CN112180964B - 一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法 - Google Patents

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CN112180964B CN202011080502.1A CN202011080502A CN112180964B CN 112180964 B CN112180964 B CN 112180964B CN 202011080502 A CN202011080502 A CN 202011080502A CN 112180964 B CN112180964 B CN 112180964B
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Abstract

本发明是关于一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法。其首先根据飞行任务设置俯仰角、偏航角、滚转角的期望信号，并通过安装STIM202高精度MEMS陀螺仪测量相应的俯仰角、偏航角、滚转角。通过比较与非线性积分得到相应姿态角的误差信号与误差积分信号。再通过设计非线性混合阻尼器得到相应的俯仰角、偏航角、滚转角混合阻尼信号，最后通过三通道误差角与非线性积分以及混合阻尼信号构造非线性滑模与三通道的非线性滑模控制力矩信号，再反解为四旋翼的旋转速度，实现四旋翼飞行器的三通道姿态稳定跟踪任务。该方法的优点在于混合阻尼与非线性滑模设计，使得系统抗干扰性能好，控制精度高。

Description

一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法
技术领域
本发明涉及四旋翼飞行器飞行控制与制导领域，具体而言，涉及一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法。
背景技术
由于科技的发展，四旋翼飞行器具有控制方便、经济成本低廉的特点，在民用领域得到了越来越广泛的运用。在某些特殊的飞行表演任务中，尤其是多四旋翼飞行器的组网飞行表演中，需要单个四旋翼飞行器的姿态控制具有很高的控制精度与很强的抗干扰能力。
基于上述背景原因，本发明提出了一种采用STIM202高精度MEMS陀螺仪测量飞行器的三通道姿态角，然后采用非线性混合阻尼器提供系统所需的微分，并由非线性滑模控制提供系统的抗干扰能力，由非线性积分提供控制精度的方法，达到了很好的控制效果，具有很高的经济价值。
需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本发明的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本发明的目的在于提供一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法，进而至少在一定程度上克服由于相关技术的限制和缺陷而导致的飞行器姿态控制的快速性不足与精度不高的问题。
根据本发明的一个方面，提供一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法，包括以下步骤：
步骤S10，在四旋翼飞行器上安装STIM202高精度MEMS陀螺仪，测量其俯仰角、偏航角、滚转角，并根据飞行任务设定俯仰角期望信号、偏航角期望信号以及滚转角期望信号，同时进行比较与非线性积分得到俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号与相应的非线性积分信号；
步骤S20，根据所述的四旋翼飞行器的俯仰角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到俯仰角混合阻尼信号；
步骤S30，根据所述的四旋翼飞行器的偏航角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到偏航角混合阻尼信号；
步骤S40，根据所述的四旋翼飞行器的滚转角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到滚转角混合阻尼信号；
步骤S50，根据所述的四旋翼飞行器的俯仰角误差信号、俯仰角误差非线性积分信号与俯仰角混合阻尼信号，设计非线性滑模面，并按照滑模控制规律设计俯仰通道控制力矩信号；
步骤S60，根据所述的四旋翼飞行器的偏航角误差信号、偏航角误差非线性积分信号与偏航角混合阻尼信号，设计非线性滑模面，并按照滑模控制规律设计偏航通道控制力矩信号；
步骤S70，根据所述的四旋翼飞行器的滚转角误差信号、滚转角误差非线性积分信号与滚转角混合阻尼信号，设计非线性滑模面，并按照滑模控制规律设计偏滚转道控制力矩信号。
在本发明的一种示例实施例中，在四旋翼飞行器上安装STIM202高精度MEMS陀螺仪，测量其俯仰角、偏航角、滚转角，并根据飞行任务设定俯仰角期望信号、偏航角期望信号以及滚转角期望信号，同时进行比较与非线性积分得到俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号与相应的非线性积分信号包括：
e1＝θ-θd；
e2＝ψ-ψd；
e3＝γ-γd；
Figure BDA0002718430790000031
Figure BDA0002718430790000032
Figure BDA0002718430790000033
其中θd、ψd与γd为根据飞行任务设置俯仰角期望信号、偏航角期望信号以及滚转角期望信号，θ、ψ与γ为在四旋翼飞行器上安装STIM202高精度MEMS陀螺仪测量得到的俯仰角、偏航角与滚转角信号。e1、e2与e3为相应的俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号，s1、s2与s3为相应的俯仰角误差非线性积分信号、偏航角误差非线性积分信号、滚转角误差非线性积分信号，k1、k2、k3、ε1、ε2、ε3、p1、q1、p2、q2、p3、q3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的四旋翼飞行器的俯仰角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到俯仰角混合阻尼信号包括：
Figure BDA0002718430790000034
θ1a＝∫θ1dt；
Figure BDA0002718430790000035
θ3＝∫θ2dt；
θ2＝∫θ3adt；
Figure BDA0002718430790000036
Figure BDA0002718430790000037
其中θ为俯仰角测量信号，θ1为其非线性一阶微分信号，θ2为其非线性二阶微分信号，θ3a为其非线性二阶微分信号的导数信号，θ4为其非线性积分信号，T1、T2、T3、T4、T5、a1、a2、a3、a4为常值参数，其详细设计见后文案例实施。θ5为最终的俯仰角混合阻尼信号。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的四旋翼飞行器的偏航角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到偏航角混合阻尼信号包括：
Figure BDA0002718430790000041
ψ1a＝∫ψ1dt；
Figure BDA0002718430790000042
ψ3＝∫ψ2dt；
ψ2＝∫ψ3adt；
Figure BDA0002718430790000043
Figure BDA0002718430790000044
其中ψ为偏航角测量信号，ψ1为其非线性一阶微分信号，ψ2为其非线性二阶微分信号，ψ3a为其非线性二阶微分信号的导数信号，ψ4为其非线性积分信号，Ta1、Ta2、Ta3、Ta4、Ta5、a11、a21、a31、a41为常值参数，其详细设计见后文案例实施。ψ5为最终的偏航角混合阻尼信号。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的四旋翼飞行器的滚转角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到滚转角混合阻尼信号包括：
Figure BDA0002718430790000045
γ1a＝∫γ1dt；
Figure BDA0002718430790000046
γ3＝∫γ2dt；
γ2＝∫γ3adt；
Figure BDA0002718430790000051
Figure BDA0002718430790000052
其中γ为滚转角测量信号，γ1为其非线性一阶微分信号，γ2为其非线性二阶微分信号，γ3a为其非线性二阶微分信号的导数信号，γ4为其非线性积分信号，Tb1、Tb2、Tb3、Tb4、Tb5、a31、a32、a33、a34为常值参数，其详细设计见后文案例实施。γ5为最终的滚转角混合阻尼信号。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的四旋翼飞行器的俯仰角误差信号、俯仰角误差非线性积分信号与俯仰角混合阻尼信号，设计非线性滑模面与俯仰通道控制力矩信号包括：
Figure BDA0002718430790000053
Figure BDA0002718430790000054
Figure BDA0002718430790000055
Figure BDA0002718430790000056
其中e1为所述的俯仰角误差信号、s1为俯仰角误差非线性积分信号，θ5为俯仰角混合阻尼信号，sa1为俯仰非线性滑模面信号，b11、b12、b13、b14、b15、b16、b17、b18、εa1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。M1为最终的俯仰通道控制力矩信号。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的四旋翼飞行器的偏航角误差信号、偏航角误差非线性积分信号与偏航角混合阻尼信号，设计非线性滑模面与偏航通道控制力矩信号包括：
Figure BDA0002718430790000068
Figure BDA0002718430790000061
Figure BDA0002718430790000062
Figure BDA0002718430790000063
其中e2为所述的偏航角误差信号、s2为偏航角误差非线性积分信号，ψ5为偏航角混合阻尼信号，sa2为偏航非线性滑模面信号，b21、b22、b23、b24、b25、b26、b27、b28、εa2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。M2为最终的偏航通道控制力矩信号。
在本发明的一种示例实施例中，根据所述的四旋翼飞行器的滚转角误差信号、滚转角误差非线性积分信号与滚转角混合阻尼信号，设计非线性滑模面与滚转通道控制力矩信号包括：
Figure BDA0002718430790000064
Figure BDA0002718430790000065
Figure BDA0002718430790000066
Figure BDA0002718430790000067
其中e3为所述的滚转角误差信号、s3为滚转角误差非线性积分信号，γ5为滚转角混合阻尼信号，sa3为滚转非线性滑模面信号，b31、b32、b33、b34、b35、b36、b37、b38、εa3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。M3为最终的滚转通道控制力矩信号。
最后，根据所述的俯仰力矩、偏航力矩与滚转力矩信号，按照四旋翼飞行器的实际物理模型，即力矩与旋翼的旋转速度之间的关系，反解出四旋翼的期望旋转角速度，即可实现四旋翼飞行器对期望姿态角跟踪的稳定飞行功能。由于该反解方法为通用的公开方法，在四旋翼飞行器的出厂说明中一般都有详细描述，非本发明的保护内容，故在此不再重复累述。
有益效果
本发明提供的一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法，其优点在于能够通过设计非线性混合阻尼器来为非线性滑模提高阻尼信号，同时减少了速率陀螺的使用与安装，使得系统经济成本下降。另一方法非线性积分与非线性滑模的设计也使得整个四旋翼飞行器姿态稳定与跟踪控制具有很好的抗干扰能力与控制精度。
应当理解的是，以上的一般描述和后文的细节描述仅是示例性和解释性的，并不能限制本发明。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。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。
图1是本发明提供的一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法的流程图；
图2是本发明实施例所提供方法的STIM202高精度MEMS陀螺仪实物图；
图3是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器俯仰角信号曲线(单位：度)；
图4是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器偏航角信号曲线(单位：度)；
图5是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器滚转角信号曲线(单位：度)；
图6是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器俯仰角混合阻尼信号曲线(无单位)；
图7是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器偏航角混合阻尼信号曲线(无单位)；
图8是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器滚转角混合阻尼信号曲线(无单位)；
图9是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器俯仰通道力矩控制信号曲线(单位：牛每米)；
图10是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器偏航通道力矩控制信号曲线(单位：牛每米)；
图11是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器滚转通道力矩控制信号曲线(单位：牛每米)；
图12是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器俯仰角误差信号曲线(单位：度)；
图13是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器偏航角误差信号曲线(单位：度)；
图14是本发明实施例所提供方法的四旋翼飞行器滚转角误差信号曲线(单位：度)。
具体实施方式
现在将参考附图基础上更全面地描述示例实施方式。然而，示例实施方式能够以多种形式实施，且不应被理解为限于在此阐述的范例；相反，提供这些实施方式使得本发明将更加全面和完整，并将示例实施方式的构思全面地传达给本领域的技术人员。所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施方式中。在下面的描述中，提供许多具体细节从而给出对本发明的实施方式的充分理解。然而，本领域技术人员将意识到，可以实践本发明的技术方案而省略所述特定细节中的一个或更多，或者可以采用其它的方法、组元、装置、步骤等。在其它情况下，不详细示出或描述公知技术方案以避免喧宾夺主而使得本发明的各方面变得模糊。
本发明提供了一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法，首先通过飞行任务设置俯仰、偏航与滚转三通道的期望姿态指令信号，然后通过STIM202高精度MEMS陀螺仪测量三通道的姿态信号，通过比较得到姿态误差信号，再通过非线性积分得到三通道姿态非线性积分信号。然后，通过设计非线性混合阻尼器依次得到姿态阻尼信号，然后通过非线性叠加，得到非线性滑模面信号，最后通过滑模控制律得到俯仰、偏航与滚转三通道的控制力矩信号，最后反解为四旋翼旋转速度信号，输送给相应电机，实现四旋翼飞行器的姿态精确稳定跟踪。
下面，将结合附图对本发明的一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法进行进一步的解释以及说明。参考图1所示，该一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法包括以下步骤：
步骤S10，在四旋翼飞行器上安装STIM202高精度MEMS陀螺仪，测量其俯仰角、偏航角、滚转角，并根据飞行任务设定俯仰角期望信号、偏航角期望信号以及滚转角期望信号，同时进行比较与非线性积分得到俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号与相应的非线性积分信号；
具体的，首先在四旋翼飞行器上安装STIM202高精度MEMS陀螺仪，其物理结构如图2所示，重量为55g，具有物理尺寸小的优点，工作电压5v，工作电流200mA，带宽262赫兹，采样频率1000赫兹，零偏精度0.5度每小时，量程360度。
其次，分别测量四旋翼飞行器的俯仰角，记作θ；测量四旋翼飞行器的偏航角，记作ψ；测量四旋翼飞行器的滚转角，记作γ。
然后，根据飞行任务设置俯仰角期望信号、偏航角期望信号以及滚转角期望信号分别为θd、ψd与γd，然后与上述四旋翼直升分机的姿态测量值进行比较，得到相应的俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号，分别记作e1、e2与e3，其计算方式如下：
e1＝θ-θd；
e2＝ψ-ψd；
e3＝γ-γd；
最后，针对上述俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号分别进行非线性积分，得到俯仰角误差非线性积分信号、偏航角误差非线性积分信号、滚转角误差非线性积分信号分别记作s1、s2与s3，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000101
Figure BDA0002718430790000104
Figure BDA0002718430790000102
其中k1、k2、k3、ε1、ε2、ε3、p1、q1、p2、q2、p3、q3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
步骤S20，根据所述的四旋翼飞行器的俯仰角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到俯仰角混合阻尼信号；
具体的，首先针对俯仰角测量信号θ，求解其非线性一阶微分信号，记作θ1，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000103
θ1a＝∫θ1dt；
其中T1、T2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
其次，针对俯仰角测量信号θ，求解其非线性二阶微分信号，记作θ2，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000111
θ3＝∫θ2dt；
θ2＝∫θ3adt；
其中T3、T4、T5为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
然后，针对非线性二阶微分信号的导数信号θ3a，求解其非线性积分信号，记作θ4，其求解方式如下：
Figure BDA0002718430790000112
最后对上述非线性一阶微分信号、非线性二阶微分信号与非线性积分信号进行综合叠加，得到俯仰角混合阻尼信号，记作θ5，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000113
其中a1、a2、a3、a4为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
步骤S30，根据所述的四旋翼飞行器的偏航角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到偏航角混合阻尼信号；
具体的，首先针对偏航角测量信号ψ，求解其非线性一阶微分信号，记作ψ1，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000114
ψ1a＝∫ψ1dt；
其中Ta1、Ta2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
其次，针对偏航角测量信号ψ，求解其非线性二阶微分信号，记作ψ2，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000125
ψ3＝∫ψ2dt；
ψ2＝∫ψ3adt；
其中Ta3、Ta4、Ta5为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
然后，针对非线性二阶微分信号的导数信号ψ3a，求解其非线性积分信号，记作ψ4，其求解方式如下：
Figure BDA0002718430790000121
最后对上述非线性一阶微分信号、非线性二阶微分信号与非线性积分信号进行综合叠加，得到偏航角混合阻尼信号，记作ψ5，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000122
其中a11、a21、a31、a41为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
步骤S40，根据所述的四旋翼飞行器的滚转角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到滚转角混合阻尼信号；
具体的，首先针对滚转角测量信号γ，求解其非线性一阶微分信号，记作γ1，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000123
γ1a＝∫γ1dt；
其中Tb1、Tb2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
其次，针对滚转角测量信号γ，求解其非线性二阶微分信号，记作γ2，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000124
γ3＝∫γ2dt；
γ2＝∫γ3adt；
其中Tb3、Tb4、Tb5为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
然后，针对非线性二阶微分信号的导数信号γ3a，求解其非线性积分信号，记作γ4，其求解方式如下：
Figure BDA0002718430790000131
最后对上述非线性一阶微分信号、非线性二阶微分信号与非线性积分信号进行综合叠加，得到滚转角混合阻尼信号，记作γ5，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000132
其中a31、a32、a33、a34为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
步骤S50，根据所述的四旋翼飞行器的俯仰角误差信号、俯仰角误差非线性积分信号与俯仰角混合阻尼信号，设计非线性滑模面，并按照滑模控制规律设计俯仰通道控制力矩信号。
具体的，首先根据所述的俯仰角误差信号e1、俯仰角误差非线性积分信号s1以及俯仰角混合阻尼信号θ5，设计非线性滑模面信号，记作sa1，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000133
Figure BDA0002718430790000134
其中b11、b12、b13、b14、b15为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
然后，根据上述非线性滑模面信号，按照非线性滑模控制方法，设计如下的俯仰通道控制力矩信号，记作M1，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000135
Figure BDA0002718430790000136
其中b16、b17、b18、εa1为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
步骤S60，根据所述的四旋翼飞行器的偏航角误差信号、偏航角误差非线性积分信号与偏航角混合阻尼信号，设计非线性滑模面，并按照滑模控制规律设计偏航通道控制力矩信号。
具体的，首先根据所述的偏航角误差信号e2、偏航角误差非线性积分信号s2以及偏航角混合阻尼信号ψ5，设计非线性滑模面信号，记作sa2，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000141
Figure BDA0002718430790000142
其中b21、b22、b23、b24、b25为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
然后，根据上述非线性滑模面信号，按照非线性滑模控制方法，设计如下的偏航通道控制力矩信号，记作M2，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000143
Figure BDA0002718430790000144
其中b26、b27、b28、εa2为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
步骤S70，根据所述的四旋翼飞行器的滚转角误差信号、滚转角误差非线性积分信号与滚转角混合阻尼信号，设计非线性滑模面，并按照滑模控制规律设计偏滚转道控制力矩信号。
具体的，首先根据所述的滚转角误差信号e3、滚转角误差非线性积分信号s3以及滚转角混合阻尼信号γ5，设计非线性滑模面信号，记作sa3，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000145
Figure BDA0002718430790000146
其中b31、b32、b33、b34、b35为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
然后，根据上述非线性滑模面信号，按照非线性滑模控制方法，设计如下的滚转通道控制力矩信号，记作M3，其计算方式如下：
Figure BDA0002718430790000151
Figure BDA0002718430790000152
其中b36、b37、b38、εa3为常值参数，其详细设计见后文案例实施。
最后，根据所述的俯仰力矩、偏航力矩与滚转力矩信号，按照四旋翼飞行器的实际物理模型，即力矩与旋翼的旋转速度之间的关系，反解出四旋翼的期望旋转角速度，即可实现四旋翼飞行器对期望姿态角跟踪的稳定飞行功能。
案例实施与计算机仿真模拟结果分析
在步骤一中，设置俯仰角期望信号θd＝3，偏航角期望信号φd＝-2，滚转角期望信号γd＝2，k1＝2、k2＝2、k3＝2、ε1＝0.01、ε2＝0.01、ε3＝0.01、p1＝1、q1＝3、p2＝1、q2＝3、p3＝1、q3＝3，得到俯仰角信号如图3所示、偏航角信号如图4所示、滚转角信号如图5所示。
在步骤二中，设置T1＝0.03、T2＝0.05、T3＝0.009、T4＝0.06，T5＝0.2、a1＝1、a2＝0.7、a3＝0.05、a4＝1.5，得到俯仰角混合阻尼信号如图6所示。
在步骤三中，设置Ta1＝0.03、Ta2＝0.05、Ta3＝0.009、Ta4＝0.06，Ta5＝0.2、a11＝1、a21＝0.7、a31＝0.05、a41＝1.5。得到得到偏航角混合阻尼信号如图7所示。
在步骤四中，设置Tb1＝0.03、Tb2＝0.05、Tb3＝0.009、Tb4＝0.06，Tb5＝0.2、a31＝1、a32＝0.7、a33＝0.05、a34＝1.5。得到得到滚转角混合阻尼信号如图8所示。
在步骤五中，选取b11＝0.32、b12＝0.05、b13＝0.02、b14＝0.003、b15＝0.03，b16＝1.2、b17＝0.3、b18＝0.1、εa1＝0.5得到俯仰通道力矩控制信号如图9所示。
在步骤六中，选取b21＝0.3、b22＝0.045、b23＝0.005、b24＝0.003、b25＝0.03、b26＝1.2、b27＝0.3、b28＝0.1、εa2＝0.4，得到偏航通道力矩控制信号如图10所示。
在步骤七中，选取b31＝0.05、b32＝0.068、b33＝0.006、b34＝0.0005、b35＝0.005、b36＝1.1、b37＝0.2、b38＝0.3、εa3＝0.1，得到滚转通道力矩控制信号如图11所示。
最终将上述俯仰、偏航与滚转力距反解为四旋翼飞行器的四个旋翼马达控制电压，即可控制四旋翼飞行器的姿态跟踪期望的指令，最终得到俯仰角误差曲线如图12所示、偏航角误差曲线如图13所示，滚转角误差曲线如图14所示。
由图2与图3以及图4可以看出，最终四旋翼飞行器能够准确地跟踪期望的指令信号，而由图12、13与图14可以看出最终的姿态误差能够快速地收敛到0，其收敛时间小于3秒，上升时间小于0.5秒。故本发明所提供方法具有很好的快速性与精准度。由图6与图7以及图8可以看出混合阻尼信号最大均不超过20，而由图9、图10与图11可以看出最终俯仰控制力矩较大，而偏航滚转通道控制力矩较小，稳态时控制力矩均趋于0，这是复合工程控制的实际物理限制要求的。因此本发明所提供方法具有良好的快速性、准确性，同时控制量也远未进入饱和，因此是一种具有很高工程实用价值的方法。
本领域技术人员在考虑说明书及实践这类的发明后，将容易想到本发明的其他实施例。本申请旨在涵盖本发明的任何变型、用途或者适应性变化，这些变型、用途或者适应性变化遵循本发明的一般性原理并包括本发明未指明的本技术领域中的公知常识或惯用技术手段。说明书和实施例仅被视为示例性的，本发明的真正范围和精神由权利要求指出。

Claims (4)

1.一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S10，在四旋翼飞行器上安装STIM202高精度MEMS陀螺仪，测量其俯仰角、偏航角、滚转角，并根据飞行任务设定俯仰角期望信号、偏航角期望信号以及滚转角期望信号，同时进行比较与非线性积分得到俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号与相应的非线性积分信号如下：
e1＝θ-θd；
e2＝ψ-ψd；
e3＝γ-γd；
Figure FDA0003658477730000011
Figure FDA0003658477730000012
Figure FDA0003658477730000013
其中θd、ψd与γd为根据飞行任务设置俯仰角期望信号、偏航角期望信号以及滚转角期望信号，ε、ψ与γ为在四旋翼飞行器上安装STIM202高精度MEMS陀螺仪测量得到的俯仰角、偏航角与滚转角信号；e1、e2与e3为相应的俯仰角误差信号、偏航角误差信号、滚转角误差信号，s1、s2与s3为相应的俯仰角误差非线性积分信号、偏航角误差非线性积分信号、滚转角误差非线性积分信号，k1、k2、k3、ε1、ε2、ε3、p1、q1、p2、q2、p3、q3为常值参数；
步骤S20，根据所述的四旋翼飞行器的俯仰角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到俯仰角混合阻尼信号如下：
Figure FDA0003658477730000021
θ1a＝∫θ1dt；
Figure FDA0003658477730000022
θ3＝∫θ2dt；
θ2＝∫θ3adt；
Figure FDA0003658477730000023
Figure FDA0003658477730000024
其中θ为俯仰角测量信号，θ1为其非线性一阶微分信号，θ2为其非线性二阶微分信号，θ3a为其非线性二阶微分信号的导数信号，θ4为其非线性积分信号，T1、T2、T3、T4、T5、a1、a2、a3、a4为常值参数；θ5为最终的俯仰角混合阻尼信号；
步骤S30，根据所述的四旋翼飞行器的偏航角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到偏航角混合阻尼信号如下：
Figure FDA0003658477730000025
ψ1a＝∫ψ1dt；
Figure FDA0003658477730000026
ψ3＝∫ψ2dt；
ψ2＝∫ψ3adt；
Figure FDA0003658477730000027
Figure FDA0003658477730000028
其中ψ为偏航角测量信号，ψ1为其非线性一阶微分信号，ψ2为其非线性二阶微分信号，ψ3a为其非线性二阶微分信号的导数信号，ψ4为其非线性积分信号，Ta1、Ta2、Ta3、Ta4、Ta5、a11、a21、a31、a41为常值参数；ψ5为最终的偏航角混合阻尼信号；
步骤S40，根据所述的四旋翼飞行器的滚转角测量信号，设计非线性混合阻尼器，得到滚转角混合阻尼信号如下：
Figure FDA0003658477730000031
γ1a＝∫γ1dt；
Figure FDA0003658477730000032
γ3＝∫γ2dt；
γ2＝∫γ3adt；
Figure FDA0003658477730000033
Figure FDA0003658477730000034
其中γ为滚转角测量信号，γ1为其非线性一阶微分信号，γ2为其非线性二阶微分信号，γ3a为其非线性二阶微分信号的导数信号，γ4为其非线性积分信号，Tb1、Tb2、Tb3、Tb4、Tb5、a31、a32、a33、a34为常值参数；γ5为最终的滚转角混合阻尼信号；
步骤S50，根据所述的四旋翼飞行器的俯仰角误差信号、俯仰角误差非线性积分信号与俯仰角混合阻尼信号，设计非线性滑模面，并按照滑模控制规律设计俯仰通道控制力矩信号；
步骤S60，根据所述的四旋翼飞行器的偏航角误差信号、偏航角误差非线性积分信号与偏航角混合阻尼信号，设计非线性滑模面，并按照滑模控制规律设计偏航通道控制力矩信号；
步骤S70，根据所述的四旋翼飞行器的滚转角误差信号、滚转角误差非线性积分信号与滚转角混合阻尼信号，设计非线性滑模面，并按照滑模控制规律设计偏滚转道控制力矩信号；最后，根据所述的俯仰力矩、偏航力矩与滚转力矩信号，按照四旋翼飞行器的实际物理模型，即力矩与旋翼的旋转速度之间的关系，反解出四旋翼的期望旋转角速度，实现四旋翼飞行器对期望姿态角跟踪的稳定飞行功能。
2.根据权利要求1所述的一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法，其特征在于，根据所述的四旋翼飞行器的俯仰角误差信号、俯仰角误差非线性积分信号与俯仰角混合阻尼信号，设计非线性滑模面与俯仰通道控制力矩信号包括：
Figure FDA0003658477730000041
Figure FDA0003658477730000042
Figure FDA0003658477730000043
Figure FDA0003658477730000044
其中e1为所述的俯仰角误差信号、s1为俯仰角误差非线性积分信号，θ5为俯仰角混合阻尼信号，sa1为俯仰非线性滑模面信号，b11、b12、b13、b14、b15、b16、b17、b18、εa1为常值参数；M1为最终的俯仰通道控制力矩信号。
3.根据权利要求1所述的一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法，其特征在于，根据所述的四旋翼飞行器的偏航角误差信号、偏航角误差非线性积分信号与偏航角混合阻尼信号，设计非线性滑模面与偏航通道控制力矩信号包括：
Figure FDA0003658477730000045
Figure FDA0003658477730000046
Figure FDA0003658477730000051
Figure FDA0003658477730000052
其中e2为所述的偏航角误差信号、s2为偏航角误差非线性积分信号，ψ5为偏航角混合阻尼信号，sa2为偏航非线性滑模面信号，b21、b22、b23、b24、b25、b26、b27、b28、εa2为常值参数；M2为最终的偏航通道控制力矩信号。
4.根据权利要求1所述的一种基于非线性滑模的四旋翼飞行器的姿态跟踪方法，其特征在于，根据所述的四旋翼飞行器的滚转角误差信号、滚转角误差非线性积分信号与滚转角混合阻尼信号，设计非线性滑模面与滚转通道控制力矩信号包括：
Figure FDA0003658477730000053
Figure FDA0003658477730000054
Figure FDA0003658477730000055
Figure FDA0003658477730000056
其中e3为所述的滚转角误差信号、s3为滚转角误差非线性积分信号，γ5为滚转角混合阻尼信号，sa3为滚转非线性滑模面信号，b31、b32、b33、b34、b35、b36、b37、b38、εa3为常值参数；M3为最终的滚转通道控制力矩信号。
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Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB418542A (en) * 1932-11-26 1934-10-26 Siemens Ag Device for automatically regulating the altitude of aircraft
CN102749851A (zh) * 2012-07-24 2012-10-24 北京航空航天大学 一种挠性高超声速飞行器的精细抗干扰跟踪控制器
CN107368088A (zh) * 2017-07-11 2017-11-21 浙江工业大学 一种基于误差指数型函数的四旋翼飞行器非线性滑模位姿控制方法
CN111258216A (zh) * 2018-11-30 2020-06-09 浙江工业大学 一种适用于四旋翼飞行器的滑模重复控制器
CN111309042A (zh) * 2020-03-06 2020-06-19 中国人民解放军海军航空大学 一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法
CN111309040A (zh) * 2020-03-02 2020-06-19 中国人民解放军海军航空大学 一种采用简化分数阶微分的飞行器纵向俯仰角控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB418542A (en) * 1932-11-26 1934-10-26 Siemens Ag Device for automatically regulating the altitude of aircraft
CN102749851A (zh) * 2012-07-24 2012-10-24 北京航空航天大学 一种挠性高超声速飞行器的精细抗干扰跟踪控制器
CN107368088A (zh) * 2017-07-11 2017-11-21 浙江工业大学 一种基于误差指数型函数的四旋翼飞行器非线性滑模位姿控制方法
CN111258216A (zh) * 2018-11-30 2020-06-09 浙江工业大学 一种适用于四旋翼飞行器的滑模重复控制器
CN111309040A (zh) * 2020-03-02 2020-06-19 中国人民解放军海军航空大学 一种采用简化分数阶微分的飞行器纵向俯仰角控制方法
CN111309042A (zh) * 2020-03-06 2020-06-19 中国人民解放军海军航空大学 一种以过载与角速度为外回路的飞行器过载跟踪方法

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
A Nonlinear Output Feedback Regulation Method for Limit Cycle Oscillation Suppression Using a Sliding Mode Observer;Natalie Ramos-Pedroza;《2018 IEEE Conference on Decision and Control》;20181219;全文 *
Research on Cooperative Control Method of Saturation Attack;马培蓓;《Proceedings of the IEEE International Conference on Automation and Logistics》;20070821;全文 *
SLIDING MODE DIFFERENTIATOR BASED TRACKING CONTROL OF UNCERTAIN NONLINEAR SYSTEMS WITH APPLICATION TO HYPERSONIC FLIGHT;Hao An;《Wiley Online Library》;20190113;全文 *
基于滑模观测器和干扰观测器的弹性高超声速飞行器控制;王亚锋;《海军航空工程学院学报》;20200630;全文 *
基于自适应滑模控制的高超声速巡航飞行器攻角控制律设计;熊柯;《弹箭与制导学报》;20101231;全文 *
多导弹攻击时间和攻击角度协同制导研究综述;马培蓓;《控制与制导》;20181231;全文 *

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