CN110471438B - 一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法 - Google Patents
一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110471438B CN110471438B CN201910874871.9A CN201910874871A CN110471438B CN 110471438 B CN110471438 B CN 110471438B CN 201910874871 A CN201910874871 A CN 201910874871A CN 110471438 B CN110471438 B CN 110471438B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- rigid aircraft
- fixed time
- derivative
- omega
- adaptive
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 40
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 claims abstract description 9
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 8
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 29
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 12
- 238000009795 derivation Methods 0.000 claims description 6
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 3
- 238000013507 mapping Methods 0.000 claims description 3
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims description 2
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims description 2
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 claims description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000004044 response Effects 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 2
- 240000007594 Oryza sativa Species 0.000 description 1
- 235000007164 Oryza sativa Nutrition 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 235000009566 rice Nutrition 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法,针对具有集中不确定性的刚性飞行器姿态稳定问题,采用滑模控制方法,再结合自适应技术,设计了固定时间自适应控制器;固定时间滑模面的设计保证系统状态的固定时间收敛;另外,自适应更新律用来估计系统总不确定,包括外界干扰和转动惯量不确定的上界,因此总不确定上界信息无需预先知道。本发明在外界干扰和转动惯量不确定的因素下,实现姿态跟踪误差和角速度误差的固定时间一致最终有界的控制。
Description
技术领域
本发明涉及一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法,特别是存在外部干扰和转动惯量矩阵不确定的刚性飞行器姿态跟踪控制方法。
背景技术
刚性飞行器姿态控制系统在刚性飞行器的健康,可靠的运动中扮演着重要的角色。在复杂的航天环境中,刚性飞行器姿态控制系统会受到各种外部干扰以及转动惯量矩阵不确定的影响。为了有效维持系统的性能,需要使其对外部干扰以及转动惯量矩阵不确定具有较强的鲁棒性。滑模变结构控制作为一种典型的非线性控制方法能够有效改善刚性飞行器的稳定性和操纵性,并且具有较强的鲁棒性,从而提高执行任务的能力。因此,研究刚性飞行器姿态控制系统的滑模变结构控制方法具有十分重要的意义。
滑模控制在解决系统不确定性和外部扰动方面被认为是一个有效的鲁棒控制方法。滑模控制方法具有算法简单、响应速度快、对外界噪声干扰和参数摄动鲁棒性强等优点。终端滑模控制是一种可以实现有限时间稳定性的传统滑模控制的改进方案。然而,现存的有限时间技术估计收敛时间需要知道系统的初始信息,这对于设计者是很难知道的。近年来,固定时间技术得到了广泛的应用,固定时间控制方法与现存的有限时间控制方法相比,具有无需知道系统的初始信息,也能保守估计系统的收敛时间的优越性。
自适应控制是指控制器能修正自身控制参数以适应系统本身和外部扰动的动态特性,以获得满意的动态性能,使系统达到最优控制。该方法既适用于线性系统,也适用于非线性系统,主要针对系统的不确定性进行控制。自适应控制的研究对象是具有一定程度不确定且容易受到外界环境干扰的系统。基于上述原因,许多自适应控制方法被用来控制空间刚性飞行器系统。
因此,固定时间滑模控制技术与自适应控制方法的有效的结合,减少外部干扰及系统参数不确定性对系统控制性能的影响,实现刚性飞行器姿态的固定时间控制。
发明内容
为了克服现有的刚性飞行器姿态控制系统存在的未知非线性问题,本发明提供一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法,在系统存在外部干扰和转动惯量不确定的情况下,实现刚性飞行器系统的姿态跟踪误差和角速度误差的固定时间一致最终有界的控制。
为了解决上述技术问题提出的技术方案如下:
一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪方法,包括以下步骤:
步骤1,建立刚性飞行器的运动学和动力学模型,初始化系统状态以及控制参数,过程如下:
1.1刚性飞行器系统的运动学方程为:
其中qv=[q1,q2,q3]T和q4分别为单位四元数的矢量部分和标量部分且满足q1,q2,q3分别为映射在空间直角坐标系x,y,z轴上的值;分别是qv和q4的导数;Ω∈R3是刚性飞行器的角速度;I3是R3×3单位矩阵;表示为:
1.2刚性飞行器系统的动力学方程为:
1.3刚性飞行器系统期望的运动学方程为:
1.4由四元数描述的刚性飞行器相对姿态运动:
Ωe=Ω-CΩd (11)
根据式(1)-(11),刚性飞行器姿态跟踪误差动力学和运动学方程为:
1.5转动惯性矩阵J满足J=J0+ΔJ,其中J0和ΔJ分别表示J的标称部分和不确定部分,则式(14)重新写成:
进一步得到:
1.6对式(12)进行微分,得到:
其中
步骤2,针对外部扰动和转动惯量不确定的刚性飞行器系统,设计所需的滑模面,过程如下:
选择固定时间滑模面为:
步骤3,设计固定时间自适应控制器,过程如下:
3.1设计固定时间控制器为:
其中 L=[L1,L2,L3]T,S=[S1,S2,S3]T,Γ=diag(Γ1,Γ2,Γ3)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;i=1,2,3;K1=diag(k11,k12,k13)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;K2=diag(k21,k22,k23)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;K3=diag(k31,k32,k33)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;0<r1<1,r2>1,分别为c1,c2,c3的估计;
3.2设计自适应参数的更新律:
步骤4,固定时间稳定性证明,过程如下:
4.1证明刚性飞行器系统所有信号都是一致最终有界,设计李雅普诺夫函数为如下形式:
对式(26)进行求导,得到:
则判定刚性飞行器系统所有信号都是一致最终有界的;
4.2证明固定时间收敛,设计李雅普诺夫函数为如下形式:
对式(28)进行求导,得:
基于以上分析,刚性飞行器系统的姿态跟踪误差和角速度误差在固定时间一致最终有界。
本发明在外界干扰和转动惯量不确定的因素下,运用刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法,实现系统稳定控制,保证刚性飞行器系统的姿态跟踪误差和角速度误差固定时间一致最终有界。本发明的技术构思为:针对含外部干扰和转动惯量不确定的刚性飞行器系统,利用滑模控制方法,再结合自适应控制,设计了自适应固定时间控制器。固定时间滑模面的设计保证系统状态的固定时间收敛。另外,基于所设计的自适应更新律,无需预先知道总不确定的上界信息。本发明在系统存在外界干扰和转动惯量不确定的情况下,实现系统的姿态跟踪误差和角速度误差固定时间一致最终有界的控制。
本发明的有益效果为:在系统存在外界干扰和转动惯量不确定的情况下,实现系统的姿态跟踪误差和角速度误差在固定时间内一致最终有界。
附图说明
图1为本发明的刚性飞行器姿态跟踪误差示意图;
图2为本发明的刚性飞行器角速度误差示意图;
图3为本发明的刚性飞行器滑模面示意图;
图4为本发明的刚性飞行器控制力矩示意图;
图5为本发明的刚性飞行器参数估计示意图;
图6为本发明的控制流程示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明。
参照图1-图6,一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法,所述控制方法包括以下步骤:
步骤1,建立刚性飞行器的运动学和动力学模型,初始化系统状态以及控制参数,过程如下:
1.1刚性飞行器系统的运动学方程为:
其中qv=[q1,q2,q3]T和q4分别为单位四元数的矢量部分和标量部分且满足q1,q2,q3分别为映射在空间直角坐标系x,y,z轴上的值;分别是qv和q4的导数;Ω∈R3是刚性飞行器的角速度;I3是R3×3单位矩阵;表示为:
1.2刚性飞行器系统的动力学方程为:
1.3刚性飞行器系统期望的运动学方程为:
1.4由四元数描述的刚性飞行器相对姿态运动:
Ωe=Ω-CΩd (11)
根据式(1)-(11),刚性飞行器姿态跟踪误差动力学和运动学方程为:
1.5转动惯性矩阵J满足J=J0+ΔJ,其中J0和ΔJ分别表示J的标称部分和不确定部分,则式(14)重新写成:
进一步得到:
1.6对式(12)进行微分,得到:
步骤2,针对外部扰动和转动惯量不确定的刚性飞行器系统,设计所需的滑模面,过程如下:
选择固定时间滑模面为:
步骤3,设计固定时间自适应控制器,过程如下:
3.1设计固定时间控制器为:
其中 L=[L1,L2,L3]T,S=[S1,S2,S3]T,Γ=diag(Γ1,Γ2,Γ3)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;i=1,2,3;K1=diag(k11,k12,k13)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;K2=diag(k21,k22,k23)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;K3=diag(k31,k32,k33)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;0<r1<1,r2>1,分别为c1,c2,c3的估计;
3.2设计自适应参数的更新律:
步骤4,固定时间稳定性证明,过程如下:
4.1证明刚性飞行器系统所有信号都是一致最终有界,设计李雅普诺夫函数为如下形式:
对式(26)进行求导,得到:
则判定刚性飞行器系统所有信号都是一致最终有界的;
4.2证明固定时间收敛,设计李雅普诺夫函数为如下形式:
对式(28)进行求导,得:
基于以上分析,刚性飞行器系统的姿态跟踪误差和角速度误差在固定时间一致最终有界。
为验证所提方法的有效性,本方法针对刚性飞行器系统进行仿真验证。
系统初始化参数设置如下:
系统的初始值:q(0)=[0.3,-0.2,-0.3,0.8832]T,Ω(0)=[1,0,-1]T弧度/秒qd(0)=[0,0,0,1]T;期望角速度弧度/秒;转动惯性矩阵的标称部分J0=[40,1.2,0.9;1.2,17,1.4;0.9,1.4,15]千克*平方米,惯性矩阵的不确定部ΔJ=diag[sin(0.1t),2sin(0.2t),3sin(0.3t)];外部扰动d(t)=[0.2sin(0.1t),0.3sin(0.2t),0.5sin(0.2t)]T牛*米;滑模面的参数如下:λ1=1,λ2=1,a1=1.5,a2=1.5;控制器的参数如下:K1=K2=K3=I3;更新律参数如下:ηi=1,εi=0.01,i=1,2,3,
刚性飞行器的姿态四元数和角速度的响应示意图分别如图1和图2所示,可以看出姿态四元数和角速度都能在5秒左右收敛到平衡点的一个零域内;刚性飞行器的滑模面响应示意图如图3所示,可以看出滑模面能在3秒左右收敛到平衡点的一个零域内;刚性飞行器的控制力矩和参数估计响应示意图分别如图4和图5所示。
因此,本发明在系统存在外界干扰和转动惯量不确定的情况下,实现系统的姿态跟踪误差和角速度误差在固定时间一致最终有界,并且收敛时间与系统的初始状态无关。
以上阐述的是本发明给出的一个实施例表现出的优良优化效果,显然本发明不只是限于上述实施例,在不偏离本发明基本精神及不超出本发明实质内容所涉及范围的前提下对其可作种种变形加以实施。
Claims (1)
1.一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法,其特征在于:所述方法包括以下步骤:
步骤1,建立刚性飞行器的运动学和动力学模型,初始化系统状态以及控制参数,过程如下:
1.1刚性飞行器系统的运动学方程为:
其中qv=[q1,q2,q3]T和q4分别为单位四元数的矢量部分和标量部分且满足q1,q2,q3分别为映射在空间直角坐标系x,y,z轴上的值;分别是qv和q4的导数;Ω∈R3是刚性飞行器的角速度;I3是R3×3单位矩阵;表示为:
1.2刚性飞行器系统的动力学方程为:
1.3刚性飞行器系统期望的运动学方程为:
1.4由四元数描述的刚性飞行器相对姿态运动:
Ωe=Ω-CΩd (11)
根据式(1)-(11),刚性飞行器姿态跟踪误差动力学和运动学方程为:
1.5转动惯性矩阵J满足J=J0+ΔJ,其中J0和ΔJ分别表示J的标称部分和不确定部分,则式(14)重新写成:
进一步得到:
1.6对式(12)进行微分,得到:
步骤2,针对外部扰动和转动惯量不确定的刚性飞行器系统,设计所需的滑模面,过程如下:
选择固定时间滑模面为:
步骤3,设计固定时间自适应控制器,过程如下:
3.1设计固定时间控制器为:
其中
L=[L1,L2,L3]T,S=[S1,S2,S3]T,Γ=diag(Γ1,Γ2,Γ3)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;K1=diag(k11,k12,k13)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;K2=diag(k21,k22,k23)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;K3=diag(k31,k32,k33)∈R3×3为3×3对称的对角矩阵;0<r1<1,r2>1,分别为c1,c2,c3的估计;
3.2设计自适应参数的更新律:
步骤4,固定时间稳定性证明,过程如下:
4.1证明刚性飞行器系统所有信号都是一致最终有界,设计李雅普诺夫函数为如下形式:
对式(26)进行求导,得到:
则判定刚性飞行器系统所有信号都是一致最终有界的;
4.2证明固定时间收敛,设计李雅普诺夫函数为如下形式:
对式(28)进行求导,得:
基于以上分析,刚性飞行器系统的姿态跟踪误差和角速度误差在固定时间一致最终有界。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN2018111140954 | 2018-09-25 | ||
CN201811114095.4A CN108873927A (zh) | 2018-09-25 | 2018-09-25 | 一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态跟踪控制方法 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN110471438A CN110471438A (zh) | 2019-11-19 |
CN110471438B true CN110471438B (zh) | 2022-07-26 |
Family
ID=64324762
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201811114095.4A Withdrawn CN108873927A (zh) | 2018-09-25 | 2018-09-25 | 一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态跟踪控制方法 |
CN201910874871.9A Active CN110471438B (zh) | 2018-09-25 | 2019-09-17 | 一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法 |
Family Applications Before (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201811114095.4A Withdrawn CN108873927A (zh) | 2018-09-25 | 2018-09-25 | 一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态跟踪控制方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (2) | CN108873927A (zh) |
Families Citing this family (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN109634291B (zh) * | 2018-11-27 | 2021-10-26 | 浙江工业大学 | 一种基于改进型障碍李雅普诺夫函数的刚性飞行器姿态约束跟踪控制方法 |
CN111338368B (zh) * | 2020-03-06 | 2023-10-20 | 上海航天控制技术研究所 | 一种航天器快速机动姿态跟踪自适应鲁棒控制方法 |
CN111399529B (zh) * | 2020-04-02 | 2021-05-14 | 上海交通大学 | 一种基于非线性滑模与前置的飞行器复合导引方法 |
CN112046794B (zh) * | 2020-07-16 | 2022-02-25 | 中国人民解放军军事科学院国防科技创新研究院 | 基于混合高斯模型的固定时间约束的航天器集群控制方法 |
CN113859585B (zh) * | 2021-09-13 | 2023-11-28 | 西安工业大学 | 空间飞行器的固定时间无退绕姿态控制方法 |
CN114756040B (zh) * | 2022-04-19 | 2022-11-25 | 哈尔滨逐宇航天科技有限责任公司 | 一种飞行器姿态非奇异预定时间滑模控制方法 |
Family Cites Families (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9296474B1 (en) * | 2012-08-06 | 2016-03-29 | The United States of America as represented by the Administrator of the National Aeronautics & Space Administration (NASA) | Control systems with normalized and covariance adaptation by optimal control modification |
CN107450584B (zh) * | 2017-08-29 | 2020-06-30 | 浙江工业大学 | 一种基于固定时间滑模的飞行器自适应姿态控制方法 |
CN107703952B (zh) * | 2017-08-29 | 2020-10-30 | 浙江工业大学 | 一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态控制方法 |
-
2018
- 2018-09-25 CN CN201811114095.4A patent/CN108873927A/zh not_active Withdrawn
-
2019
- 2019-09-17 CN CN201910874871.9A patent/CN110471438B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN110471438A (zh) | 2019-11-19 |
CN108873927A (zh) | 2018-11-23 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN110471438B (zh) | 一种刚性飞行器的固定时间自适应姿态跟踪控制方法 | |
CN107703952B (zh) | 一种刚性飞行器的非奇异固定时间自适应姿态控制方法 | |
CN107450584B (zh) | 一种基于固定时间滑模的飞行器自适应姿态控制方法 | |
CN110543184B (zh) | 一种刚性飞行器的固定时间神经网络控制方法 | |
CN109062240B (zh) | 一种基于神经网络估计的刚性飞行器固定时间自适应姿态跟踪控制方法 | |
CN107688295B (zh) | 一种基于快速终端滑模的四旋翼飞行器有限时间自适应控制方法 | |
CN107662208B (zh) | 一种基于神经网络的柔性关节机械臂有限时间自适应反步控制方法 | |
CN107577145B (zh) | 编队飞行航天器反步滑模控制方法 | |
CN106325291B (zh) | 基于滑模控制律和eso的四旋翼飞行器姿态控制方法及系统 | |
Dierks et al. | Output feedback control of a quadrotor UAV using neural networks | |
CN110543183B (zh) | 一种考虑执行器受限问题的刚体飞行器固定时间姿态跟踪控制方法 | |
CN110488603B (zh) | 一种考虑执行器受限问题的刚性飞行器自适应神经网络跟踪控制方法 | |
CN107807657B (zh) | 一种基于路径规划的挠性航天器姿态自适应控制方法 | |
CN106774379B (zh) | 一种智能超螺旋强鲁棒姿态控制方法 | |
CN109188910B (zh) | 一种刚性飞行器的自适应神经网络容错跟踪控制方法 | |
CN110488854B (zh) | 一种基于神经网络估计的刚性飞行器固定时间姿态跟踪控制方法 | |
CN111522243A (zh) | 一种五自由度上肢外骨骼系统鲁棒迭代学习控制策略 | |
CN110501911A (zh) | 一种考虑执行器受限问题的刚性飞行器自适应固定时间姿态跟踪控制方法 | |
CN109634291B (zh) | 一种基于改进型障碍李雅普诺夫函数的刚性飞行器姿态约束跟踪控制方法 | |
CN112148036B (zh) | 网络化机器人系统的固定时间估计器的双边跟踪控制方法 | |
CN112947518B (zh) | 一种基于干扰观测器的四旋翼鲁棒姿态控制方法 | |
CN108663936B (zh) | 模型不确定航天器无退绕姿态跟踪有限时间控制方法 | |
CN112578805A (zh) | 一种旋翼飞行器的姿态控制方法 | |
Yu et al. | Trajectory linearization control on SO (3) with application to aerial manipulation | |
CN111506095A (zh) | 一种双刚体特征点间饱和固定时间相对位姿跟踪控制方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |