CN110162067B - 一种无人机非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法 - Google Patents

一种无人机非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种四旋翼无人机的非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法，包括:预设给定姿态角、给定转动速度和给定转动加速度；并获取所述四旋翼无人机的当前姿态角和当前转动速度；计算给定姿态角、给定转动速度同当前姿态角、当前转动加速度的计算误差值，并根据姿态角和转动加速度计算回归向量；根据所述计算误差值计算非光滑控制项；根据所述回归向量和计算误差值得到参数估计量；根据所述回归向量、参数估计量、非光滑控制项得到控制量；根据所述控制量、所需升力及旋翼类型计算生成旋翼转速；本发明消除了光滑控制导致的奇异问题，改善了控制器性能，提高了四旋翼无人机的姿态跟踪控制动态与静态品质，同时改善了控制器的实用性。

Description

一种无人机非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法
技术领域
本发明涉及无人机控制技术领域，特别是一种无人机非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法。
技术背景
随着自动化技术、计算机技术、芯片技术等技术水平的不断提高，无人机的应用领域已经从单纯的军事领域扩展到民用领域；作为多旋翼无人机的一种，四旋翼无人机具有结构简单、体积小、飞行速度快、续航能力强等多种优点，可广泛用于侦察监视、交通监管、航空拍摄等领域具有极大的应用前景，而且四旋翼无人机具有垂直升降和悬停能力，能较好的应用于城市环境。
目前在四旋翼无人机的高品质姿态跟踪控制方面主要有以下几种方法：一是利用传统的自适应控制方法设计的控制器，该类方法可以消除参数不确定性的影响，但在轨迹跟踪误差收敛速度及外部扰动的抑止方面性能有限；二是利用滑模变结构控制方法设计的滑模控制器，这类方法可以使得系统状态在滑模面上对参数摄动和外干扰时具有不变性，且具有无需系统在线辨识参数、物理实现简单等优点。但在实际应用中存在抖振问题，因此工程应用方面存在较大困难。三是有限时间控制，该方法具有更快的收敛速度，且稳态误差边界更小，具有更强的抗扰动能力，但对于负载变化不具有自适应能力，因此其控制品质受扰动影响较大。
发明内容
本发明提供了一种无人机非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法，通过非光滑控制和自适应控制有机结合，并引入改进的QIN函数优化控制器结构消除了控制器的奇异问题，且提高了控制器的性能。
为实现上述目的，本发明提供的技术方案为：提供一种无人机非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法，所述方法应用于四旋翼无人机的处理器，所述方法包括：
预设给定姿态角、给定转动速度和给定转动加速度；并获取所述四旋翼无人机的当前姿态角和当前转动速度；
计算给定姿态角、给定转动速度同当前姿态角、当前转动加速度的计算误差值，并根据姿态角和转动加速度计算回归向量；
根据所述计算误差值计算非光滑控制项；
根据所述回归向量和计算误差值得到参数估计量；
根据所述回归向量、参数估计量、非光滑控制项得到控制量；
根据所述控制量、所需升力及旋翼类型计算生成旋翼转速。
进一步的，所述“计算给定姿态角、给定转动速度同当前姿态角、当前转动加速度的计算误差值，并根据姿态角和转动加速度计算回归向量”具体为：
通过下述公式，计算计算误差值z及回归向量Φ：
Figure GDA0003605657070000021
其中，
Figure GDA0003605657070000022
为3*3的正定对角增益矩阵，g(q-qr，α1，σ)＝[g(φ-φr，α1，σ)g(θ-θr，α1，σ)g(ψ-ψr，α1，σ)]T，
Figure GDA0003605657070000023
其中sign(·)为符号函数，
Figure GDA0003605657070000024
α1为控制参数满足0＜α1＜1，0＜σ＜1为光滑区域宽度，q1＝σα-1，q2＝-(α-1)σα-2，q3＝(α-1)σα-3；
由四旋翼无人机动力学建模推导获得模型回归向量为：
Figure GDA0003605657070000031
其中
Figure GDA0003605657070000032
表示函数g(q-qr)对时间的导数。
进一步的，所述“根据所述计算误差值计算非光滑控制项”具体为：
通过下述公式，非光滑控制项f(z)：
Figure GDA0003605657070000033
为3*3的正定对角增益矩阵，α2为控制参数，0＜α2＜1；
运算符号
Figure GDA0003605657070000034
定义如下
Figure GDA0003605657070000035
进一步的，所述“根据所述回归向量和计算误差值得到参数估计量”具体为：
通过下述公式，计算参数部分的估计值
Figure GDA0003605657070000036
Figure GDA0003605657070000037
由投影自适应律获得，具体通过下式确定
Figure GDA0003605657070000038
其中，dτ表示时间的微分，t表示当前时间。
Figure GDA0003605657070000039
其中：
Figure GDA0003605657070000041
ε＞0为边界系数值，θmax为待估计参数向量θ的上界，
Figure GDA0003605657070000042
表示函数g的梯度函数，<a，b>代表向量a，b的叉乘，|| ||代表求向量的范数值。
进一步的，所述“根据所述回归向量、参数估计量、非光滑控制项得到控制量”具体为：
通过下述公式，计算控制量U：
Figure GDA0003605657070000043
进一步的，所述“根据所述控制量、所需升力及旋翼类型计算生成旋翼转速”具体为：
通过下述公式，计算旋翼转速：
Figure GDA0003605657070000044
其中，ω1，ω2，ω3，ω4为四个旋翼的转速，Up为飞行所需升力控制量，所述所需升力控制量由高度控制算法得到。
本发明的有益效果：本发明将非光滑控制与自适应控制的优点相结合，一方面在控制器中引入非光滑控制提高位置跟踪的快速性及抗扰动能力，另一方面，通过在线估计参数及扰动影响进行自适应在线补偿，从而提高姿态跟踪控制的鲁棒性及控制精度，使得四旋翼无人机具有较好的姿态跟踪动态与静态品质，同时改进的控制结构消除了控制器的奇异问题，提高了控制器的实用性。
附图说明
图1位本发明实施例提供的一种无人机非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法流程图；
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施例和现有技术中的技术方案，下面将对照附图说明本发明的具体实施方式。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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，并获得其他的实施方式，本发明并不限制于该实施例。
参阅图1所示的无人机非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法的流程图，所述方法应用于四旋翼无人机的处理器，包括：
S100，预设给定姿态角、给定转动速度和给定转动加速度；并获取所述四旋翼无人机的当前姿态角和当前转动速度；
具体为：
获取给定姿态轨迹信息qr＝[φr θr ψr]T，
Figure GDA0003605657070000051
及
Figure GDA0003605657070000052
分别为给定姿态(翻滚角，俯仰角，偏航角)、给定转动速度、给定转动加速度；通过传感器获取四旋翼无人机当前的姿态q＝[φ θ ψ]T及转动速度信息
Figure GDA0003605657070000053
S102，计算给定姿态角、给定转动速度同当前姿态角、当前转动加速度的计算误差值，并根据姿态角和转动加速度计算回归向量；
上述S102具体通过以下方式实现：
通过下述公式，计算计算误差值z及回归向量Φ：
Figure GDA0003605657070000054
其中，
Figure GDA0003605657070000055
为3*3的正定对角增益矩阵，g(q-qr，α1，σ)＝[g(φ-φr，α1，σ)g(θ-θr，α1，σ)g(ψ-ψr，α1，σ)]T，
Figure GDA0003605657070000056
其中sign(·)为符号函数，
Figure GDA0003605657070000061
α1为控制参数满足0＜α1＜1，0＜σ＜1为光滑区域宽度，q1＝σα-1，q2＝-(α-1)σα-2，q3＝(α-1)σα-3；
由四旋翼无人机动力学建模推导获得模型回归向量为：
Figure GDA0003605657070000062
其中
Figure GDA0003605657070000063
表示函数g(q-qr)对时间的导数。
S104，根据所述计算误差值计算非光滑控制项；
上述S104具体通过以下方式实现：
通过下述公式，非光滑控制项f(z)：
Figure GDA0003605657070000064
为3*3的正定对角增益矩阵，α2为控制参数，0＜α2＜1；
运算符号
Figure GDA0003605657070000065
定义如下
Figure GDA0003605657070000066
S106，根据所述回归向量和计算误差值得到参数估计量；
上述S106具体通过以下方式实现：
通过下述公式，计算参数部分的估计值
Figure GDA0003605657070000067
Figure GDA0003605657070000068
由投影自适应律获得，具体通过下式确定
Figure GDA0003605657070000069
其中，dτ表示时间的微分，t表示当前时间。
Figure GDA0003605657070000071
其中：
Figure GDA0003605657070000072
ε＞0为边界系数值，θmax为待估计参数向量θ的上界，
Figure GDA0003605657070000073
表示函数g的梯度函数，<a，b>代表向量a，b的叉乘，|| ||代表求向量的范数值。
S108，根据所述回归向量、参数估计量、非光滑控制项得到控制量；
上述S108具体通过以下方式实现：
通过下述公式，计算控制量U：
Figure GDA0003605657070000074
S110，根据所述控制量、所需升力及旋翼类型计算生成旋翼转速。
上述S110具体通过以下方式实现：
通过下述公式，计算旋翼转速：
Figure GDA0003605657070000075
其中，ω1，ω2，ω3，ω4为四个旋翼的转速，Up为飞行所需升力控制量，所述所需升力控制量由高度控制算法得到。
四旋翼无人机的精确航迹跟踪是实现无人机自主飞行的基本要求。由于四旋翼无人机自身存在姿态与平动的耦合关系以及模型参数不确定性与外界扰动，因此只有实现姿态的稳定控制才能完成航迹的有效跟踪。
在四旋翼无人机的自主控制系统中，姿态稳定控制是实现飞行器自主飞行的基础。其任务是控制四旋翼无人机的三个姿态角(俯仰角、滚转角、偏航角)稳定地跟踪期望姿态信号，并保证闭环姿态系统具有期望的动态特性。由于四旋翼无人机姿态与平动的耦合特点，分析可以得知，只有保证姿态达到稳定控制，才使得旋翼总升力在期望的方向上产生分量，进而控制飞行器沿期望的航迹方向飞行。而四旋翼无人机的姿态在实际飞行环境中会受到外界干扰和不精确模型的参数误差、测量噪声等未建模动态对控制效果的影响。所以，需要引入适当的观测器和控制器对总的不确定性进行估计和补偿，并对其估计的误差进行补偿，来保证四旋翼无人机在外界存在干扰下对姿态的有效跟踪。
本发明以反步控制为基础，重新设计控制器结构；将原有线型控制改为非光滑控制，并融入自适应控制，改善控制器性能。在实现无人机姿态检测的基础，将非光滑控制项和自适应控制项有机结合，并引入改进的QIN函数优化控制器结构消除奇异问题。
以上详细描述了本发明的具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域的技术人员已本发明构思在现有技术上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，都应在本权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (2)

1.一种无人机非奇异自适应非光滑姿态跟踪控制方法，其特征在于，所述方法应用于四旋翼无人机的处理器，所述方法包括：
预设给定姿态角、给定转动速度和给定转动加速度；并获取所述四旋翼无人机的当前姿态角和当前转动速度；
计算给定姿态角、给定转动速度同当前姿态角、当前转动加速度的计算误差值，并根据姿态角和转动加速度计算回归向量；
根据所述计算误差值计算非光滑控制项；
根据所述回归向量和计算误差值得到参数估计量；
根据所述回归向量、参数估计量、非光滑控制项得到控制量；
根据所述控制量、所需升力及旋翼类型计算生成旋翼转速；
所述计算给定姿态角、给定转动速度同当前姿态角、当前转动加速度的计算误差值，并根据姿态角和转动加速度计算回归向量具体为：
通过下述公式，计算误差值z及回归向量Φ：
Figure FDA0003605657060000011
其中，
Figure FDA0003605657060000012
为3*3的正定对角增益矩阵；
g(q-qr，α1，σ)＝[g(φ-φr，α1，σ)g(θ-θr，α1，σ)g(ψ-ψr，α1，σ)]T，具体函数为：
Figure FDA0003605657060000013
sign(.)为符号函数，
Figure FDA0003605657060000014
其中，
Figure FDA0003605657060000015
α1为控制参数，满足0＜α1＜1，σ为误差值z的光滑区域宽度系数，满足0＜σ＜1；
回归向量为：
Figure FDA0003605657060000021
其中
Figure FDA0003605657060000022
Figure FDA0003605657060000023
表示函数g(q-qr)对时间的导数；
所述根据所述计算误差值计算非光滑控制项具体为：
通过下述公式，非光滑控制项f(z)：
Figure FDA0003605657060000024
为3*3的正定对角增益矩阵，α2为控制参数，0＜α2＜1；
运算符号
Figure FDA00036056570600000212
定义如下
Figure FDA0003605657060000025
其中z＝[z1…zn]T；
所述根据所述回归向量和计算误差值得到参数估计量具体为：
通过下述公式，计算参数部分的估计值
Figure FDA0003605657060000026
Figure FDA00036056570600000211
由投影自适应律获得，具体通过下式确定
Figure FDA0003605657060000027
其中，dτ表示时间的微分，t表示当前时间，投影算子定义如下：
Figure FDA0003605657060000028
其中：
Figure FDA0003605657060000029
ε＞0为边界系数值，θmax为待估计参数向量θ的上界，
Figure FDA00036056570600000210
表示函数g的梯度函数，<a，b>代表向量a，b的叉乘，|| ||代表求向量的范数值；
所述根据所述回归向量、参数估计量、非光滑控制项得到控制量具体为：
通过下述公式，计算控制量U：
Figure FDA0003605657060000031
所述根据所述控制量、所需升力及旋翼类型计算生成旋翼转速具体为：
通过下述公式，计算旋翼转速：
Figure FDA0003605657060000032
其中，ω1，ω2，ω3，ω4为四个旋翼的转速，Up为飞行所需升力控制量，所述所需升力控制量由高度控制算法得到。
2.一种四旋翼无人机，其特征在于，所述无人机包括处理器和传感器，处理器上存储有计算机程序，所述程序被处理器执行时能实现如权利要求1的步骤。
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