專利名稱：一種基于積分變結(jié)構(gòu)控制的四旋翼飛行器速度控制方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及微小型無人機技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種基于積分變結(jié)構(gòu)控制的四旋翼飛行器速度控制方法。
背景技術(shù)：
四旋翼飛行器是一種性能優(yōu)良的VTOL(垂直起降)飛行器。相對于單旋翼飛行器，它具有結(jié)構(gòu)簡單、飛行速度快等優(yōu)點，可廣泛用于低空巡邏、軍事偵察、航空攝影、氣象勘測等方面，具有重大的實用價值和廣闊的發(fā)展前景。在微小型四旋翼飛行器中，由于飛行器尺寸小，負(fù)載能力較差，不能搭載復(fù)雜的傳感器器件，同時機載控制系統(tǒng)采用小型嵌入式系統(tǒng)；這些限制導(dǎo)致了微小型四旋翼飛行器控制難度的加大。對四旋翼飛行器進(jìn)行位置控制，首先要做好飛行器的姿態(tài)控制，然后對飛行器位置控制，這種策略被許多機構(gòu)采用。在實際中，根據(jù)是室外還是室內(nèi)飛行，控制策略和測量方法不一樣，本發(fā)明針對室外飛行情況提出；室外飛行時，姿態(tài)控制的姿態(tài)信息由慣性測量單元獲得，對于位置控制的狀態(tài)信息使用GPS模塊和氣壓計模塊測量得到。專利號為CN102591350A “四旋翼無人飛行器的控制方法和系統(tǒng)”提出了利用各種傳感器獲得飛行器飛行數(shù)據(jù)，并生成四個電機轉(zhuǎn)速信息給驅(qū)動單元控制飛行器的方法，解決了飛行器基本飛行問題，然后提出的方法對獲得的狀態(tài)信息只是進(jìn)行了簡單的濾波，在現(xiàn)有一般的測量器件得到的狀態(tài)信息是不準(zhǔn)確的；對四個旋翼轉(zhuǎn)速只是簡單的根據(jù)飛行狀態(tài)信息、飛行指令獲得；這樣的控制系統(tǒng)不能達(dá)到精確的控制飛行器的姿態(tài)、位置；實際系統(tǒng)中，使用常規(guī)GPS模塊測量位置信號具有較大的延時，而高端的GPS模塊則非常昂貴
發(fā)明內(nèi)容
為了克服現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明提供了一種基于積分變結(jié)構(gòu)控制的四旋翼飛行器速度控制方法。該方法融合了卡爾曼濾波算法和滑模變結(jié)構(gòu)控制算法的優(yōu)點，具有很好的抗噪特性，能夠通過濾波推算得到噪聲小、更加準(zhǔn)確的狀態(tài)量，也可以得到不能通過傳感器直接測量得到的狀態(tài)量；對系統(tǒng)的不確定因素具有很強的魯棒性。針對常規(guī)GPS模塊的延時，在控制系統(tǒng)中加入了延時環(huán)節(jié)，同時使用pade方法近似，大大降低運算復(fù)雜度；相比昂貴的高精度GPS模塊，使用該方法降低了成本，具有良好的實用性。本發(fā)明提出了一種基于積分變結(jié)構(gòu)控制的四旋翼飛行器速度控制方法，包括如下步驟:
1)使用無線通信模塊獲取用戶給定的飛行器速度控制指令；
2)上層控制模塊使用GPS模塊獲取飛行器的速度，并通過數(shù)字濾波器降噪處理，使用狀態(tài)觀測器得到四旋翼飛行器速度控制器需要的狀態(tài)信息；
3)將步驟I)獲得的速度控制指令和步驟2)獲得的狀態(tài)信息傳送給速度控制器，使用積分變結(jié)構(gòu)控制算法得到姿態(tài)控制指令；
4)下層控制模塊使用姿態(tài)測量模塊獲取飛行器姿態(tài)角，并通過數(shù)字濾波器降噪處理，使用卡爾曼濾波器得到姿態(tài)控制器需要的狀態(tài)信息；
5)將步驟3)獲得的姿態(tài)控制指令和步驟4)獲得的狀態(tài)信息傳送給姿態(tài)控制器，并使用積分變結(jié)構(gòu)控制算法得到控制值，將該值輸入到飛行器執(zhí)行器。其中:
所述步驟2)具體包括:
所述上層控制模塊的數(shù)字濾波器是使用均值濾波算法和butter濾波算法對GPS模塊獲取的飛行器的速度進(jìn)行處理；
所述狀態(tài)觀測器使用卡爾曼濾波算法和補償算法得到速度控制器中積分變結(jié)構(gòu)控制算法需要使用到的狀態(tài)信息；
所述狀態(tài)觀測器使用的卡爾曼濾波算法，使用速度控制器輸出的姿態(tài)控制指令數(shù)據(jù)和經(jīng)過數(shù)字濾波器的處理后的速度數(shù)據(jù)；
所述狀態(tài)觀測器使用四旋翼飛行器的速度模型，所述速度模型可以使用如下方法獲
取:
1)使用牛頓-歐拉方程對 四旋翼飛行器平移運動分析，推導(dǎo)得到飛行器的理論速度模型，但該模型是理論分析模型；在實際系統(tǒng)中，由于GPS模塊測量速度時有一秒左右的滯后，模型需加入一個延時環(huán)節(jié)；對加入的延時環(huán)節(jié)，利用pade近似將時延問題轉(zhuǎn)化為非時延問題，pade近似表達(dá)式為:
權(quán)利要求
1.一種基于積分變結(jié)構(gòu)控制的四旋翼飛行器速度控制方法，所述控制方法包括如下步驟: 1)使用無線通信模塊獲取用戶給定的飛行器速度控制指令； 2)上層控制模塊使用GPS模塊獲取飛行器的速度，并通過數(shù)字濾波器降噪處理，使用狀態(tài)觀測器得到四旋翼飛行器速度控制器需要的狀態(tài)信息； 3)將步驟I)獲得的速度控制指令和步驟2)獲得的狀態(tài)信息傳送給速度控制器，使用積分變結(jié)構(gòu)控制算法得到姿態(tài)控制指令； 4)下層控制模塊使用姿態(tài)測量模塊獲取飛行器姿態(tài)角，并通過數(shù)字濾波器降噪處理，使用卡爾曼濾波器得到姿態(tài)控制器需要的狀態(tài)信息； 5)將步驟3)獲得的姿態(tài)控制指令和步驟4)獲得的狀態(tài)信息傳送給姿態(tài)控制器，并使用積分變結(jié)構(gòu)控制算法得到控制值，將該值輸入到飛行器執(zhí)行器。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于積分變結(jié)構(gòu)控制的四旋翼飛行器速度控制方法，所述步驟2)具體包括: 所述上層控制模塊的數(shù)字濾波器是使用均值濾波算法和butter濾波算法對GPS模塊獲取的飛行器的速度進(jìn)行處理； 所述狀態(tài)觀測器使用卡爾曼濾波算法和補償算法得到速度控制器中積分變結(jié)構(gòu)控制算法需要使用到的狀態(tài)信息； 所述狀態(tài)觀測器使用的卡爾曼濾波算法，使用速度控制器輸出的姿態(tài)控制指令數(shù)據(jù)和經(jīng)過數(shù)字濾波器的處理后的速度數(shù)據(jù)； 所述狀態(tài)觀測器使用四旋翼飛行器的速度模型，所述速度模型可以使用如下方法獲取: 1)使用牛頓-歐拉方程對四旋翼飛行器平移運動分析，推導(dǎo)得到飛行器的理論速度模型，但該模型是理論分析模型；在實際系統(tǒng)中，由于GPS模塊測量速度時有一秒左右的滯后，模型需加入一個延時環(huán)節(jié)；對加入的延時環(huán)節(jié)，利用pade近似將時延問題轉(zhuǎn)化為非時延問題，pade近似表達(dá)式為:
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于積分變結(jié)構(gòu)控制的四旋翼飛行器速度控制方法，所述速度控制器使得四旋翼飛行器跟蹤給定的速度值，該控制器的輸入包括速度控制指令與飛行器速度的差值和步驟2)中狀態(tài)觀測器反饋的狀態(tài)信息。
4.所述四旋翼飛行器速度控制器使用積分變結(jié)構(gòu)控制算法；首先，使用極點配置方法得到積分變結(jié)構(gòu)控制算法需要的切換函數(shù)j=C4I1,;其次，積分變結(jié)構(gòu)控制算法的控制律由等效控制項加魯棒控制項得到，控制律表達(dá)式為:
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的速度控制方法，其特征在于，所述姿態(tài)測量模塊包括陀螺儀和加速度計，其測量得到包括角速度和姿態(tài)角的姿態(tài)數(shù)據(jù)，并通過數(shù)字濾波器進(jìn)行初步濾波； 所述下層控制模塊的數(shù)字濾波器使用均值濾波算法和butter濾波算法對測量得到的包括角速度和姿態(tài)角的姿態(tài)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理； 所述卡爾曼濾波器使用姿態(tài)控制器輸出控制數(shù)據(jù)和經(jīng)過數(shù)字濾波器的處理后的姿態(tài)數(shù)據(jù)；同時該卡爾曼濾波器使用到飛行器的姿態(tài)模型，所述姿態(tài)模型可以使用如下方法獲取: O使用牛頓-歐拉方程對四旋翼飛行器旋轉(zhuǎn)運動分析，推導(dǎo)得到飛行器的姿態(tài)模型；分析得到 的姿態(tài)模型參數(shù)未定，其具體參數(shù)通過系統(tǒng)辨識方法得到； 2)利用matlab中ident辨識工具辨識模型參數(shù):首先，通過手動控制四旋翼飛行器，并采集遙控指令數(shù)據(jù)和飛行器角速度數(shù)據(jù)；其次，對采集得到的遙控指令和角速度數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，得到辨識需要的輸入輸出數(shù)據(jù)；最后，利用ident工具辨識得到姿態(tài)模型的具體參數(shù)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的速度控制方法，其特征在于，所述四旋翼飛行器速度控制器的輸出值輸入到姿態(tài)控制器中，作為姿態(tài)控制器的給定姿態(tài)控制指令； 所述姿態(tài)控制器使得飛行器跟蹤給定的姿態(tài)控制指令，該控制器的輸入包括給定姿態(tài)控制指令和步驟4)中卡爾曼濾波器反饋的狀態(tài)信息，姿態(tài)控制器的輸出值輸入到飛行器執(zhí)行器中，從而控制飛行器姿態(tài)飛行； 所述姿態(tài)控制器使用積分變結(jié)構(gòu)控制算法；首先，使用極點配置方法得到積分變結(jié)構(gòu)控制算法需要的切換函數(shù)；其次，積分變結(jié)構(gòu)控制算法的控制律由等效控制項加魯棒控制項得到，控制律表達(dá)式為:
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的速度控制方法，其特征在于，步驟2)中的上層控制模塊和步驟4)下層控制模塊分別進(jìn)行速度控制和姿態(tài)控制。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種基于積分變結(jié)構(gòu)控制的四旋翼飛行器速度控制方法，涉及嵌入式系統(tǒng)、數(shù)字信號處理和微小型無人機等技術(shù)領(lǐng)域。首先建立四旋翼飛行器實驗平臺，該平臺是使用碳纖維材料搭建飛行器機架，同時搭載設(shè)計的飛行控制嵌入式系統(tǒng)；其次采用分層設(shè)計方案，設(shè)計了飛行控制系統(tǒng)，分為上層控制模塊和下層控制模塊；在下層控制模塊中實現(xiàn)飛行器姿態(tài)控制，在上層控制模塊中實現(xiàn)速度控制；在姿態(tài)控制和速度控制中，使用積分變結(jié)構(gòu)控制算法。本發(fā)明方法使用了pade近似算法、卡爾曼濾波算法和積分變結(jié)構(gòu)控制算法，通過pade近似大大地降低了系統(tǒng)的運算復(fù)雜度；通過卡爾曼濾波算法獲取了不能通過傳感器直接獲得系統(tǒng)狀態(tài)量；最后設(shè)計積分變結(jié)構(gòu)控制器，具有很強的魯棒性和抗干擾性。
文檔編號G05D1/08GK103217981SQ20131013591
公開日2013年7月24日 申請日期2013年4月18日 優(yōu)先權(quán)日2013年4月18日
發(fā)明者孫長銀, 董大著, 董璐 申請人:東南大學(xué)