CN110850887B - 一种四旋翼无人机复合动态逆抗干扰姿态控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种四旋翼无人机复合动态逆抗干扰姿态控制方法。建立四旋翼无人机姿态子系统的受扰动力学模型；将四旋翼无人机的内回路控制转化为姿态指令跟踪误差镇定问题；建立四旋翼无人机姿态子系统的扩张状态观测器，实现集总干扰和姿态跟踪误差变化率的估计；结合集总干扰和姿态跟踪误差变化率估计信息，构建姿态回路的复合动态逆控制器。本发明通过采用扩张状态观测器技术，显著提升了姿态回路系统的抗干扰的能力，有效地抑制了多源干扰对四旋翼飞行器控制性能的影响。

Description

一种四旋翼无人机复合动态逆抗干扰姿态控制方法

技术领域

本发明属于飞行控制技术领域，特别涉及了一种四旋翼无人机姿态控制方法。

背景技术

四旋翼无人机是一种能够垂直起降和空中悬停的无人机，由于其结构简单、控制方便、飞行环境通用性强、维护成本低等优点，已经被广泛应用于航空侦察、高空拍摄、环境灾害监测、灾难救援等领域，具有重要的研究意义和应用前景。四旋翼无人机的控制是通过调节内环姿态产生三个方向的加速度，进而实现无人机的位置控制。四旋翼姿态环子系统是一个典型的多输入-多输出，非线性特性明显，状态耦合严重的复杂系统，除此之外四旋翼无人机飞行过程还会受到内部气动参数摄动、摩擦等未建模动态外界阵风干扰以及环境不确定性因素等多源干扰的影响，因此抗干扰控制成为四旋翼无人机姿态系统控制设计急需解决的关键问题。

针对四旋翼无人机的抗干扰控制问题，国内外学者主要采用鲁棒控制算法依靠控制器的鲁棒性被动地消除误差的影响，这种控制策略不仅抑制干扰的速度缓慢，而且其抗干扰性能是以牺牲系统标称性能为代价获取的。因此亟需提出一种能够快速抑制干扰对控制系统性能的影响的四旋翼无人机主动抗干扰控制方法。

发明内容

为了解决上述背景技术提到的技术问题，本发明提出了一种四旋翼无人机复合动态逆抗干扰姿态控制方法。

为了实现上述技术目的，本发明的技术方案为：

一种四旋翼无人机复合动态逆抗干扰姿态控制方法，包括以下步骤：

(1)建立四旋翼无人机姿态子系统的受扰动力学模型；

(2)将四旋翼无人机的内回路控制转化为姿态指令跟踪误差镇定问题；

(3)建立四旋翼无人机姿态子系统的扩张状态观测器，实现集总干扰和姿态跟踪误差变化率的估计；

(4)结合集总干扰和姿态跟踪误差变化率估计信息，构建姿态回路的复合动态逆控制器。

进一步地，在步骤(1)中，所述四旋翼无人机姿态子系统的受扰动力学模型如下：

其中，φ表示四旋翼无人机的滚转角，θ表示四旋翼无人机的俯仰角，ψ表示四旋翼无人机的偏航角；w_x，w_y和w_z分别表示绕x，y和z轴的旋转角速度；J_x，J_y和J_z分别表示绕x，y和z轴的转动惯量；τ_x，τ_y和τ_z分别表示作用在x，y和z轴的力矩；D_x,D_y,D_z表示三个轴向的集总干扰；s_φ表示sinφ，c_φ表示cosφ，c_θ表示cosθ，t_θ表示tanθ；字母上方一点表示其一阶微分。

进一步地，在步骤(2)中，定义：

定义姿态跟踪误差：

则得姿态指令跟踪误差动态：

其中Θ_d＝[φ_d θ_d ψ_d]^T，φ_d，θ_d和ψ_d为期望的滚转角、俯仰角和偏航角；上标T表示矩阵转置；字母上方两点表示其二阶微分；

令

D_A为姿态指令跟踪误差系统中的集总干扰。

进一步地，在步骤(3)中，设计姿态子系统的扩张状态观测器，估计

和D_A：

其中，z₁、z₂和z₃为扩张状态观测器动态，

和

为

和D_A的估计值，l₁、l₂和l₃为观测器增益，其形式如下：

其中，

和

均为正值常数，且其取值保证如下特征方程的特征根s为负数：

其中，s²和s³分别表示s的平方和立方。

进一步地，在步骤(4)中，所述姿态回路的复合动态逆控制器如下：

其中，

和

为控制器参数，其具有如下形式：

其中，

和

均为正值常数。

采用上述技术方案带来的有益效果：

(1)本发明充分利用四旋翼无人机姿态子系统非线性特性，在反馈通道将标称非线性以反馈的形式抵消，大大减少了控制器中基于误差的反馈部分的调节压力，显著降低了控制器参数调节难度；

(2)本发明采用扩张状态观测器对姿态子系统中多源干扰和姿态跟踪误差变化率进行估计，实现了多源干扰和姿态跟踪误差变化率的渐近估计；

(3)本发明将多源干扰估计信息和扩张状态估计信息纳入非线性动态逆控制器设计中，重构为复合动态逆控制器，通过对多源干扰进行动态实时的前馈补偿，显著提高了系统的抗干扰性能和鲁棒性；

(4)本发明不仅能够显著提高四旋翼无人机姿态控制系统中的指令跟踪精度，而且所提的抗干扰控制方法可推广应用于其他飞行器的高精度控制中，具有很广阔的应用前景。

附图说明

图1是本发明的控制系统结构框图；

图2是本发明实施例中四旋翼无人机滚转角通道响应曲线图；

图3是本发明实施例中四旋翼无人机俯仰角通道响应曲线图；

图4是本发明实施例中四旋翼无人机偏航角通道响应曲线图。

具体实施方式

以下将结合附图，对本发明的技术方案进行详细说明。

本发明的仿真和实验均可以通过仿真软件MATLAB R2015b中的Simulink工具箱搭建四旋翼无人机的模型来实现，图1为本发明设计的四旋翼无人机姿态控制结构框图，其步骤如下：

步骤1：建立四旋翼无人机姿态子系统的受扰动力学模型；

步骤2：将四旋翼无人机的内回路控制转化为姿态指令跟踪误差镇定问题；

步骤3：建立四旋翼无人机姿态子系统的扩张状态观测器，实现集总干扰和姿态跟踪误差变化率的估计；

步骤4：结合集总干扰和姿态跟踪误差变化率估计信息，构建姿态回路的复合动态逆控制器。

在本实施例中，上述步骤1采用如下优选实施方案：

针对四旋翼无人机的姿态子系统进行建模，可得到四旋翼无人机受扰姿态动态：

其中，φ表示四旋翼无人机的滚转角，θ表示四旋翼无人机的俯仰角，ψ表示四旋翼无人机的偏航角；w_x，w_y和w_z分别表示绕x，y和z轴的旋转角速度；J_x，J_y和J_z分别表示绕x，y和z轴的转动惯量，此处取J_x＝5.445×10^-3,J_y＝5.445×10^-3,J_z＝1.089×10^-2；τ_x，τ_y和τ_z分别表示作用在x，y和z轴的力矩；D_x,D_y,D_z表示三个轴向的集总干扰。为了简化书写，公式中三角函数作出如下简化：

sin x＝s_x cos x＝c_x tan x＝t_x

为了方便后续分析，引出如下定义：

则可将四旋翼无人机姿态子系统的动态重写为如下形式：

根据姿态动态方程可以得到姿态角二阶动态：

在本实施例中，上述步骤2采用如下优选实施方案：

四旋翼无人机的制导指令通过调节内环姿态以姿态指令跟踪的方式实现，内环控制的任务是姿态指令跟踪：输入量为期望的姿态角，输出量为四旋翼无人机的实际姿态信息。

定义姿态跟踪误差方程：

则可得姿态指令跟踪误差动态为：

其中，Θ_d＝[φ_d θ_d ψ_d]^T，φ_d，θ_d和ψ_d为期望的滚转角、俯仰角和偏航角；上标T表示矩阵转置。

由于姿态角的角速率无法直接获得，因此姿态角跟踪误差的变化率不可直接获得，需要对其进行估计。此时姿态指令跟踪误差系统动态可写为：

其中，

D_A为姿态指令跟踪误差系统中的集总干扰。

在本实施例中，上述步骤3采用如下优选实施方案：

针对上述姿态指令跟踪误差系统(5)设计扩张状态观测器，估计

和D_A：

其中，

为扩张状态观测器动态，l₁、l₂和l₃为观测器增益，其形式如下：

其中，

和

均为正常数，且其取值保证如下特征方程的特征根s为负数：

此处可取值

以下针对上述扩张状态观测器进行稳定性分析。

首先定义观测器误差为：

其中，e_φ，e_θ和e_ψ分别为关于三个姿态角的跟踪误差，

和

分别为关于三个姿态角的干扰。

联立受扰系统动态(5)和扩张状态观测器动态(6)可得观测器误差方程动态：

其中：

由观测其误差动态系统(8)可得三个轴向观测器误差动态分别为：

若集总干扰为慢变干扰，即满足条件

由于观测器增益取值保证特征方程(7)的特征根为负数根据方程(9)-(11)可得观测器估计误差渐进收敛到零。即扩张状态观测器(6)实现了姿态指令跟踪误差动态(5)中的跟踪误差导数和集总干扰的渐近估计。

在本实施例中，上述步骤4采用如下优选实施方案：

针对四旋翼无人机受扰姿态系统设计复合动态逆控制器：

其中，估计信息

是由扩张状态观测器(6)获得，

为控制器参数，且其具有如下形式：

其中

和

为正常数，此处可取值

以下对其稳定性进行分析说明：

将复合动态逆控制器(12)代入姿态指令跟踪误差动态(5)可得：

考虑到观测器观测误差定义，方程(13)可写为：

由于

和

均为正常数，所以如下动态

保证系统跟踪误差渐近收敛。由于集总干扰D_A为慢变干扰，观测器估计误差e_e2、e_e3渐近收敛，故闭环系统状态e_Θ渐近收敛，即四旋翼无人机姿态角φ，θ和ψ能够渐近收敛到其参考值。

本发明为了验证本发明优越的抗干扰能性能，在充分考虑外部干扰存在的情况下基于MATLAB仿真环境对本发明算法进行四旋翼无人机仿真验证。仿真过程中姿态角初始值和三个轴向角速度的初始值分别设置为：

φ(0)＝0,θ(0)＝0,ψ(0)＝0,ω_x(0)＝0,ω_y(0)＝0,ω_z(0)＝0

为了使控制任务更具挑战性，姿态角期望值设置为如下时变形式：

仿真过程中外界干扰设置为：

D_x＝-0.2[1+0.3sin(0.2πt)],

D_y＝0.13[1+0.4sin(0.2πt)],

D_z＝-0.12[1+0.2sin(0.2πt)]

本发明实现了四旋翼无人机三个姿态通道参考指令的渐近跟踪，图2-图4是受扰四旋翼无人机三轴姿态角参考指令跟踪效果响应曲线，可以看出本发明所提的复合动态逆姿态控制方法可以实现姿态指令的较高精度跟踪(姿态角指令跟踪误差在5％以内)。

综上所述，本发明可以保证四旋翼无人机具有更快的姿态指令跟踪速度和更强的抗干扰性能。

实施例仅为说明本发明的技术思想，不能以此限定本发明的保护范围，凡是按照本发明提出的技术思想，在技术方案基础上所做的任何改动，均落入本发明保护范围之内。

Claims (1)

1.一种四旋翼无人机复合动态逆抗干扰姿态控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)建立四旋翼无人机姿态子系统的受扰动力学模型；

所述四旋翼无人机姿态子系统的受扰动力学模型如下：

其中，φ表示四旋翼无人机的滚转角，θ表示四旋翼无人机的俯仰角，ψ表示四旋翼无人机的偏航角；w_x，w_y和w_z分别表示绕x，y和z轴的旋转角速度；J_x，J_y和J_z分别表示绕x，y和z轴的转动惯量；τ_x，τ_y和τ_z分别表示作用在x，y和z轴的力矩；D_x,D_y,D_z表示三个轴向的集总干扰；s_φ表示sinφ，c_φ表示cosφ，c_θ表示cosθ，t_θ表示tanθ；字母上方一点表示其一阶微分；

(2)将四旋翼无人机的内回路控制转化为姿态指令跟踪误差镇定问题；

定义：

定义姿态跟踪误差：

则得姿态指令跟踪误差动态：

其中Θ_d＝[φ_d θ_d ψ_d]^T，φ_d，θ_d和ψ_d为期望的滚转角、俯仰角和偏航角；上标T表示矩阵转置；字母上方两点表示其二阶微分；

令

D_A为姿态指令跟踪误差系统中的集总干扰；

(3)建立四旋翼无人机姿态子系统的扩张状态观测器，实现集总干扰和姿态跟踪误差变化率的估计；

设计姿态子系统的扩张状态观测器，估计

和D_A：

其中，z₁、z₂和z₃为扩张状态观测器动态，

和

为

和D_A的估计值，l₁、l₂和l₃为观测器增益，其形式如下：

其中，

和

均为正值常数，且其取值保证如下特征方程的特征根s为负数：

其中，s²和s³分别表示s的平方和立方；

(4)结合集总干扰和姿态跟踪误差变化率估计信息，构建姿态回路的复合动态逆控制器；

所述姿态回路的复合动态逆控制器如下：

其中，

和

为控制器参数，其具有如下形式：

其中，

和

均为正值常数。

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