CN109471449B - 一种无人机控制系统及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种无人机控制系统，包括：姿态指令滤波器，对目标姿态角进行滤波过渡处理，获得平滑的目标姿态角及目标姿态角指令微分；扩张状态观测器，以测量姿态角速率作为观测输入，观测总和扰动项，接收滑模控制器实时反馈的姿态角控制量；滑模控制器，以测量姿态角与滤波过渡处理的目标姿态角之间的差值作为输入，并根据总和扰动项对无人机姿态模型进行补偿，确定得到姿态角控制量，将输出的姿态角控制量反馈回扩张状态观测器，无人机姿态模型实时测得的测量姿态角反馈回滑模控制器。本发明还提供了一种无人机控制方法。本发明的有益效果：无需提供很大的瞬时控制量和高控制频率即可实现对无人机的全包线自主飞行控制。

Description

一种无人机控制系统及控制方法

技术领域

本发明涉及无人飞行器自动控制技术领域，具体而言，涉及一种无人机控制系统及控制方法。

背景技术

无人机由于具有可垂直起降、定点悬停的特点使其具有广阔的用途和发展前景，目前被广泛应用于航拍、运输、巡逻、救护等多个领域，具有重要的军事和民用价值，其自主飞行控制一直是无人机系统的热点研究领域。

无人机系统空气动力学特性复杂，耦合性强，是一个多变量非线性时变系统，其模型复杂及建模难的问题为实现自主飞行的控制器设计带来了挑战，当前市场上的无人机飞控算法多采用传统PID或针对无人机悬停模态小扰动线性化模型设计的H无穷等鲁棒控制算法，这些方法的线性控制器受模型限制适应范围窄，难以实现全包线自主飞行控制。

发明内容

为解决上述问题，本发明的目的在于提供一种融合扩张观测器与滑模控制的无人机控制系统及控制方法，无需提供很大的瞬时控制量和高控制频率即可实现对无人机的全包线自主飞行控制。

本发明提供了一种无人机控制系统，其特征在于，包括：

姿态指令滤波器，其对无人机姿态模型的目标姿态角进行滤波过渡处理，获得平滑的目标姿态角及目标姿态角指令微分；

扩张状态观测器，其以所述无人机姿态模型的测量姿态角速率作为观测输入，观测所述无人机姿态模型的总和扰动项，并接收所述滑模控制器实时反馈的姿态角控制量；

滑模控制器，其以所述无人机姿态模型的测量姿态角与滤波过渡处理的目标姿态角之间的差值作为输入，并根据所述扩张状态观测器观测到的总和扰动项对所述无人机姿态模型的非线性特性进行补偿，确定得到对所述无人机姿态模型的姿态角控制量，所述滑模控制器将输出的姿态角控制量同时反馈回所述扩张状态观测器，所述无人机姿态模型实时测得的测量姿态角同时反馈回所述滑模控制器。

作为本发明进一步的改进，所述姿态指令滤波器带宽根据无人机姿态模型相对阶设计，选取二阶低通滤波器或三阶低通滤波器或四阶低通滤波器。

作为本发明进一步的改进，所述姿态指令滤波器选取三阶低通滤波器，具体结构如下：

式中，x_d为经过滤波过渡处理后平滑的目标姿态转角，x_cmd、x_d1、x_d2、x_d3分别为目标姿态角经过滤波过渡处理后的零阶、一阶、二阶和三阶目标姿态角指令微分，r为所述三阶低通滤波器的极点。

作为本发明进一步的改进，所述扩张状态观测器根据无人机姿态模型相对阶设计，选取二阶扩张状态观测器或三阶扩张状态观测器或四阶扩张状态观测器。

作为本发明进一步的改进，所述扩张状态观测器选取三阶扩张状态观测器，具体结构如下：

式中，e为观测误差，y为无人机姿态模型的输出，z₁、z₂为实时观测变量，z₃为所述扩张状态观测器的观测输出即无人机姿态模型中的总和扰动项f，δ为大于零的常数，u为滑模控制器得到的对无人机姿态模型的控制输入，b为控制输入的系数，β₀₁、β₀₂、β₀₃为所述扩张状态观测器的增益，fal(e,ε,δ)为所述扩张状态观测器的非线性非光滑反馈函数，

配置观测器特征多项式为(s+ω)³，参数选取如下：

β₀₁＝3ω,β₀₂＝3ω²,β₀₃＝ω³

式中，ω为测量姿态角速率，s为所述滑模控制器的滑模面。

作为本发明进一步的改进，所述滑模控制器的结构如下：

式中，

为测量姿态角x与目标姿态角x_d之间的差值，

f为所述扩张观测器观测到的总和扰动z₃，sat(s)为饱和函数；

式中，Φ为滑模面边界层厚度；

定义滑模面

为了使差值较快地滑动至稳定，根据滑动条件

取：

式中，B为控制系数摄动范围，即

且B＞1，η为大于0的常数，λ为所述滑模控制器的极点。

作为本发明进一步的改进，所述滑模面s引入误差积分为感兴趣变元

即

式中，t₀为滑动至稳定的时间，此时根据滑动条件取：

作为本发明进一步的改进，控制系数在正负百分之三十范围内摄动，即

本发明还提供了一种无人机控制方法，包括：

通过姿态指令滤波器对无人机姿态模型的目标姿态角进行滤波过渡处理，获得平滑的目标姿态角及目标姿态角指令微分；

以所述无人机姿态模型的测量姿态角速率作为扩张状态观测器的输入，通过扩张状态观测器观测得到所述无人机姿态模型的总和扰动；

滑模控制器以所述无人机姿态模型的测量姿态角与滤波过渡处理的目标姿态角之间的差值作为输入，并根据所述扩张状态观测器观测到的总和扰动对所述无人机姿态模型的非线性特性进行补偿，确定得到对所述无人机姿态模型的姿态角控制量，并根据所述姿态角控制量对无人机模型的姿态进行实时跟踪控制；

所述滑模控制器输出的姿态角控制量同时反馈回所述扩张状态观测器，所述无人机姿态模型实时测得的测量姿态角同时反馈回所述滑模控制器。

本发明的有益效果为：

1、扩张状态观测器利用无人机系统的输入输出及部分系统特性估计总和扰动，对控制量进行实时补偿，解决了无人机控制器设计中建模难的问题，使得无人机飞行过程中具有了对模型变化的自适应能力，保证控制系统在大速度范围内的稳定性；

2、利用滑模控制器即滑模变结构控制补充了扩张状态观测器对控制系数摄动的局限性，保证了无人机姿态模型变化过程中有控制系数变化情况下的鲁棒性；

3、在目标姿态上加入指令滤波器，一方面可减小速度环测量噪声对姿态角指令的影响，另一方面可避免过高控制频率对舵机使用寿命的影响。

附图说明

图1为本发明实施例所述的一种无人机控制系统的示意图。

具体实施方式

下面通过具体的实施例并结合附图对本发明做进一步的详细描述。

实施例1，如图1所示，本发明实施例的一种无人机控制系统，包括：指令滤波器，扩张状态观测器，滑模控制器(即滑模变结构)几个部分。

姿态指令滤波器用于对无人机姿态模型的目标姿态角进行滤波过渡处理，获得平滑的目标姿态角及目标姿态角指令微分。姿态角通常由导航系统给定或速度控制计算获得，当给定的姿态角信号为阶跃信号或脉冲信号时，内环控制系统通常需要提供很大的瞬时控制量，这在实际控制系统中难以实现，同时过高的控制频率会减少舵机的使用寿命，为了避免这种情况的发生，采用姿态角指令滤波器对姿态角进行平滑。

扩张状态观测器用于以无人机姿态模型的测量姿态角速率作为观测输入，观测无人机姿态模型中的复杂非线性项、未建模动态及模型简化过程等造成的总和扰动项。扩张状态观测器同时接收滑模控制器将输出的姿态角控制量。

滑模控制器用于以无人机姿态模型的测量姿态角与滤波过渡处理的目标姿态角之间的差值作为输入，并根据扩张状态观测器观测到的总和扰动项对无人机姿态模型的非线性特性进行补偿，确定得到对无人机姿态模型的姿态角控制量。滑模控制器同时将输出的姿态角控制量同时反馈回所述扩张状态观测器，无人机姿态模型实时测得的测量姿态角同时反馈回所述滑模控制器。滑模变结构控制保证了已建模无人机姿态模型的稳定性及有参数摄动情况下的鲁棒性。

整个无人机控制系统由内外环回路构成，外回路产生内回路指令，内回路控制无人机使之达到期望的飞行姿态，实现姿态的稳定与控制。姿态角角度的跟踪由外环实现，角速率的跟踪由内环实现，内环的输入是外环的控制输出，整个系统构成闭环反馈结构。外环实现姿态角跟踪，并产生姿态角速度指令，模型反馈给内环的为实际姿态角速度，将姿态角速度指令与实际的测量姿态角速度的差值作为内环输入，实现目标姿态角的控制。整个闭环的无人机控制系统中包括互联的滑模控制器和姿态滤波器，两者均满足输入状态稳定性条件，即滑模控制器的状态跟踪误差相对于姿态滤波误差满足输入状态稳定，同时姿态滤波器的滤波误差相对于状态跟踪误差满足输入状态稳定，继而可以采用非线性小增益定理保证闭环系统的稳定性。指令滤波器的指令微分再入滑模控制器，可以保证再入滑模控制器中目标姿态角对测量姿态角的快速精确跟踪性能。

其中，姿态指令滤波器带宽根据无人机姿态模型相对阶设计，选取二阶低通滤波器或三阶低通滤波器或四阶低通滤波器，滤波器带宽根据不同直升机响应特性设计。当然，低通滤波器也可以通过卡尔曼滤波来替代。

优选的，姿态指令滤波器选取三阶低通滤波器，具体结构如下：

式中，x_d为经过滤波过渡处理后平滑的目标姿态转角，x_cmd、x_d1、x_d2、x_d3分别为目标姿态角经过滤波过渡处理后的零阶、一阶、二阶和三阶目标姿态角指令微分，r为三阶低通滤波器的极点。

扩张状态观测器根据无人机姿态模型相对阶设计，选取二阶扩张状态观测器或三阶扩张状态观测器或四阶扩张状态观测器。扩张状态观测器与姿态指令滤波器的阶数可设计为相同。

优选的，扩张状态观测器选取三阶扩张状态观测器，具体结构如下：

式中，e为观测误差，y为无人机姿态模型的输出，z₁、z₂为实时观测变量，z₃为扩张状态观测器的观测输出即无人机姿态模型中的总和扰动项f，δ为大于零的常数，u为滑模控制器得到的对无人机姿态模型的控制输入，b为控制输入的系数，β₀₁、β₀₂、β₀₃为扩张状态观测器的增益，fal(e,ε,δ)为扩张状态观测器的非线性非光滑反馈函数，配置观测器特征多项式为(s+ω)³，参数选取如下：

β₀₁＝3ω,β₀₂＝3ω²,β₀₃＝ω³

式中，ω为测量姿态角速率，s为滑模控制器的滑模面。

根据所设计的扩张状态观测器，滑模控制器的结构如下：

式中，

为测量姿态角x与目标姿态角x_d之间的差值，

f为扩张观测器观测到的总和扰动z₃，sat(s)为饱和函数；

式中，Φ为滑模面边界层厚度，可根据需要调整；

定义滑模面

为了使差值较快地滑动至稳定，根据滑动条件

取：

式中，B为控制系数摄动范围，即

且B＞1，η为大于0的常数，λ为滑模控制器的极点。

进一步的，滑模面s还可以引入误差积分为感兴趣变元

即

式中，t₀为滑动至稳定的时间，此时根据滑动条件取：

当扩张状态观测器为二阶时，滑模面选取

进一步的，为实现稳定的控制，控制系数在正负百分之三十范围内摄动，即

本实施例中以某无人机姿态模型的俯仰角进行控制，已知该直升机俯仰控制系数标称值为1。姿态指令滤波器为：

根据响应带宽，设计滤波器极点r＝10，即姿态指令滤波器为：

扩张状态观测器以俯仰角速率座位观测输入，结构为：

配置观测器特征多项式为(s+10)³，参数选取如下：β₀₁＝30,β₀₂＝300,β₀₃＝1000。

滑模控制器结构为：

取标称值

则

饱和函数为

滑模面为

根据滑动条件

取：

η取大于0正值0.1，控制系数在正负百分之三十范围内摄动，即

取滑模控制器极点λ＝5，得到

进而得到最终俯仰角控制量为：

实施例2，一种无人机控制方法，包括：

通过姿态指令滤波器对无人机姿态模型的目标姿态角进行滤波过渡处理，获得平滑的目标姿态角及目标姿态角指令微分；

以无人机姿态模型的测量姿态角速率作为扩张状态观测器的输入，通过扩张状态观测器观测得到无人机姿态模型的总和扰动；

滑模控制器以无人机姿态模型的测量姿态角与滤波过渡处理的目标姿态角之间的差值作为输入，并根据扩张状态观测器观测到的总和扰动对无人机姿态模型的非线性特性进行补偿，确定得到对无人机姿态模型的姿态角控制量，并根据姿态角控制量对无人机模型的姿态进行实时跟踪控制；

滑模控制器输出的姿态角控制量同时反馈回扩张状态观测器，无人机姿态模型实时测得的测量姿态角同时反馈回滑模控制器。

本发明的无人机控制方法，提供准确的姿态跟踪性能和控制性能，保证对参考信号的稳定性跟踪，同时采用滑模控制其逼近虚拟控制输入及其导数项，避免虚拟控制输入的解析求导过程，降低控制系统计算负担，有效解决计算爆炸的问题，缩短仿真时间。闭环系统中包括互联的滑模控制器和姿态滤波器，两者均满足输入状态稳定性条件，即滑模控制器的状态跟踪误差相对于姿态滤波误差满足输入状态稳定，同时姿态滤波器的滤波误差相对于状态跟踪误差满足输入状态稳定，继而可以采用非线性小增益定理保证闭环系统的稳定性。指令滤波器的指令微分再入滑模控制器，可以保证再入滑模控制器中目标姿态角对测量姿态角的快速精确跟踪性能。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种无人机控制系统，其特征在于，包括：

姿态指令滤波器，其对无人机姿态模型的目标姿态角进行滤波过渡处理，获得平滑的目标姿态角及目标姿态角指令微分；

扩张状态观测器，其以所述无人机姿态模型的测量姿态角速率作为观测输入，观测所述无人机姿态模型的总和扰动项，并接收滑模控制器实时反馈的姿态角控制量；

滑模控制器，其以所述无人机姿态模型的测量姿态角与滤波过渡处理的目标姿态角之间的差值作为输入，并根据所述扩张状态观测器观测到的总和扰动项对所述无人机姿态模型的非线性特性进行补偿，确定得到对所述无人机姿态模型的姿态角控制量，所述滑模控制器将输出的姿态角控制量同时反馈回所述扩张状态观测器，所述无人机姿态模型实时测得的测量姿态角同时反馈回所述滑模控制器；

所述扩张状态观测器选取三阶扩张状态观测器，具体结构如下：

式中，e为观测误差，y为无人机姿态模型的输出，z₁、z₂为实时观测变量，z₃为所述扩张状态观测器的观测输出即无人机姿态模型中的总和扰动项f，δ为大于零的常数，u为滑模控制器得到的对无人机姿态模型的控制输入，b为控制输入的系数，β₀₁、β₀₂、β₀₃为所述扩张状态观测器的增益，fal(e,ε,δ)为所述扩张状态观测器的非线性非光滑反馈函数，

配置观测器特征多项式为(s+ω)³，参数选取如下：

β₀₁＝3ω,β₀₂＝3ω²,β₀₃＝ω³

式中，ω为测量姿态角速率，s为所述滑模控制器的滑模面；

所述滑模控制器的结构如下：

式中，

为测量姿态角x与目标姿态角x_d之间的差值，

f为所述扩张状态观测器观测到的总和扰动z₃，sat(s)为饱和函数；

式中，Φ为滑模面边界层厚度；

定义滑模面

为了使差值较快地滑动至稳定，根据滑动条件

取：

式中，B为控制系数摄动范围，即

且B＞1，η为大于0的常数，λ为所述滑模控制器的极点；

所述滑模面s引入误差积分为感兴趣变元

即

式中，t₀为滑动至稳定的时间，此时根据滑动条件取：

2.根据权利要求1所述的无人机控制系统，其特征在于，所述姿态指令滤波器带宽根据无人机姿态模型相对阶设计，选取二阶低通滤波器或三阶低通滤波器或四阶低通滤波器。

3.根据权利要求2所述的无人机控制系统，其特征在于，所述姿态指令滤波器选取三阶低通滤波器，具体结构如下：

式中，x_d为经过滤波过渡处理后平滑的目标姿态转角，x_cmd、x_d1、x_d2、x_d3分别为目标姿态角经过滤波过渡处理后的零阶、一阶、二阶和三阶目标姿态角指令微分，r为所述三阶低通滤波器的极点。

4.根据权利要求1所述的无人机控制系统，其特征在于，所述扩张状态观测器根据无人机姿态模型相对阶设计，选取二阶扩张状态观测器或三阶扩张状态观测器或四阶扩张状态观测器。

5.根据权利要求1所述的无人机控制系统，其特征在于，控制系数在正负百分之三十范围内摄动，即

6.一种无人机控制方法，其特征在于，包括：

通过姿态指令滤波器对无人机姿态模型的目标姿态角进行滤波过渡处理，获得平滑的目标姿态角及目标姿态角指令微分；

以所述无人机姿态模型的测量姿态角速率作为扩张状态观测器的输入，通过扩张状态观测器观测得到所述无人机姿态模型的总和扰动；

滑模控制器以所述无人机姿态模型的测量姿态角与滤波过渡处理的目标姿态角之间的差值作为输入，并根据所述扩张状态观测器观测到的总和扰动对所述无人机姿态模型的非线性特性进行补偿，确定得到对所述无人机姿态模型的姿态角控制量，并根据所述姿态角控制量对无人机模型的姿态进行实时跟踪控制；

所述滑模控制器输出的姿态角控制量同时反馈回所述扩张状态观测器，所述无人机姿态模型实时测得的测量姿态角同时反馈回所述滑模控制器；

所述扩张状态观测器选取三阶扩张状态观测器，具体结构如下：

式中，e为观测误差，y为无人机姿态模型的输出，z₁、z₂为实时观测变量，z₃为所述扩张状态观测器的观测输出即无人机姿态模型中的总和扰动项f，δ为大于零的常数，u为滑模控制器得到的对无人机姿态模型的控制输入，b为控制输入的系数，β₀₁、β₀₂、β₀₃为所述扩张状态观测器的增益，fal(e,ε,δ)为所述扩张状态观测器的非线性非光滑反馈函数，

配置观测器特征多项式为(s+ω)³，参数选取如下：

β₀₁＝3ω,β₀₂＝3ω²,β₀₃＝ω³

式中，ω为测量姿态角速率，s为所述滑模控制器的滑模面；

所述滑模控制器的结构如下：

式中，

为测量姿态角x与目标姿态角x_d之间的差值，

f为所述扩张状态观测器观测到的总和扰动z₃，sat(s)为饱和函数；

式中，Φ为滑模面边界层厚度；

定义滑模面

为了使差值较快地滑动至稳定，根据滑动条件

取：

式中，B为控制系数摄动范围，即

且B＞1，η为大于0的常数，λ为所述滑模控制器的极点；

所述滑模面s引入误差积分为感兴趣变元

即

式中，t₀为滑动至稳定的时间，此时根据滑动条件取：

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