[发明专利]一种基于快速终端滑模的四旋翼飞行器有限时间自适应控制方法

说明书

一种基于快速终端滑模的四旋翼飞行器有限时间自适应控制方法，适用于带有惯性不确定性以及外部扰动的四旋翼飞行器系统。发明综合考虑线性滑动模态与快速终端滑动模态，在系统滑动模态中既引入了终端吸引子，使得系统状态在有限时间收敛，又保留了线性滑模在接近平衡态时的快速性，从而可以实现系统状态在有限时间快速收敛到平衡态。发明应用了一种快速终端滑动模态对四旋翼飞行器提出了一种快速终端滑模有限时间自适应控制方法，避免了系统奇异性问题，有效抑制了抖振，对四旋翼飞行器系统存在的外部扰动和不确定具有良好的鲁棒性，并且使得系统能快速有限时间收敛。

技术领域

本发明涉及一种基于快速终端滑模的四旋翼飞行器有限时间自适应控制方法，尤其适用于带有惯性不确定性以及外部扰动的四旋翼飞行器系统。

背景技术

四旋翼飞行器是一种拥有6个自由度能够垂直起降、定点悬停的飞行器，有4个螺旋桨且螺旋桨呈十字形或是X形。相对的旋翼具有相同的旋转方向，可分为两组，其旋转方向不同，其通过控制四个旋翼转速来实现起飞、悬停、降落等动作。由于四旋翼飞行器结构简单、机动性好、体积小且重量轻，已经广泛应用于民用事业、国防军事以及科学研究等领域。四旋翼飞行器控制系统包括位置控制系统和姿态控制系统，姿态控制系统一般设计更复杂、性能要求更高。四旋翼飞行器飞行中易受到空气等外部干扰，如何实现对四旋翼无人机的高性能运动控制已经成为一个热点问题。目前常用的控制算法有滑模控制、反步控制、线性二次型最优控制、PID控制、H∞控制、自抗扰控制、鲁棒自适应控制等。

其中滑模控制是一种特殊的非线性控制，其具有快速响应、算法简单、对系统不确定和外部干扰具有良好鲁棒性等优点。对于四旋翼飞行器系统，从系统收敛时间考虑，如果能够使飞行器姿态、位置在有限的较短时间内收敛到期望值具有重要意义。传统的滑模控制通常选择一个线性滑模面，系统到达滑模面后，跟踪误差渐近收敛到零的速度可以通过调整滑模面参数实现，但却永远不会有限时间内收敛到零。而终端滑模控制通过引入非线性函数构造终端滑模面，可以使滑模面上跟踪误差在指定有限时间内收敛到零，但系统不能避免奇异点的出现。

发明内容

为了克服现有四旋翼飞行器控制方法的无法避免了系统奇异性问题，无法有效抑制了抖振，鲁棒性较差、实时性较差的不足，本发明综合考虑线性滑动模态与快速终端滑动模态，应用了一种快速终端滑动模态对四旋翼飞行器提出了一种快速终端滑模有限时间自适应控制方法，避免了系统奇异性问题，有效抑制了抖振，对四旋翼飞行器系统存在的外部扰动和不确定具有良好的鲁棒性，并且使得系统快速有限时间收敛。系统滑动模态中既引入了终端吸引子，使得系统状态在有限时间收敛，又保留了线性滑模在接近平衡态时的快速性，从而可以实现系统状态在有限时间内快速收敛到平衡态。

为了解决上述技术问题提出的技术方案如下：

一种基于快速终端滑模的四旋翼飞行器有限时间自适应控制方法，包括以下步骤：

步骤1，分析四旋翼飞行器系统，建立四旋翼飞行器的动力学模型，初始化系统状态、采样时间和控制参数，过程如下：

1.1在建立动力学模型前，我们建立两种坐标系：地面坐标系E和机体坐标系B；定义姿态角：φ、θ、ψ分别代表横滚角、俯仰角、偏航角，即机体坐标系B相对地面坐标系E分别绕x、y、z轴旋转的角度；假设飞行器是刚性的、结构完全对称的，飞行器的重心与机体坐标系原点重合，定义从机体坐标系到地面坐标系的转换矩阵如下：

其中，s_ψ＝sinψ,s_θ＝sinθ,s_φ＝sinφ,c_ψ＝cosψ,c_θ＝cosθ,c_φ＝cosφ；

1.2采用牛顿-欧拉法，对飞行器进行受力分析得四旋翼飞行器位置运动方程：