[发明专利]基于小型无人机导航的滑模控制方法有效
申请号: | 201410793896.3 | 申请日: | 2014-12-19 |
公开(公告)号: | CN104536457A | 公开(公告)日: | 2015-04-22 |
发明(设计)人: | 黄鸿;谢吉海;马泽忠;刘智华;曲焕鹏 | 申请(专利权)人: | 重庆大学 |
主分类号: | G05D1/10 | 分类号: | G05D1/10;G05B13/04 |
代理公司: | 重庆博凯知识产权代理有限公司 50212 | 代理人: | 张先芸 |
地址: | 400044 *** | 国省代码: | 重庆;85 |
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摘要: | 本发明提供一种基于小型无人机导航的滑模控制方法,包括(1)确定滑模面s(x):滑模面代表系统的理想动态特性,选择的滑模面为非线性滑模面;(2)滑模控制器设计:使到达条件得到满足,从而使趋近运动于有限时间到达滑模面,并且在趋近的过程中快速、抖振小。本发明针对滑模控制中出现的抖振问题,重新进行了控制律设计,并对制导参数进行了优化;并分析了无人机的运动学和动力学特性,提出了一种基于滑模控制理论的非线性导航算法。实际测试结果表明,本发明给出的导航控制算法具有良好的性能指标,可跟踪任意航路点,从而可实现无人机自主飞行。 | ||
搜索关键词: | 基于 小型 无人机 导航 控制 方法 | ||
【主权项】:
基于小型无人机导航的滑模控制方法,包括如下步骤:(1)飞行前,根据飞机类型,查询手册,得到飞机的最大滚转角φmax以及飞机的最大巡航速度Vmax;(2)确定滑模面s(x):滑模面代表系统的理想动态特性,设计一个非线性滑模面;飞机以最大速度Vmax飞行时,最小转弯半径Y=2Rmin,参数(3)滑模控制器设计:设计滑模控制器,使到达条件得到满足,从而使趋近运动于有限时间到达滑模面,并且在趋近的过程中快速、抖振小;根据选择的滑模面,对任意的侧向偏离距离y均有一个固定的期望ψE值,根据无人机的当前航迹方位角ψG,计算出当前的航迹误差角ψCE与期望的ψE角的误差εE;为了产生一个平滑的导航输出φr,根据当前的εE来设计控制律;根据选择的滑模面s计算当前的εE,具体如下式所示:ϵE=ψCE-π2(y>Y)ψCE+λy(-Y<y<Y)ψCE+π2(y<-Y)---(13)]]>式中ψCE=ψG‑ψT,‑π≤ψCE≤π,当前航迹方位角ψG指向目标航线右侧,ψCE为正;当无人机以滚转角φ转弯时,根据角速度及式(2)可得:ω=gtanφV---(14)]]>由ωT=‑ψE可得:φ=-arctan(VψEgT)---(15)]]>式中T为期望的响应时间,单位为秒,根据系统的响应速度进行设置;T越大,响应越快,可能会发生抖振现象;T越小,系统越稳定,但响应很慢;当无人机的侧向偏离距离值|y|在期望的控制精度ε内时,导航算法的控制目标变为保持ψCE=0,总的控制律如下:φ=-arctan(VψEgT)|y|>ϵ-arctan(λV2sin(ψCE)g)|y|≤ϵ---(16)]]>无人机机身倾斜时,升力竖直方向的分力平衡自身重力,故滚转角|φ|会有一个上限值φmax,故计算时应限定|φ|≤φmax;在实际飞行中,飞机的俯仰角θ不一定为0,故最后的导航输出制导量为φr=φcosθ;(4)无人机控制;滑模控制器最终输出的制导量φr为需要控制的滚转角φ,将其送给无人机的控制驱动系统,最终控制无人机的舵机,将飞机的实际滚转角φ控制到滑模控制器输出的φr角。在飞行过程中,循环执行(3)、(4)过程,即可将无人机从一个目标航点引导控制到下一个目标航点。
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