CN113009932A - 一种基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法 - Google Patents

一种基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法，首先建立四旋翼无人机的动力学模型，针对失配扰动设计扰动观测器，在一定时间内估计处扰动出现的时间和数值大小；针对执行器故障设计故障观测器，估计出执行器故障引起的不确定项大小，基于非奇异终端滑模控制方法设计控制律，并在控制律中加入扰动和不确定项的估计值，在遇到扰动和发生故障时可以及时的补偿从而实现稳定的飞行，相比于现有控制方案能够提高四旋翼无人机的飞行控制性能，更适用于实际飞行过程。

Description

一种基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法
技术领域
本发明涉及四旋翼无人机控制方法，尤其涉及一种基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法。
背景技术
由于四旋翼无人机具有垂直起降，悬停能力和高速机动性等优势，在商业，军事，民用和工业领域都有广泛的应用，但由于无人机的控制存在耦合度高，非线性，不稳定和参数不确定性，在实际飞行中往往难以达到预期的控制目标。为了提升无人机控制的渐进性能已经提出了多种控制方案，包括滑模控制、反推、自适应和模糊控制方案。为了满足四旋翼飞行器的任务要求，高精度姿态控制必不可少，然而无人机飞行过程中会遇到不确定的外界因素干扰，导致跟踪不准确，从而不能实现对无人机的高精度姿态控制甚至影响正常飞行，如侧风扰动就是影响无人机姿态控制的外界因素之一，由于四旋翼无人机是四转子欠驱动和非线性耦合系统，当无人机遭受扰动的影响时，传统的控制方案难以实现要求的控制性能，因此，消除由外部干扰和模型不确定性引起的不利影响，发展防干扰方法已成为控制理论和应用领域的首要问题。基于扰动观测器的控制(DOBC)方案受到越来越多的关注，并已广泛应用于各种系统中，以消除外部扰动和模型不确定性。
DOBC方法通常会构造用于估计未知干扰的观测器和具有常规反馈控制器的前馈干扰补偿器，具有鲁棒性强，结构简单，可根据对控制性能的要求设计不同的控制规律，易于在线整定和工程实现等优点。在系统状态空间模型中，扰动可分为匹配扰动和失配扰动(扰动和约束输入通过不同的通道进入系统)。现有的DOBC方法通常将针对不同扰动的扰动观测器与非线性控制方案集成对无人机进行姿态控制，能够取得较好的控制效果，但这样的方法仅限于解决含有不确定性的系统，并且仅取决于匹配条件，这些干扰通过与控制输入相同的通道作用于系统，但在无人机的实际飞行中，失配扰动的存在更为普遍，严重影响系统的稳定性，因此应用现有的DOBC方法对无人机进行飞行控制容易因为系统受失配扰动影响而造成执行器故障。
发明内容
发明目的：本发明的目的是提供一种基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法以降低实际飞行中频繁遇到的失配扰动对控制精度的影响。
技术方案：本发明的基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法包括以下步骤：
(1)建立六自由度的四旋翼无人机动力学等效模型；
(2)针对任一自由度建立包含不匹配扰动和执行器故障的二阶数学模型；
(3)针对二阶数学模型中的不匹配扰动设计对应的扰动观测器，在有限时间内估计出扰动出现的时间和数值大小；
(4)将由于执行器故障引起的不确定项视为特殊扰动，建立观测器估计不确定项的大小；
(5)基于非奇异终端滑模控制方法设计控制律以保证四旋翼无人机的飞行性能；
(6)在无人机的控制律中加入步骤(3)和(4)所得的扰动估计值，在飞行过程中针对不匹配扰动和执行器故障进行补偿，保证飞行的稳定。
步骤(1)中动力学等效模型如下：
Figure BDA0002970954620000021
Figure BDA0002970954620000022
Figure BDA0002970954620000023
Figure BDA0002970954620000024
Figure BDA0002970954620000025
Figure BDA0002970954620000026
其中，x,y,z代表四旋翼无人机相对于惯性系的位置坐标；φ，θ，ψ代表四旋翼无人机的欧拉角，即侧倾角，俯仰角和偏航角；u1,u2,u3,u4分别代表推力，侧倾力矩，俯仰力矩和偏航力矩；Ix,Iy,Iz,m分别代表围绕四旋翼的x轴，y轴，z轴惯性常数和四旋翼无人机的质量；l是从每个转子的中心到四旋翼的重心的距离，Jr是螺旋桨的惯性，c是力对力矩的比例因子。
步骤(2)中对高度z建立的二阶数学模型为：
Figure BDA0002970954620000027
Figure BDA0002970954620000028
其中
Figure BDA0002970954620000029
f为由于执行器故引起的不确定项，dz为不匹配扰动。
步骤(3)中，扰动观测器形式如下:
Figure BDA0002970954620000031
vz0＝-λ0L1/(r+1)|τz0-x1|r/(r+1)sgn(τz0-x1)+τz1
vz1＝-λ1L1/(r)|τz1-vz0|(r-1)/rsgn(τz1-vz0)+τz2
Figure BDA00029709546200000311
vz(r-1)＝-λr-1L1/2|τz(r-1)-vz(r-2)|1/2sgn(τz(r-1)-vz(r-2))+τzr
vzr＝-λrLsgn(τzr-vz(r-1))
Figure BDA0002970954620000032
其中λ0,λ1,...,λr为观测器设计系数，
Figure BDA0002970954620000033
vzi为辅助变量，r为根据观测器设计的最大阶数，按实际控制需求取值。
步骤(4)包括：
Figure BDA0002970954620000034
Figure BDA0002970954620000035
其中κ1,κ2为观测器变量，e2＝κ2-f，l1,l2为满足以下条件的观测器增益系数：
Figure BDA0002970954620000036
步骤(5)包括如下步骤：结合非奇异终端滑模控制方法，引入扰动估计值
Figure BDA0002970954620000037
定义四旋翼无人机系统在失配扰动下的滑模面，其表达式如下：
Figure BDA0002970954620000038
基于上述滑模面，设计对应的控制律，其表达式如下：
Figure BDA0002970954620000039
其中sgn为符号函数，其取值如下所示：
Figure BDA00029709546200000310
有益效果：与现有技术相比，本发明具有如下显著优点：能够在遇到扰动和发生故障时进行及时的补偿，使无人机受到失配干扰和执行器故障时能在较短时间内恢复正常飞行状态，有效减小抖振现象，保持飞行的稳定，提高四旋翼无人机的飞行控制性能。
附图说明
图1为本发明的流程图；
图2为不匹配扰动的真实值和观测器估计值；
图3为执行器故障因子估计图；
图4为有无发生故障飞行轨迹对比曲线；
图5为本发明控制四旋翼无人机飞行轨迹结果图；
图6为本发明与普通非奇异终端滑模控制方法结果对比图；
具体实施方式
下面结合附图对本发明的技术方案作进一步说明。
如图1所示，本发明基于扰动观测器的四旋翼无人机抗干扰控制方法包括如下步骤：
(1)建立六自由度的四旋翼无人机动力学等效模型；
(2)针对任一自由度建立包含不匹配扰动和执行器故障的二阶数学模型；
(3)针对二阶数学模型中的不匹配扰动设计对应的扰动观测器，在有限时间内估计出扰动出现的时间和数值大小；
(4)将由于执行器故障引起的不确定项视为特殊扰动，建立观测器估计不确定项的大小；
(5)基于非奇异终端滑模控制方法设计控制律以保证四旋翼无人机的飞行性能；
(6)在无人机的控制律中加入步骤(3)和(4)所得的扰动估计值，在飞行过程中针对不匹配扰动和执行器故障进行补偿，保证飞行的稳定。
其中，步骤(1)的动力学等效模型表达式如下：
Figure BDA0002970954620000041
Figure BDA0002970954620000042
Figure BDA0002970954620000043
Figure BDA0002970954620000044
Figure BDA0002970954620000045
Figure BDA0002970954620000046
其中，x,y,z代表四旋翼无人机相对于惯性系的位置坐标；φ，θ，ψ代表四旋翼无人机的欧拉角，即侧倾角，俯仰角和偏航角；u1,u2,u3,u4分别代表推力，侧倾力矩，俯仰力矩和偏航力矩；Ix,Iy,Iz,m分别代表围绕四旋翼的x轴，y轴，z轴惯性常数和四旋翼无人机的质量；l是从每个转子的中心到四旋翼的重心的距离，Jr是螺旋桨的惯性，c是力对力矩的比例因子。
步骤(2)中，以高度z为例，对其建立二阶数学模型，表达式如下：
Figure BDA0002970954620000051
Figure BDA0002970954620000052
其中
Figure BDA0002970954620000053
f为由于执行器故引起的不确定项，dz为不匹配扰动，同理可建立其它自由度的二阶数学模型。
步骤(3)中扰动观测器形式如下:
Figure BDA0002970954620000054
vz0＝-λ0L1/(r+1)|τz0-x1|r/(r+1)sgn(τz0-x1)+τz1
vz1＝-λ1L1/(r)|τz1-vz0|(r-1)/rsgn(τz1-vz0)+τz2
Figure BDA00029709546200000511
vz(r-1)＝-λr-1L1/2|τz(r-1)-vz(r-2)|1/2sgn(τz(r-1)-vz(r-2))+τzr
vzr＝-λrLsgn(τzr-vz(r-1))
Figure BDA0002970954620000055
其中λ0,λ1,...,λr为观测器设计系数，
Figure BDA0002970954620000056
vzi为辅助变量，r为根据观测器设计的最大阶数，按实际控制需求取值；不匹配扰动的真实值和估计值曲线如图2所示。
步骤(4)包括：
Figure BDA0002970954620000057
Figure BDA0002970954620000058
其中κ1,κ2为观测器变量，e2＝κ2-f，l1,l2为满足以下条件的观测器增益系数：
Figure BDA0002970954620000059
当估计出由于执行器故障引起的不确定项时，可以求解出故障因子，如图3所示。
步骤(5)包括如下步骤：
结合非奇异终端滑模控制方法，引入扰动估计值
Figure BDA00029709546200000510
定义四旋翼无人机系统在失配扰动下的滑模面，其表达式如下：
Figure BDA0002970954620000061
基于上述滑模面，设计对应的控制律，其表达式如下：
Figure BDA0002970954620000062
其中sgn为符号函数，其取值如下所示：
Figure BDA0002970954620000063
图4为z自由度上无人机的理想轨迹、受故障影响后的轨迹以及使用本发明进行控制后的飞行轨迹，图5为无人机理想轨迹和实际轨迹的对比图，可见通过在控制律中加入先前设计的扰动估计值，在遇到扰动和发生故障时可以及时的补偿从而实现稳定的飞行；如图6所示，跟现有控制方法相比，本发明可以更好地减少扰动和执行器故障的影响程度，也可以有效减小抖振现象。

Claims (6)

1.一种基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
(1)建立六自由度的四旋翼无人机动力学等效模型；
(2)针对任一自由度建立包含不匹配扰动和执行器故障的二阶数学模型；
(3)针对二阶数学模型中的不匹配扰动设计对应的扰动观测器，在有限时间内估计出扰动出现的时间和数值大小；
(4)将由于执行器故障引起的不确定项视为特殊扰动，建立观测器估计不确定项的大小；
(5)基于非奇异终端滑模控制方法设计控制律以保证四旋翼无人机的飞行性能；
(6)在无人机的控制律中加入步骤(3)和(4)所得的扰动估计值，在飞行过程中针对不匹配扰动和执行器故障进行补偿，保证飞行的稳定。
2.根据权利要求1所述的基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法，其特征在于，所述步骤(1)中动力学等效模型如下：
Figure FDA0002970954610000011
Figure FDA0002970954610000012
Figure FDA0002970954610000013
Figure FDA0002970954610000014
Figure FDA0002970954610000015
Figure FDA0002970954610000016
其中，x，y，z代表四旋翼无人机相对于惯性系的位置坐标；φ，θ，ψ代表四旋翼无人机的欧拉角，即侧倾角，俯仰角和偏航角；u1，u2，u3，u4分别代表推力，侧倾力矩，俯仰力矩和偏航力矩；Ix，Iy，Iz，m分别代表围绕四旋翼的x轴，y轴，z轴惯性常数和四旋翼无人机的质量；l是从每个转子的中心到四旋翼的重心的距离，Jr是螺旋桨的惯性，c是力对力矩的比例因子。
3.根据权利要求1所述的基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法，其特征在于，所述步骤(2)中对高度z建立的二阶数学模型为：
Figure FDA0002970954610000021
Figure FDA0002970954610000022
其中
Figure FDA0002970954610000023
f为由于执行器故引起的不确定项，dz为不匹配扰动。
4.根据权利要求1所述的基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法，其特征在于，所述步骤(3)中，扰动观测器形式如下:
Figure FDA0002970954610000024
vz0＝-λ0L1/(r+1)|τz0-x1|r/(r+1)sgn(τz0-x1)+τz1
vz1＝-λ1L1/(r)|τz1-vz0|(r-1)/rsgn(τz1-vz0)+τz2
Figure FDA00029709546100000213
vz(r-1)＝-λr-1L1/2|τz(r-1)-vz(r-2)|1/2sgn(τz(r-1)-vz(r-2))+τzr
vzr＝-λrLsgn(τzr-vz(r-1))
Figure FDA0002970954610000025
其中λ0,λ1,...,λr为观测器设计系数，
Figure FDA0002970954610000026
vzi为辅助变量，r为根据观测器设计的最大阶数，按实际控制需求取值。
5.根据权利要求3所述的基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法，其特征在于，所述步骤(4)包括：
Figure FDA0002970954610000027
Figure FDA0002970954610000028
其中κ1,κ2为观测器变量，e2＝κ2-f，l1,l2为满足以下条件的观测器增益系数：
Figure FDA0002970954610000029
6.根据权利要求1所述的基于扰动观测器控制的四旋翼无人机抗干扰控制方法，其特征在于，所述步骤(5)包括如下步骤：
结合非奇异终端滑模控制方法，引入扰动估计值
Figure FDA00029709546100000210
定义四旋翼无人机系统在失配扰动下的滑模面，其表达式如下：
Figure FDA00029709546100000211
基于上述滑模面，设计对应的控制律，其表达式如下：
Figure FDA00029709546100000212
其中sgn为符号函数，其取值如下所示：
Figure FDA0002970954610000031
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