专利名称：六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法
技术领域：
本发明涉及一种六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，属于航空飞行器控制领域。
背景技术：
六旋翼飞行器具有6个对称分布在机体四周、正反转成对的旋翼，其在军事和民事领域均具有广阔的应用前景。该种飞行器普遍采用电能驱动，具有结构简单、飞行稳定、易于操控、低噪声、无污染、携带方便、安全危害性小等特点，非常适合于执行中短距离的飞行任务。该飞行器与现在广泛研究的四旋翼飞行器相比具有执行机构(电机和旋翼组件)冗余的优势，其中任一执行机构发生故障，可通过容错控制来保持机体姿态稳定，以提高飞行器的飞行可靠性和安全性，从而体现载荷和抗风能力较强的优势。然而，目前六旋翼飞行器在国内还处于外形结构设计阶段，还未出现针对其控制方法的相关研究报道。
发明内容
本发明的目的在于:提出一种能适用于复合干扰情况下的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法。该方法包括如下步骤:步骤1:根据牛顿-欧拉方程，建立飞行器的运动学模型以及飞行器存在复合干扰情况的动力学模型；步骤2:根据步骤I中所述的复合干扰，采用利用符号函数积分的二阶滑模复合干扰估计算法，用以提供连续的干扰补偿项；步骤3:在引入摄动参数下，采用线性和非线性微分器相结合的方法设计快速收敛的非线性微分器；步骤4:将步骤2中所述的复合干扰估计算法、步骤3中所述的快速收敛的非线性微分器以及backst印ping相结合，设计飞行器姿态系统的复合控制器；步骤5:采用比例微分方法，设计飞行器的位置控制器，解算出跟踪预定轨迹所需的姿态角信息和控制升力。技术效果:1、应用本方法，可在六旋翼飞行器动力学模型存在复合干扰情况下，飞行器仍具备稳定的飞行特性、良好的控制性能以及强鲁棒性和精准跟踪预定轨迹的特性。2、方法中提出的六旋翼飞行器动力学模型中加入了建模动态误差、内部不确定性以及外部干扰，使得动力模型更切合物理实际。3、方法中提出的利用符号函数积分的二阶滑模干扰估计算法具有设计过程简单、易于工程实现、更进一步抑制抖振现象的优点。4、方法中提出的快速收敛的非线性微分器不仅通过摄动参数充分减弱因符号函数引起的微分估计抖振现象，而且通过引入线性部分提高了微分器的动态性能。此外，将线性微分器和非线性微分器结合使得所提微分器具有较强的鲁棒性和快速收敛的特点。5、方法中提出的将快速收敛的非线性微分器用于姿态控制器的设计过程中，可有效避免对虚拟控制量求导过程中的复杂解析计算。
图1为本发明方法的控制实现原理图。图2为六旋翼飞行器的结构及坐标系示意图。图3为六旋翼飞行器的简化结构图。图4为例I中X，y，z轴的实际轨迹(实线)与期望轨迹(虚线)曲线图。图5为例I中X，y，z轴的实际轨迹(实线)与期望轨迹(虚线)三维图。图6为例I中姿态角响应(实线)与跟踪期望轨迹所需姿态角(虚线)曲线图。图7为例I中控制升力和控制力矩曲线图。图8为例I中估计干扰(实线)和实际干扰(虚线)曲线图。图9为例I中角速率导数估计值(实线)与参考文献方法角速率导数估计值(虚线)的曲线图。图10为例2中X，y，z轴的实际轨迹(实线)与期望轨迹(虚线)曲线图。图11为例2中X，y，z轴的实际轨迹(实线)与期望轨迹(虚线)三维图。图12为例2中姿态角响应(实线)与跟踪期望轨迹所需姿态角(虚线)曲线图。图13为例2中控制升力和控制力矩曲线图。图14为例2中估计干扰(实线)和实际干扰(虚线)曲线图。图15为例2中角速率导数估计值(实线)与参考文献方法角速率导数估计值(虚线)的曲线图。
具体实施例方式本发明六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法的控制实现原理如图1所示，该方法主要包括如下步骤:步骤1:根据牛顿-欧拉方程，建立飞行器的运动学模型以及飞行器存在复合干扰(包括建模动态误差、内部不确定性以及外部干扰)情况的动力学模型；步骤2:根据步骤I中所述的复合干扰，采用一种利用符号函数积分的二阶滑模复合干扰估计算法，用以提供连续的干扰补偿项；步骤3:在引入摄动参数下，采用线性和非线性微分器相结合的方法设计快速收敛的非线性微分器；步骤4:将步骤2中所述的复合干扰估计算法、步骤3中所述的快速收敛的非线性微分器以及backst印ping相结合，设计飞行器姿态系统的复合控制器；步骤5:采用易于工程实现的比例微分(PD)方法，设计飞行器的位置控制器，解算出跟踪预定轨迹所需的姿态角信息和控制升力。下面对每个步骤作进一步详细说明:步骤I中:飞行器的运动学模型和飞行器存在复合干扰情况的动力学模型
六旋翼飞行器的结构以及机体坐标系oxyz和地面坐标系ogWg如图2所示。六旋翼飞行器飞行高度较低，速度较慢，可视为刚体，且飞行器机体结构对称并忽略旋翼与飞行器平面之间的高度差距，因此该飞行器的简化结构如图3所示，其中=I1SOBWE的长度；I2为AM、DM、CN、FN的长度；13为0M、ON的长度；α为AM与OM之间所夹锐角。定义飞行器的位置向量为p=(x，y，z)T，欧拉角为ξ=(Φ，θ，ψ)τ, φ为滚转角，Θ为俯仰角，Ψ为偏航角。机体坐标系到地面坐标系的转换关系可通过坐标转换矩阵ΙΚΦ，θ，Ψ)表不:
权利要求
1.一种六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于包括如下步骤: 步骤1:根据牛顿-欧拉方程，建立飞行器的运动学模型以及飞行器存在复合干扰情况的动力学模型； 步骤2:根据步骤I中所述的复合干扰，采用利用符号函数积分的二阶滑模复合干扰估计算法，用以提供连续的干扰补偿项； 步骤3:在引入摄动参数下，采用线性和非线性微分器相结合的方法设计快速收敛的非线性微分器； 步骤4:将步骤2中所述的复合干扰估计算法、步骤3中所述的快速收敛的非线性微分器以及backst印ping相结合，设计飞行器姿态系统的复合控制器； 步骤5:采用比例微分方法，设计飞行器的位置控制器，解算出跟踪预定轨迹所需的姿态角信息和控制升力。
2.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于: 所述步骤I中的飞行器的运动学模型为:
3.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于:所述步骤2中的复合干扰估计算法为:
4.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于:所述步骤3中的快速收敛的非线性微分器为:
5.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于:所述步骤4中的飞行器姿态系统的复合控制器包括姿态角回路控制器和角速率回路控制器，其中: 1)姿态角回路控制器为:
6.根据权利要求1所述的六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，其特征在于: 所述步骤5中的姿态角信息和控制升力分别为:
全文摘要
本发明公开了一种六旋翼飞行器的轨迹跟踪控制方法，属于航空飞行器控制领域。该方法首先根据牛顿-欧拉方程，建立飞行器的运动学模型以及飞行器存在复合干扰情况的动力学模型；再利用符号函数积分的二阶滑模复合干扰估计算法，以提供连续的干扰补偿项；然后采用线性和非线性微分器相结合的方法设计快速收敛的非线性微分器；将上述复合干扰估计算法、非线性微分器以及backstepping相结合，设计飞行器姿态系统的复合控制器；最后采用PD方法，设计飞行器的位置控制器，解算出跟踪预定轨迹所需的姿态角信息和控制升力。本发明可在复合干扰下，使飞行器仍具备良好的稳定和控制性能，并可精准跟踪预定轨迹。
文档编号G05D1/10GK103092213SQ201310022520
公开日2013年5月8日 申请日期2013年1月21日 优先权日2013年1月21日
发明者杨忠, 杨成顺, 李少斌, 黄宵宁, 王世勇, 梁焜, 徐华东, 陈阳 申请人:南京航空航天大学