一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法

摘要

本发明涉及一种利用自抗扰控制技术完成四旋翼无人飞行器自主飞行的方法，属于无人飞行器自动控制领域。将目标值过渡过程安排后的输出x_1d及其微分分别与扩张状态观测器输出做差，再对两个差值进行非线性变换，得到非线性反馈控制律u₀；对于三个姿态角和纵向位移自抗扰控制器，再与扩张状态观测器的反馈做差，得到的输出作为扩张状态观测器与四旋翼系统相应通道的输入；对于前向和侧向位移自抗扰控制器，直接将u₀作为扩张状态观测器与四旋翼系统相应通道的输入，四旋翼系统相应通道响应后，将实际值反馈给扩张状态观测器，从而形成闭环的自抗扰控制器；本方法抗干扰能力强，有效的解决了四旋翼系统建模困难、飞行过程中环境多样性、干扰频繁的难题。

主权项

1.一种四旋翼飞行器自抗扰自动飞行控制方法，其特征在于：包括如下步骤：步骤1：建立四旋翼系统的数学模型；利用力学定理定律建立以四旋翼系统的三自由度位置前向位移x、侧向位移y、纵向位移z和三自由度姿态偏航角ψ、俯仰角θ、滚转角φ为输出变量的6个二次微分方程：其中m为四旋翼系统的质量，l为螺旋桨中心到机体中心的距离，g为重力加速度，F_f，F_b,F_l，F_r分别是前后左右四个螺旋桨旋转产生的向上的升力；T_f,T_b,T_l，T_r分别是前后左右四个螺旋桨旋转产生的扭矩；g_φ,g_θ,g_ψ,g_z分别是φ、θ、ψ和z微分方程中的未建模动态以及外部干扰的干扰总和；J_x,J_y,J_z分别为四旋翼机体绕滚转轴、俯仰轴、偏航轴旋转的转动惯量；将每个二次微分方程用一个二阶子系统等效表示，具体实施如下：将位移或姿态作为二阶系统的一个状态变量x₁，位移或姿态的变化率作为二阶系统的另一个状态变量x₂，分别将6个二次微分方程转换成6组严格反馈形式的状态方程：其中w表示系统通道中的外干扰，b为控制输入系数，u为状态方程中的控制输入或等效控制输入； 在φ姿态状态方程，f(x₁,x₂,w)=g_φ，u=F_r-F_l；在θ姿态状态方程，f(x₁,x₂,w)=g_θ，u=F_f-F_b；在ψ姿态状态方程，f(x₁,x₂,w)=g_ψ，u=T_r+T_l+T_f+T_b；在z状态方程中，f(x₁,x₂,w)=g_z，u=F_r+F_l+F_f+F_b；x状态方程根据力学及几何关系直接求解而得，f(x₁,x₂,w)=0，u=cosφsinθcosψ+sinφsinψ；y状态方程根据力学及几何关系直接求解而得，f(x₁,x₂,w)=0，u=cosφsinθsinψ-sinφcosψ；步骤2：根据步骤1得到的数学模型，分别建立基于前向位移x、侧向位移y、纵向位移z、偏航角ψ、俯仰角θ、滚转角φ的六个自抗扰控制器；所述自抗扰控制器的设计方法为：步骤2.1，对四旋翼系统的目标位置(x_d，y_d,z_d)以及目标航向角ψ_d进行过渡过程安排，输出参考信号x_1d及其微分步骤2.2，设计非线性反馈控制律；分别对误差比例项e_P、微分项e_D进行非线性变换，得到非线性反馈控制律u₀：u₀=β₀fal(e_P,α₀,δ)+β₁fal(e_D,α₁,δ)其中β₀为影响响应幅值的参数、β₁为影响超调量的参数；fal(·)表示非线性函数，其具体形式为：δ为线性段的区间长度；0<α<1；步骤2.3，设计扩张状态观测器；针对步骤1所得的每个二阶状态方程，设计其扩张状态观测器： 其中Z₁、Z₂分别为两个状态变量x₁、x₂的估计值，Z₃为系统通道中干扰总和的估计值，y₀为系统中相应通道的输出；β₂、β₃、β₄为观测器调节参数；步骤2.4，设计自抗扰控制律；三个姿态角和纵向位移Z自抗扰控制器的自抗扰控制律包含两部分，一部分是非线性反馈控制律，一部分是系统通道中干扰总和的估计值z₃的前馈补偿，其具体形式为u=u₀-z₃/b前向和侧向位移自抗扰控制器中不考虑z₃的前馈补偿，自抗扰控制律为如下形式：u=u₀步骤2.5，形成六个自抗扰控制器：前向位移x自抗扰控制器、侧向位移y自抗扰控制器、纵向位移z自抗扰控制器、偏航角ψ自抗扰控制器、俯仰角θ自抗扰控制器和滚转角φ自抗扰控制器；将目标值经步骤2.1过渡过程安排后的输出x_1d及其微分分别与步骤2.3得到的扩张状态观测器输出Z₁、Z₂做差，得到e_P和e_D；对二者进行非线性变换，得到非线性反馈控制律u₀；对于三个姿态角和纵向位移Z自抗扰控制器，再与扩张状态观测器的反馈做差，得到的输出作为扩张状态观测器和四旋翼系统相应控制通道的输入；对于前向和侧向位移自抗扰控制器，直接将u₀作为扩张状态观测器和四旋翼系统相应控制通道的输入，四旋翼系统相应通道响应后，将实际值反馈给扩张状态观测器，从而形成闭环的自抗扰控制器；步骤3：将六个自抗扰控制器关联起来，形成完整的自主飞行控制律；具体方法为：1）对于前向位移、侧向位移、纵向位移以及三个姿态角的自抗扰控制器生成的系统通道控制律输出分别为u_x,u_y,u_z,u_φ,u_θ,u_ψ，由步骤1可知 u_x=cosφsinθcosψ+sinφsinψu_y=cosφsinθsinψ-sinφcosψ将四旋翼系统的目标滚转角φ_R和目标俯仰角θ_R分别代入前向位移、侧向位移的通道控制律中，得到φ_R=asin(u_x sinψ-u_y cosψ)将所得的φ_R和θ_R分别作为φ和θ姿态自抗扰控制器的参考输入，对四旋翼系统的姿态进行控制，从而实现对前向位移、侧向位移的调整；2）由步骤1可知u_z＝F_r+F_l+F_f+F_bu_φ＝F_r-F_lu_θ＝F_f-F_bu_ψ=T_r+T_l+T_f+T_b而四个升力F_f,F_b,F_l,F_r,以及四个扭矩T_f，T_b,T_l，T_r的表达式如下所示F_f＝K_fU_l    T_f=-K_tU₁F_b＝K_fU₂    T_b=-K_tU₂F_l＝K_fU₃    T_l＝K_tU₃F_r＝K_fU₄    T_r＝K_tU₄同时K_f和K_t分别是通过辨识算法估计出的升力和力矩系数；U₁,U₂,U₃,U₄分别为四旋翼系统的四个螺旋桨驱动电机的输入，由以上三组方程解出；将U₁,U₂,U₃,U₄作为四旋翼系统的控制输入，使系统实时调整飞行状态，到达目标位置(x_d，y_d,z_d)，并实现目标偏航角ψ_d，从而使系统以良好的飞行品质完成飞行任务。