[发明专利]一种基于反演法的四旋翼飞行器滑模变结构控制方法

权利要求书

1.一种基于反演法的四旋翼飞行器滑模变结构控制方法，其特征在于：给定四旋翼飞行器的期望轨迹，然后由反演控制法计算出需要旋转的滚转角和俯仰角，结合飞行器的三个姿态角，通过滑模控制法得到当前的控制律送入四旋翼飞行器动力学模型中，有效控制飞行器的悬停和轨迹跟踪运动。

2.根据权利要求1所述的基于反演法的四旋翼飞行器滑模变结构控制方法，其特征在于：具体包括如下步骤：

步骤S1：建立四旋翼飞行器动力学模型，确定飞行器四个电机的角速度输入与姿态和位置的关系，以及期望轨迹与姿态角之间的关系：

步骤S2：设计四旋翼飞行器控制器：根据四旋翼飞行器的动力学特性，将步骤S1建立的动力学模型分为全驱动子系统和欠驱动子系统，采用基于反演法的滑模变结构控制方法进行滑模控制器设计；

步骤S3：控制器设计结束，通过滑模控制法得到当前的控制律送入步骤S1中的四旋翼飞行器动力学模型中，产生的状态变量反馈到位置环和姿态环，以此来控制四旋翼飞行器稳定飞行，有效控制飞行器的悬停和轨迹跟踪运动。

3.根据权利要求2所述的基于反演法的四旋翼飞行器滑模变结构控制方法，其特征在于：步骤S1建立四旋翼飞行器动力学模型如式(1)所示：

式中：θ为俯仰角，γ为滚转角，为偏航角，为三个姿态角；J_x、J_y、J_z分别为四旋翼飞行器机体绕机体坐标系三个轴的转动惯量；l为四旋翼飞行器螺旋桨中心至机体坐标系原点的距离；g为重力加速度；m为四旋翼飞行器的质量；x，y，z分别为四旋翼飞行器在导航坐标系中的位置量；ω₁，ω₂，ω₃，ω₄分别为四旋翼飞行器四个电机的输入角速度；公式(1)就是对6个方向的自由度解耦以后的方程；所述6个方向的自由度包括沿x，y，z三个直角坐标轴方向的移动自由度和绕这三个直角坐标轴的转动自由度；

将四旋翼飞行器的飞行状态分为四个独立的飞行通道：上下通道、左右通道、前后通道、偏航通道；定义

式中：b为旋翼的升力系数，d为旋翼的阻力系数；

U₁、U₂、U₃、U₄为由4个螺旋桨的角速度决定的系统控制律：具体为U₁为上下通道的控制律，U₂为前后通道及俯仰角的控制律，U₃为左右通道及横滚角的控制律，U₄为偏航角控制律；将式(2)代入到式(1)得到结合了四个飞行通道的四旋翼飞行器动力学模型，如式(3)所示：

将式(3)表示成状态空间形式：

其中，为系统的状态量，U＝[U₁U₂U₃U₄]为系统的控制律，f函数为由当前系统状态量求取下一时刻系统状态量的函数，具体表示为：

则结合式(3)和式(4)，可以得到最终的四旋翼飞行器动力学模型，如式(5)：