝lrg(f1(t)-f3(t)),τφ(t)＝lrg(f2(t)-f4(t)),τψ(t)＝kfm(f1(t)-f2(t)+f3(t)-f4(t))
其中，lrg>0是每个电动机到机体质心的距离，而kfm>0表示力到力矩的比例系数。
四个旋翼分别产生的推力采用下式表达：
其中kω是正常数，ωi(t)(i＝1,2,3,4)分别是四个旋翼的转速。
将控制输入ui(t)(i＝1,2,3)定义为：
根据配电板设计，将控制输入ui(i＝1,2,3)和uT分配给四个旋翼。因此，控制输入ui(i＝1,2,3)可以直接改变以实现三个角运动。理论上，在这里考虑的姿态控制问题中，uT可以为任何值。但uT设置为正值可确保四个旋转器具有足够的升力以保持其悬停。
定义b1＝aθlrgkω,b2＝aφlrgkω,b3＝aψkfmkω，那么直升机模型表达式(1)可以重写以下表达式：
其中，分别是bi(i＝1,2,3)的标称参数。qi(t)(i＝1,2,3)被称为等效干扰。其qi(t)(i＝1,2,3)表达式为：
假设1：不确定参数ai(i＝θ,φ,ψ)、lrg、kfm和kω有界。
定义
假设2：ρi(i＝1,2,3)满足ρi<1(i＝1,2,3)。
如果使用足够大的正的那么则可以保证假设2的成立，因为bi(i＝1,2,3)也是正的。实际上，在不考虑包括俯仰，滚动和偏航角之间的耦合的不确定性qi(t)(i＝1,2,3)的情况下，线性模型表达式(2)表示标称解耦模型。
假设3：对于其中的科里奥利项可以选择正常数和满足下式：
假设4：外部时变干扰di(t)(i＝1,2,3)有界。
用ri(t)(i＝1,2,3)表示俯仰角，滚动角和偏航角的参考信号。
假设5：参考信号ri(t)(i＝1,2,3)及其导数ri (k)(t)(i＝1,2,3；k＝0,1,2)是分段均匀有界的。
定义x1(t)＝θ(t)-r1(t),x2(t)＝φ(t)-r2(t),x3(t)＝ψ(t)-r3(t),以及X(t)＝[x1(t),x2(t),…,x6(t)]T。
对于在给定的正常数ε和任何给定的初始状态X(0)的情况下，存在有限正常常数T*，使得状态X(t)有界，满足maxk|xk(t)|≤ε,
2、根据直升机模型设计鲁棒控制器。如图3所示，设计的鲁棒控制器包括：PD控制器11和鲁棒补偿器12。
定义控制输入u(t)＝[u1(t) u2(t) u3(t)]T。其中，控制输入u(t)及其元素ui(t)(i＝1,2,3)由两部分组成：PD控制输入和信号补偿输入ui(t)可由以下表达式给出：
令q(t)＝[q1(t) q2(t) q3(t)]T，qi(t)为等效干扰。根据公式(2)的直升机模型，四旋翼飞行器的误差模型表达式为：
其中，
三个通道的PD反馈控制构造表达式为：
将公式(6)代入公式(5)，可以得到下面的误差模型表达式为：
其中，AH＝A-BK，以及
K为PD控制器11的参数矩阵，为三个通道比例控制系数，为三个通道微分控制系数。
鲁棒补偿器12的构造表达式为：
uRC(s)＝-F(s)q(s)＝-diag(F1(s),F2(s),F3(s))q(s) (9)
其中，s是拉普拉斯算子，Fi(s)(i＝1,2,3)是鲁棒滤波器，由下式给出：
如果鲁棒补偿器参数gi1和gi2(i＝1,2,3)为足够大的正值，则鲁棒滤波器Fi(s)(i＝1,2,3)便有足够大的频率带宽，鲁棒滤波器的增益将近似为1。在这种情况下，鲁棒补偿输入将近似-qi(t)(i＝1,2,3)。等效扰动qi(t)(i＝1,2,3)的影响将会减少。
由于不能直接测量(9)中的等效扰动q(t)的。通过公式(6)可以得到以下表达式：
再结合上面的公式(8)和(9)，并添加两个中间变量zi1和zi2(i＝φ,θ,ψ)，可以求得鲁棒补偿器12的控制输入表达式，由下式给出：
3、鲁棒控制器10的鲁棒性分析。由直升机模型、PD控制器11和鲁棒补偿器12组成的闭环系统的鲁棒特性可以归纳为以下定理。
定理1：在满足假设1至4条件下，鲁棒控制问题可以通过鲁棒PD控制律具有足够大的参数gi1和gi2(i＝1,2,3)并满足gi1＞＞gi2>0来解决。
证明：根据公式(3)和公式(11)可得正常数使得
再根据公式(5)、(7)和(9)，存在正常数使得
之后再根据公式(12)和(13)可以得到正常数使得
由此得出以下表达式：
其中，
根据公式(8)和(9)可以求解得到：
由此得到：
其中，ek是在第k行为1的6×1向量，其他地方是零。In×n是n×n单位矩阵，γ＝||(sI6×6-AH)-1B(I3×3-F)||1。如刘昊《Robust LQRAttitude Control of a 3-DOF Laboratory Helicopter for Aggressive Maneuvers》一文中所示，通过选择足够大正参数gi1和gi2(i＝1,2,3)其满足gi1＞＞gi2使得γ足够小。
将公式(16)代入公式(14)，可以求解得到以下不等式：
如果γ足够小并满足公式：
由公式(18)可以得到X的吸引域：
因此，如果X可以看出X可以保留在吸引域内：
对于给定的初始状态X(0)，如果通过施加足够大的gi1和gi2(i＝1,2,3)使得γ足够小，则可以保持在公式(20)的吸引域内。在这种情况下，可以得到公式(18)。如果初始状态满足下式：
再根据公式(15)和17)，可以得到：
因此，对于给定的正常数ε和给定的初始状态X(0)，可以找到满足gi1＞＞gi2、公式(20)和公式(21)的正常数T*和足够大的正参数gi1和gi2(i＝1,2,3)，使得maxk|xk(t)|≤ε,
在实际应用中，gi1和gi2(i＝1,2,3)可以在线单调调节。如果跟踪性能较差，则可以将gi1和gi2(i＝1,2,3)设置为更大的满足gi1＞＞gi2>0的值，直到达到期望的性能。
由定理1所示的线性时间不变控制律可以约束等效扰动qi(t)(i＝1,2,3)的影响，其中包括非线性动力学和耦合等影响。
4、对本发明实施例的鲁棒控制器进行仿真验证。
如图4所示，在基于X-aircraft X650机械框架的自主旋翼实验平台系统上进行了验证。机载载航空电子系统由基于TMS320F28335DSP的一个机载飞行控制计算机和一个传感器系统组成。传感器系统包括三个陀螺仪，三轴数字线性加速度计和罗盘。地面站可通过一对Zigbee无线模块从航空电子系统记录姿态数据。
设定标称值：通过进行两个不同的测试来评估由四旋翼和提出的鲁棒控制器组成的闭环系统的跟踪性能。
情况1：悬停。
(1)应用PD控制器11来实现悬停飞行。
设和以确保AH满足Hurwitz矩阵。
(2)应用鲁棒补偿器12来抑制不确定性的影响。
其中，鲁棒补偿器参数gi1和gi2(i＝1,2,3)初始值为：gi1＝5，gi2＝1。
图5为本发明实施例情况1中PD控制器11的姿态角响应。图6为本发明实施例情况1中鲁棒控制器的姿态角响应。如图5和图6所示，稳态跟踪性能得到改善。
情况2：耦合条件下的大角度参考信号跟踪。
在这种情况下，gi1和gi2(i＝1,2,3)设置为较大的值，以减少大角度参考跟踪任务中的不确定性的影响。滚动角度需要保持在0°。
其中，ri swr(s)(i＝1,3)是方波参考信号。俯仰角和偏航角要求分别跟踪参考信号r1(s)＝r1 swr(s)/(s+0.6)2和
偏航角中的方波参考的振幅为20°，而俯仰角的基准为-10°-10°。
选择gi1＝25和gi2＝5(i＝1,2,3)。
图7为本发明实施例情况2中鲁棒控制器的姿态角响应。从图7可以看出，在各种不确定性的影响下，四旋翼闭环系统实现了良好的动态和稳态跟踪性能。此外，虽然在四旋翼模型公式(1)中没有考虑惯性张量力矩，但实验结果表明，通过基于简化模型设计的鲁棒控制器可以达到满意的跟踪性能。
在本发明的又一实施例中，还提供了一种无人飞行器，包括存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述无人飞行器的控制方法的步骤。
本发明实施例所提供的无人飞行器的鲁棒姿态控制方法、装置以及系统的计算机程序产品，包括存储了程序代码的计算机可读存储介质，所述程序代码包括的指令可用于执行前面方法实施例中所述的方法，具体实现可参见方法实施例，在此不再赘述。
所属领域的技术人员可以清楚地了解到，为描述的方便和简洁，上述描述的系统和装置的具体工作过程，可以参考前述方法实施例中的对应过程，在此不再赘述。
另外，在本发明实施例的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
所述功能如果以软件功能单元的形式实现并作为独立的产品销售或使用时，可以存储在一个计算机可读取存储介质中。基于这样的理解，本发明的技术方案本质上或者说对现有技术做出贡献的部分或者该技术方案的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品存储在一个存储介质中，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行本发明各个实施例所述方法的全部或部分步骤。而前述的存储介质包括：U盘、移动硬盘、只读存储器(ROM，Read-OnlyMemory)、随机存取存储器(RAM，Random Access Memory)、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应所述以权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种无人飞行器的鲁棒姿态控制方法，其特征在于，包括：
获取检测的四旋翼飞行器的飞行参数；
将所述飞行参数输入至鲁棒控制器，所述鲁棒控制器包括：PD控制器和鲁棒补偿器；
将所述PD控制器和所述鲁棒补偿器导入四旋翼飞行器模型中，得到目标控制量；
控制所述四旋翼飞行器按照所述目标控制量飞行。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述飞行参数包括：俯仰角、滚动角和偏航角；
所述目标控制量包括：俯仰角、滚动角和偏航角的输出量。
3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述四旋翼飞行器模型为：
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其中，θ(t)是俯仰角，φ(t)是滚动角，ψ(t)是偏航角；ai(i＝θ,φ,ψ)是正数；ωi(t)(i＝1,2,3,4)分别是四个旋翼的转速；ui(t)(i＝1,2,3)为控制输入，
b1＝aθlrgkω,b2＝aφlrgkω,b3＝aψkfmkω，lrg为每个电动机与机体质心的距离，kfm为力到力矩的比例系数；
是bi(i＝1,2,3)的标称参数；
qi(t)(i＝1,2,3)为等效干扰。
4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，所述鲁棒控制器的控制律为：
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其中，为PD控制器的控制输入；为鲁棒补偿器的控制输入。
5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述PD控制器的控制律为：
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其中，ri(t)(i＝1,2,3)为俯仰角、滚动角和偏航角的参考信号，为ri(t)(i＝1,2,3)的二阶导数；
x1(t)＝θ(t)-r1(t),x2(t)＝φ(t)-r2(t),x3(t)＝ψ(t)-r3(t),X(t)＝[x1(t),x2(t),…,x6(t)]T；
K为所述PD控制器参数矩阵，
为三个通道比例控制系数，为三个通道微分控制系数。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述鲁棒补偿器的控制律为：
uRC(s)＝-F(s)q(s)＝-diag(F1(s),F2(s),F3(s))q(s)
其中，s是拉普拉斯算子，Fi(s)(i＝1,2,3)是鲁棒滤波器的表达矩阵；
F(s)为Fi(s)(i＝1,2,3)的对角矩阵。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，所述鲁棒滤波器的函数表达式为：
<mrow>
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</mrow>
其中，gi1和gi2(i＝1,2,3)为鲁棒补偿器参数。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，用于计算等效扰动q(t)的四旋翼飞行器的误差模型：
<mrow>
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9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，根据求解得到的等效扰动q(t)和所述鲁棒补偿器的控制律得到的表达式：
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<mn>3</mn>
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其中，zi1(i＝φ,θ,ψ)和zi2(i＝φ,θ,ψ)为中间状态量。
10.一种无人飞行器，包括存储器、处理器，所述存储器中存储有可在所述处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现上述权利要求1至9任一项所述的方法的步骤。
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|---|---|
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Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108255061A (zh) * | 2018-01-22 | 2018-07-06 | 北京航空航天大学 | 一种高速时滞飞行器的鲁棒控制方法及系统 |
| CN108693372A (zh) * | 2018-04-13 | 2018-10-23 | 南京航空航天大学 | 一种四旋翼飞行器的航向轴角速度估计方法 |
| CN108759814A (zh) * | 2018-04-13 | 2018-11-06 | 南京航空航天大学 | 一种四旋翼飞行器横滚轴角速度和俯仰轴角速度估计方法 |
| CN108803648A (zh) * | 2018-08-17 | 2018-11-13 | 北京航空航天大学 | 无人飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及电子设备 |
| CN108919835A (zh) * | 2018-09-25 | 2018-11-30 | 北京航空航天大学 | 无人飞行器编队的控制方法、装置及控制器 |
| CN109976364A (zh) * | 2019-03-26 | 2019-07-05 | 中南大学 | 一种六旋翼飞行器姿态解耦控制方法 |
| CN110401390A (zh) * | 2019-07-22 | 2019-11-01 | 青岛大学 | 基于观测器的永磁同步电机随机命令滤波模糊控制方法 |
| CN112015196A (zh) * | 2020-10-21 | 2020-12-01 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 一种姿控系统限幅值设计方法、存储介质及服务器 |
| CN114415720A (zh) * | 2021-12-28 | 2022-04-29 | 深圳市优必选科技股份有限公司 | 一种四旋翼无人机控制方法、装置、终端设备及存储介质 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104102128A (zh) * | 2013-04-09 | 2014-10-15 | 中国人民解放军第二炮兵工程大学 | 一种适用于小型无人飞行器的抗干扰姿态控制方法 |
| CN104267732A (zh) * | 2014-09-29 | 2015-01-07 | 哈尔滨工业大学 | 基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法 |
| CN104808487A (zh) * | 2015-03-03 | 2015-07-29 | 台州学院 | 一种神经网络自适应鲁棒轨迹跟踪方法及控制器 |
| CN106774379A (zh) * | 2017-03-09 | 2017-05-31 | 北京航天自动控制研究所 | 一种智能超螺旋强鲁棒姿态控制方法 |
-
2017
- 2017-11-09 CN CN201711101333.3A patent/CN107608370A/zh active Pending
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104102128A (zh) * | 2013-04-09 | 2014-10-15 | 中国人民解放军第二炮兵工程大学 | 一种适用于小型无人飞行器的抗干扰姿态控制方法 |
| CN104267732A (zh) * | 2014-09-29 | 2015-01-07 | 哈尔滨工业大学 | 基于频域分析的挠性卫星高稳定度姿态控制方法 |
| CN104808487A (zh) * | 2015-03-03 | 2015-07-29 | 台州学院 | 一种神经网络自适应鲁棒轨迹跟踪方法及控制器 |
| CN106774379A (zh) * | 2017-03-09 | 2017-05-31 | 北京航天自动控制研究所 | 一种智能超螺旋强鲁棒姿态控制方法 |
Non-Patent Citations (3)
| Title |
|---|
| HAO LIU 等: "Robust attitude control for quadrotors with input time delays", 《CONTROL ENGINEERING PRACTICE》 * |
| HAO LIU 等: "robust motion control of quadrotors", 《JOURNAL OF THE FRANKLIN INSTITUTE》 * |
| 白永强 等: "四旋翼无人直升机鲁棒飞行控制", 《机器人》 * |
Cited By (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108255061A (zh) * | 2018-01-22 | 2018-07-06 | 北京航空航天大学 | 一种高速时滞飞行器的鲁棒控制方法及系统 |
| CN108693372A (zh) * | 2018-04-13 | 2018-10-23 | 南京航空航天大学 | 一种四旋翼飞行器的航向轴角速度估计方法 |
| CN108759814A (zh) * | 2018-04-13 | 2018-11-06 | 南京航空航天大学 | 一种四旋翼飞行器横滚轴角速度和俯仰轴角速度估计方法 |
| CN108693372B (zh) * | 2018-04-13 | 2020-07-07 | 南京航空航天大学 | 一种四旋翼飞行器的航向轴角速度估计方法 |
| CN108759814B (zh) * | 2018-04-13 | 2020-07-07 | 南京航空航天大学 | 一种四旋翼飞行器横滚轴角速度和俯仰轴角速度估计方法 |
| CN108803648A (zh) * | 2018-08-17 | 2018-11-13 | 北京航空航天大学 | 无人飞行器鲁棒姿态控制方法、装置及电子设备 |
| CN108919835B (zh) * | 2018-09-25 | 2021-02-02 | 北京航空航天大学 | 无人飞行器编队的控制方法、装置及控制器 |
| CN108919835A (zh) * | 2018-09-25 | 2018-11-30 | 北京航空航天大学 | 无人飞行器编队的控制方法、装置及控制器 |
| CN109976364A (zh) * | 2019-03-26 | 2019-07-05 | 中南大学 | 一种六旋翼飞行器姿态解耦控制方法 |
| CN109976364B (zh) * | 2019-03-26 | 2021-04-23 | 中南大学 | 一种六旋翼飞行器姿态解耦控制方法 |
| CN110401390A (zh) * | 2019-07-22 | 2019-11-01 | 青岛大学 | 基于观测器的永磁同步电机随机命令滤波模糊控制方法 |
| CN110401390B (zh) * | 2019-07-22 | 2021-02-26 | 青岛大学 | 基于观测器的永磁同步电机随机命令滤波模糊控制方法 |
| CN112015196A (zh) * | 2020-10-21 | 2020-12-01 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 一种姿控系统限幅值设计方法、存储介质及服务器 |
| CN114415720A (zh) * | 2021-12-28 | 2022-04-29 | 深圳市优必选科技股份有限公司 | 一种四旋翼无人机控制方法、装置、终端设备及存储介质 |
| CN114415720B (zh) * | 2021-12-28 | 2023-10-24 | 深圳市优必选科技股份有限公司 | 一种四旋翼无人机控制方法、装置、终端设备及存储介质 |
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |