一種抗干擾和參數攝動的四旋翼uav漸近穩定控制方法
【技術領域】
[0001] 本發明屬于控制科學與工程領域，特別是涉及一種抗干擾與參數攝動的四旋翼 UAV漸近穩定控制方法。
【背景技術】
[0002] 在過去20年中，四旋翼無人飛行器（UAV)因具有便攜性、機動性和應用的廣泛性 等優點而得到了長足的發展。然而，四旋翼UAV存在很多控制難題，例如：1)抗干擾能力弱； 2)系統模型內部的參數攝動；3)欠驅動問題；4)開環不穩定性。
[0003] 為了解決這些問題，科研工作者們采用了多種多樣的建模和控制設計方法來解決 上述問題。例如，R. Zhang等人在2010年研宄了伴有一類時變干擾的四旋翼飛行器的姿態 控制問題。他們用觀測器來估計外部擾動，并基于估計值設計了一種滑動模型反饋控制器 來保證四旋翼UAV的穩定性。連續的反饋控制使得姿態控制誤差一致收斂，數字仿真對理 論結果進行了有效驗證。針對參數攝動問題，T. Lee在2013年設計了一種能夠在不清楚剛 體的慣性矩陣的情況下監測姿態和角速度的魯棒自適應控制器。當慣性矩陣不可得時，該 控制器能夠在線更新慣性矩陣的估計值，從而保證系統的漸進跟蹤特性。控制器的以上特 性都通過四旋翼UAV的姿態動力學實驗結果得到了驗證。針對欠驅動問題，2013年Hicham Khebbache等人結合模糊邏輯控制方法和基于反步法的滑動模型控制方法，設計了一種模 糊反步滑動模型控制器（RFBSMC)來應用于存在外部干擾和不確定參數的欠驅動四旋翼 UAV系統。另外，為了解決動力學模型中內部參數非線性的問題，2013年MAbdolhosseini 等人設計了一種有效的模型預測控制算法（eMPC)，該算法能夠對四旋翼UAV模型進行降階 處理，從而有效地降低了計算量。2013年0. Santos等人提出了一種基于Lyapunov控制函 數（CLF)的非線性最優和次最優控制方法來解決節能問題。
[0004] 綜合分析上述已有研宄成果，發現存在以下尚未解決的問題：第一，現有的抗干擾 控制方法需要外部干擾的具體信息，例如干擾的周期和振幅等，而這種限定條件在工程實 現時是根本無法得到滿足的；第二，現有的抗干擾或抗參數攝動控制方法一般要求干擾或 參數攝動是常值或慢時變類型的，這種約束條件過于苛刻，不符合實際情況；第三，現有的 抗干擾或抗參數攝動控制方法計算規模很大、算法復雜，難于工程實現。
【發明內容】
[0005] 為了解決上述問題，本發明的目的在于提供一種算法規模小、運算簡單，易于工程 實現的抗干擾與參數攝動的四旋翼UAV漸近穩定控制方法。
[0006] 為了達到上述目的，本發明提供的抗干擾與參數攝動的四旋翼UAV漸近穩定控制 方法包括按順序進行的下列步驟：
[0007] (1)建立包含外部干擾和內部參數攝動的四旋翼UAV非線性數學模型；
[0008] (2)設定漸近穩定控制算法所需的控制目標和約束條件；
[0009] (3)設計外部干擾估計算法；
[0010] (4)設計漸近穩定控制算法。
[0011] 在步驟（1)中，所述的四旋翼UAV非線性數學模型是：
【主權項】
1. 一種抗干擾與參數攝動的四旋翼UAV漸近穩定控制方法，其特征在于：其包括按順 序進行的下列步驟： (1) 建立包含外部干擾和內部參數攝動的四旋翼UAV非線性數學模型； (2) 設定漸近穩定控制算法所需的控制目標和約束條件； (3) 設計外部干擾估計算法； (4) 設計漸近穩定控制算法。
2. 根據權利要求1所述的抗干擾與參數攝動的四旋翼UAV漸近穩定控制方法，其特征 在于：在步驟（1)中，所述的四旋翼UAV非線性數學模型是：
0) 其中9，巾和W1分別代表實時的俯仰角、滾轉角和偏航角，1代表飛機重心到每個 螺旋槳轉軸的臂長，Ix，Iy和人_e沉1代表相應坐標軸上的轉動慣量，ni，n2和％e芄代表阻 力系數，C代表轉換系數； 為了簡化書寫與方便閱讀，將式（1)中的俯仰數學模型整理成式（2)的形式：
當不存在外部干擾s(t)時，式（2)可以被簡化成如下標稱模型：
(，） 其中0t代表標稱模型輸出的俯仰角。
3. 根據權利要求1所述的抗干擾與參數攝動的四旋翼UAV漸近穩定控制方法，其特征 在于：在步驟（2)中，所述的四旋翼UAV漸近穩定控制算法設計的控制目標和約束條件是： 俯仰通道目標跟蹤誤差信號9?1和濾波跟蹤誤差信號r(〇ef被定義如下： e = 9 - 9 d (4) r = e-\- ae (5) 其中見e宄表示期望俯仰角，^> 〇表示控制增益常量。
4. 根據權利要求1所述的抗干擾與參數攝動的四旋翼UAV漸近穩定控制方法，其特征 在于：在步驟（3)中，所述的設計外部干擾估計算法的方法是采用模型參考自適應技術來 估計未知外部干擾，外部干擾估計算法的表達式如下： (6) 其中和宄代表S(t)的初步估計值，￡e貧代表實際輸出與期望輸出之間的偏差， 該值等于（0 _ 0 t) ; 0是式⑵示出的四旋翼UAV的實際俯仰角，0t是式（3)示出的標稱 模型輸出的俯仰角； 從式（6)得到初步估計值次/)如下：
(7) 實際可用的初步估計值和/)和〇最終通過如下形式在線產生：
(8)
5.根據權利要求1所述的抗干擾與參數攝動的四旋翼UAV漸近穩定控制方法，其特征 在于：在步驟（4)中，所述的設計漸近穩定控制算法的方法是： 結合步驟⑴中式⑵示出的四旋翼UAV非線性數學模型，步驟⑵中式（4)、式（5) 示出的控制目標和約束條件以及步驟（3)中式（8)示出的外部干擾估計算法，得出漸近穩 定控制算法，其實現形式為：
(9) 其中uGR1為控制輸入，the芄為正常數，S⑴e芄為S(t)的估計值，芄為正 常數，表示最大可接受干擾，sgn( ?)為符號函數。
【專利摘要】一種抗干擾與參數攝動的四旋翼UAV漸近穩定控制方法。其包括建立包含外部干擾和內部參數攝動的四旋翼UAV非線性數學模型；設定漸近穩定控制算法所需的控制目標和約束條件；設計外部干擾估計算法；設計漸近穩定控制算法等步驟。本發明優點：①能夠在不需要外部干擾(例如干擾的周期和振幅等)具體信息的情況下實現干擾補償。②其次，能夠在外部干擾和內部參數攝動同時存在的情況下實現有效的漸近穩定控制。③外部干擾和系統內部參數攝動均可以是快速時變的(非常值或慢時變類型)。④本控制方法是基于非線性解析模型的，并附有嚴格的理論證明(非智能方法或線性控制方法，例如模糊或神經網絡控制)。⑤算法規模小、運算簡單，易于工程實現。
【IPC分類】G05B13-04
【公開號】CN104698840
【申請號】CN201510053209
【發明人】郭潤夏, 白蘭萍, 郭凱
【申請人】中國民航大學
【公開日】2015年6月10日
【申請日】2015年2月2日