本發(fā)明涉及多旋翼無人機(jī)的控制
技術(shù)領(lǐng)域：
，尤其涉及一種攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器的建模與自適應(yīng)控制方法。
背景技術(shù)：
：：近幾年，無人飛行器領(lǐng)域發(fā)展迅速，由于其能夠在復(fù)雜的環(huán)境中半自主導(dǎo)航，已經(jīng)被用在軍事以及民用等很廣闊的領(lǐng)域。其能夠在動(dòng)態(tài)的環(huán)境中攜帶危險(xiǎn)的物品代替人類完成復(fù)雜的任務(wù)，如搶險(xiǎn)救災(zāi)、氣象探測(cè)、遙感測(cè)繪以及農(nóng)業(yè)等。微小型的四軸飛行器能夠在狹小的區(qū)域內(nèi)垂直起飛和降落，起飛后能夠在空中實(shí)現(xiàn)懸停，具有廣泛的應(yīng)用。典型的四軸飛行器具有四個(gè)軸，呈十字交叉結(jié)構(gòu)，旋翼對(duì)稱分布在機(jī)體的四個(gè)方向，四個(gè)軸上的旋翼處于同一高度平面，且四個(gè)軸上的旋翼的結(jié)構(gòu)和半徑都相同。四個(gè)軸上的電機(jī)在飛行器的支架末端，支架中部可以安放飛行控制器等部件。四軸飛行器可以通過改變螺旋槳的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)諸如懸停、俯仰、滾轉(zhuǎn)、偏航等動(dòng)作。目前，四軸飛行器的控制都是考慮攜帶負(fù)載時(shí)，機(jī)體重心與機(jī)體的幾何中心相重合的情況。而在實(shí)際中，飛行器攜帶負(fù)載位置及大小的不確定會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)整體重心位置的不確定，這可能導(dǎo)致四軸飛行器在飛行時(shí)不穩(wěn)定，嚴(yán)重時(shí)會(huì)造成飛行器失控，甚至引起災(zāi)難性的后果。因此，四軸飛行器在帶負(fù)載的情況下仍然需要具備很強(qiáng)的姿態(tài)穩(wěn)定性。對(duì)于四軸飛行器攜帶負(fù)載的情況，由于載重負(fù)荷相對(duì)于四軸飛行器機(jī)體的位置的不確定造成了飛行器數(shù)學(xué)模型的不確定，從而導(dǎo)致控制器設(shè)計(jì)的不確定。而目前在無人機(jī)領(lǐng)域中帶負(fù)載情況下的控制方法研究成果，大多有太多的參數(shù)，并且控制效果不能快速收斂。技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：：針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的缺陷，本發(fā)明提供一種攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器的建模與自適應(yīng)控制方法，建立了四軸飛行器在帶負(fù)載情況下飛行器整體重心不確定時(shí)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，設(shè)計(jì)了基于自適應(yīng)的控制方法，使用前饋控制，能夠有效提高四軸飛行器帶不確定負(fù)載情況下飛行器姿態(tài)的穩(wěn)定性。一種攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器的建模與自適應(yīng)控制方法，首先針對(duì)四軸飛行器攜帶不確定負(fù)載的情況下進(jìn)行動(dòng)力學(xué)精確建模，得到動(dòng)力學(xué)模型的微分方程形式，然后基于該動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行自適應(yīng)控制器設(shè)計(jì)，最終設(shè)計(jì)反饋控制律，選擇合適的參數(shù)對(duì)四軸飛行器進(jìn)行控制，具體包括以下步驟：步驟1、針對(duì)四軸飛行器攜帶不確定負(fù)載的情況進(jìn)行動(dòng)力學(xué)精確建模；步驟1.1、建立攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器旋轉(zhuǎn)動(dòng)力學(xué)近似模型；定義φ，θ，分別為四軸飛行器飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航角，建立近似模型，如式(1)所示；JCω·=τ---(1)]]>其中，JC為四軸飛行器機(jī)體(簡稱機(jī)體)繞其重心的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；ω為在大地坐標(biāo)系下機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)的角速度，為大地坐標(biāo)系下機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)的角加速度；τ為機(jī)體在滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度相對(duì)于機(jī)體幾何中心的合力矩，其中，τφ、τθ和分別為四軸飛行器滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度相對(duì)于機(jī)體幾何中心的力矩；步驟1.2、建立四軸飛行器所受力矩與螺旋槳所產(chǎn)生的升力之間的關(guān)系，如式(2)所示；其中，Ti(i＝1，2，3，4)分別為四軸飛行器的四個(gè)軸上的電機(jī)螺旋槳所產(chǎn)生的升力，τi(i＝1，2，3，4)分別為垂直機(jī)體方向的四個(gè)軸上電機(jī)所產(chǎn)生的力矩，l為每個(gè)電機(jī)軸心到四軸飛行器的機(jī)體幾何中心的距離；步驟1.3、建立攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器相對(duì)機(jī)體重心的合外力矩與螺旋槳所產(chǎn)生的升力Ti之間的關(guān)系，如式(3)所示；τ→g=(le→1-r→)×T1e→3+(le→1-r→)×T2e→3+(-le→1-r→)×T3e→3+(-le→2-r→)×T4e→3+(τ1+τ2+τ3+τ4)e→3=(T2l-T4l)e→1+(T3l-T1l)e→2+(τ1+τ2+τ3+τ4)e→3-r→×Σn=14Tie→3=τ‾-r→×Σn=14Tie→3---(3)]]>其中，為四軸飛行器機(jī)體滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度相對(duì)于機(jī)體重心的合外力矩；為四軸飛行器機(jī)體幾何中心指向機(jī)體重心的向量；分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度方向上的單位向量；由式(2)和式(3)得到攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器相對(duì)機(jī)體重心的合外力矩與螺旋槳所產(chǎn)生的升力之間的關(guān)系的另一種形式，如式(4)所示，τ→g=τ-TΣrby-rbx0---(4)]]>其中，TΣ為四軸飛行器螺旋槳所產(chǎn)生的總升力，TΣ＝T1+T2+T3+T4，rby和rbx分別為向量在俯仰和滾轉(zhuǎn)方向的投影，向量在偏航方向的投影為0；步驟1.4、根據(jù)近似模型式(1)和攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器相對(duì)機(jī)體重心的合外力矩與螺旋槳所產(chǎn)生的升力之間的關(guān)系式(4)，建立四軸飛行器動(dòng)力學(xué)模型的動(dòng)態(tài)方程，如式(9)所示，其中，ωbx、ωbv、ωbz分別表示滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航方向的角速度，即機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)的角速度ω在三個(gè)自由度方向上的投影；分別為四軸飛行器滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航方向的角加速度，即機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)的角加速度在三個(gè)自由度方向上的投影；τgφ、τgθ、分別為機(jī)體滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度相對(duì)于機(jī)體重心的轉(zhuǎn)矩；步驟1.5、建立四軸飛行器動(dòng)力學(xué)模型的微分方程形式和列陣形式；由于偏航方向的姿態(tài)穩(wěn)定性與機(jī)體攜帶不確定負(fù)載時(shí)的重心位置無關(guān)，故僅考慮滾轉(zhuǎn)和俯仰方向的姿態(tài)控制，由四軸飛行器動(dòng)力學(xué)模型的動(dòng)態(tài)方程式(9)得到四軸飛行器滾轉(zhuǎn)、俯仰方向的角加速度分別為式(10)和式(11)，ω·by=1Jcτθ+1JcrbxTΣ---(11)]]>由式(2)、式(9)至式(11)得到四軸飛行器動(dòng)力學(xué)模型的微分方程為：x·1=x2x·2=l1U-l2TΣ---(12)]]>其中，x1＝Θ，Θ表示歐拉角，即四軸飛行器飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)和俯仰角φ和θ，x1＝[φθ]T；x2＝[ωbxωby]T，U為控制輸入，將四軸飛行器的動(dòng)力學(xué)模型式(12)寫成列陣形式：x·1x·2=0100x1x2+0l1U+0-l2TΣ---(13)]]>定義則式(13)為：x·=Ax+l1′U+l2′TΣ---(14)]]>步驟2、設(shè)計(jì)四軸飛行器的自適應(yīng)控制器及其反饋控制律；步驟2.1、設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制器；定義控制器為：uo＝-(l1′T1′)-1l1′Tl′2T∑-kx(15)其中，uo為控制器的輸出；k＝[ab]，是一個(gè)2×1的常數(shù)矩陣，a和b分別為兩個(gè)常數(shù)；將控制器的輸出uo作為四軸飛行器的動(dòng)力學(xué)模型式(14)中的控制輸入，即令U＝uo，則：x·=(A-l1′k)x---(16)]]>定義L＝(l1′Tl1′)-1l1′Tl2′，L表示的矩陣形式，則控制器式(15)為：uo＝-LT∑-kx(17)定義為L的估計(jì)值，為估計(jì)誤差，設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制器為：u=-L^TΣ-kx---(18)]]>步驟2.2、設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制器的反饋控制律；令U＝u，將自適應(yīng)控制器式(13)代入到四軸飛行器的動(dòng)力學(xué)模型式(14)中，得：x·=(A-l1′k)x-l1′L~TΣ---(19)]]>引入李雅普諾夫函數(shù)并計(jì)算其導(dǎo)數(shù)，得：V·=-xTQx-2(xTCTTΣ-1mL~·T)L~---(20)]]>其中，m為一個(gè)不確定的正常數(shù)，用來表征由于不確定負(fù)載引起自適應(yīng)控制器的參數(shù)調(diào)整律的幅度；P為一個(gè)對(duì)稱正定的矩陣，Q是一個(gè)正定矩陣，P、C和Q滿足式(21)；P(A-l′1k)+(A-l′1k)TP＝-Q(21)根據(jù)李雅普諾夫穩(wěn)定性條件，使該閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定的條件是V是正定的，是負(fù)定的，保證是負(fù)定的條件為則得到參數(shù)調(diào)整律為：則根據(jù)和的定義，求導(dǎo)之后，得到自適應(yīng)控制器的反饋控制律表達(dá)式為式(22)；L^·=mTΣCx---(22)]]>步驟3、根據(jù)實(shí)際四軸飛行器的飛行狀態(tài)和帶負(fù)載的機(jī)體重心位置確定矩陣l1，進(jìn)而根據(jù)羅斯穩(wěn)定判據(jù)確定k＝[ab]中a與b所滿足的取值范圍，在該取值范圍內(nèi)選取適當(dāng)?shù)膮?shù)作為變量k的取值；通過李雅普諾夫法確定矩陣P的值，從而得到矩陣C，最終得到反饋控制律完成對(duì)四軸飛行器飛行姿態(tài)的控制。由上述技術(shù)方案可知，本發(fā)明的有益效果在于：本發(fā)明提供的攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器的建模與自適應(yīng)控制方法，建立了四軸飛行器在帶負(fù)載情況下飛行器整體重心不確定時(shí)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，設(shè)計(jì)了自適應(yīng)的控制方法，使用前饋控制，能夠有效提高四軸飛行器帶不確定負(fù)載情況下飛行器姿態(tài)的穩(wěn)定性。反饋回路能夠減少帶負(fù)載飛行器機(jī)體重心變化時(shí)對(duì)飛行器自身的影響；前饋回路能夠?qū)︼w行器動(dòng)力學(xué)的不確定性進(jìn)行參數(shù)調(diào)節(jié)，使其適應(yīng)當(dāng)前環(huán)境；運(yùn)用李雅普諾夫法設(shè)計(jì)，可以在保證穩(wěn)定性和收斂性的同時(shí)減少控制參數(shù)的數(shù)量；有效地提高了帶負(fù)載四軸飛行器姿態(tài)控制精度和飛行響應(yīng)速度。附圖說明：圖1為本發(fā)明實(shí)施例提供的方法流程圖；圖2為本發(fā)明實(shí)施例提供的建模示意圖；圖3為本發(fā)明實(shí)施例提供的四軸飛行器自適應(yīng)控制系統(tǒng)框圖；圖4為本發(fā)明實(shí)施例提供的仿真參考輸入曲線；圖5為本發(fā)明實(shí)施例提供的仿真控制系統(tǒng)的閉環(huán)輸出曲線；圖6為本發(fā)明實(shí)施例提供的仿真姿態(tài)估計(jì)曲線和實(shí)際曲線；圖7為本發(fā)明實(shí)施例提供的在存在有界噪聲情況下的仿真閉環(huán)輸出曲線；圖8為本發(fā)明實(shí)施例提供的在存在有界噪聲情況下的仿真估計(jì)曲線和實(shí)際曲線。圖中：1、自適應(yīng)機(jī)構(gòu)；2、自適應(yīng)控制器。具體實(shí)施方式：下面結(jié)合附圖和實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施方式作進(jìn)一步詳細(xì)描述。以下實(shí)施例用于說明本發(fā)明，但不用來限制本發(fā)明的范圍。一種攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器的建模與自適應(yīng)控制方法，首先針對(duì)四軸飛行器攜帶不確定負(fù)載的情況下進(jìn)行動(dòng)力學(xué)精確建模，得到動(dòng)力學(xué)模型的微分方程形式，然后基于該動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行自適應(yīng)控制器設(shè)計(jì)，最終設(shè)計(jì)反饋控制律，選擇合適的參數(shù)對(duì)四軸飛行器進(jìn)行控制。本實(shí)施例是針對(duì)四軸飛行器的方法，既可以在四旋翼四軸飛行器(即設(shè)有四個(gè)螺旋槳的四軸飛行器)上使用，也可以在八旋翼四軸飛行器上使用，八旋翼四軸飛行器是機(jī)體上設(shè)有四個(gè)軸，每一個(gè)軸上設(shè)有上下兩個(gè)電機(jī)和對(duì)應(yīng)的螺旋槳。如圖1所示，具體包括以下步驟。步驟1、針對(duì)四軸飛行器攜帶不確定負(fù)載的情況進(jìn)行動(dòng)力學(xué)精確建模。步驟1.1、建立攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器旋轉(zhuǎn)動(dòng)力學(xué)近似模型。定義φ，θ，分別為四軸飛行器飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航角，將四軸飛行器考慮為在四個(gè)螺旋槳升力作用下的一個(gè)剛體，在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)學(xué)中，歐拉角的導(dǎo)數(shù)滿足：其中，Θ表示歐拉角，ω代表角速度。當(dāng)歐拉角很小時(shí)，I為單位矩陣，則，在具體實(shí)施中，四軸飛行器的旋轉(zhuǎn)角度變化是一個(gè)由小變大連續(xù)的過程，故先建立如下的近似模型，在以下的控制器設(shè)計(jì)中使用，如式(1)所示，JCω·=τ---(1)]]>其中，JC為四軸飛行器機(jī)體(簡稱機(jī)體)繞其重心的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；ω為在大地坐標(biāo)系下機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)的角速度，為大地坐標(biāo)系下機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)的角加速度；τ為機(jī)體在滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度相對(duì)于機(jī)體幾何中心的合力矩，其中，τφ、τθ和分別為四軸飛行器滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度相對(duì)于機(jī)體幾何中心的力矩。步驟1.2、建立四軸飛行器所受力矩與螺旋槳所產(chǎn)生的升力之間的關(guān)系。定義Ti(i＝1，2，3，4)分別為四軸飛行器的四個(gè)軸上的電機(jī)螺旋槳所產(chǎn)生的升力，τi(i＝1，2，3，4)分別為垂直機(jī)體方向的四個(gè)軸上電機(jī)所產(chǎn)生的力矩，則有其中CT是正常數(shù)，表示螺旋槳的升力常數(shù)，ωi為每個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速；則其中Cτ是正常數(shù)，表示螺旋槳的轉(zhuǎn)矩常數(shù)。根據(jù)上述定義，得到四軸飛行器所受力矩與螺旋槳所產(chǎn)生的升力之間的關(guān)系，如式(2)所示，其中，l為每個(gè)電機(jī)軸心到四軸飛行器的機(jī)體幾何中心的距離。步驟1.3、建立攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器相對(duì)機(jī)體重心的合外力矩與螺旋槳所產(chǎn)生的升力Ti之間的關(guān)系。定義為四軸飛行器機(jī)體滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度相對(duì)于機(jī)體重心的合外力矩，為四軸飛行器機(jī)體幾何中心指向機(jī)體的重心的向量，可得到四軸飛行器在攜帶不確定負(fù)載時(shí)相對(duì)于機(jī)體重心的合外力矩為：τ→g=(le→1-r→)×T1e→3+(le→1-r→)×T2e→3+(-le→1-r→)×T3e→3+(-le→2-r→)×T4e→3+(τ1+τ2+τ3+τ4)e→3=(T2l-T4l)e→1+(T3l-T1l)e→2+(τ1+τ2+τ3+τ4)e→3-r→×Σn=14Tie→3=τ‾-r→×Σn=14Tie→3---(3)]]>其中，分別為滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度方向上的單位向量。由式(2)至式(3)得到攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器相對(duì)機(jī)體重心的合外力矩與螺旋槳所產(chǎn)生的升力之間的關(guān)系的另一種形式，如式(4)所示，τ→g=τ-TΣrby-rbx0---(4)]]>其中，TΣ為四軸飛行器螺旋槳所產(chǎn)生的總升力，TΣ＝T1+T2+T3+T4，rby和rbx分別為向量在俯仰和滾轉(zhuǎn)方向的投影，向量在偏航方向的投影為0。步驟1.4、根據(jù)近似模型式(1)和攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器相對(duì)機(jī)體重心的合外力矩與螺旋槳所產(chǎn)生的升力之間的關(guān)系式(4)，建立四軸飛行器動(dòng)力學(xué)模型的動(dòng)態(tài)方程。定義變量：則其中，M和Mg是可逆矩陣，M為機(jī)體重心和幾何中心重合時(shí)τ與T之間的傳遞矩陣：M=11110l0-l-l0l0-CMCM-CMCM---(7)]]>其中，CM表示螺旋槳轉(zhuǎn)矩常數(shù)與螺旋槳升力常數(shù)之比，Mg為螺旋槳升力作用下τ與T之間的傳遞矩陣：Mg=M+0000-rby-rby-rby-rbyrbxrbxrbxrbx0000---(8)]]>傳遞矩陣在機(jī)體的重心發(fā)生變化時(shí)也產(chǎn)生變化，因此Mg是變化的矩陣。四軸飛行器的動(dòng)態(tài)方程如式(9)所示，其中，ωbx、ωby、ωbz分別表示滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航方向的角速度，即機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)的角速度ω在三個(gè)自由度方向上的投影；分別為四軸飛行器滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航方向的角加速度，即機(jī)體坐標(biāo)系旋轉(zhuǎn)的角加速度在三個(gè)自由度方向上的投影；τgφ、τgθ、分別為機(jī)體滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航三個(gè)自由度相對(duì)于機(jī)體重心的轉(zhuǎn)矩。步驟1.5、建立四軸飛行器動(dòng)力學(xué)模型的微分方程形式和列陣形式。由于偏航方向的姿態(tài)穩(wěn)定性與飛機(jī)重心位置無關(guān)，所以僅考慮滾轉(zhuǎn)(x-φ)和俯仰(y-θ)方向的穩(wěn)定性。由四軸飛行器動(dòng)力學(xué)模型的動(dòng)態(tài)方程式(9)得到四軸飛行器滾轉(zhuǎn)、俯仰方向的角加速度分別為式(10)和式(11)，ω·by=1Jcτθ+1JcrbxTΣ---(11)]]>由式(2)、式(9)至式(11)得到四軸飛行器動(dòng)力學(xué)模型的微分方程為：x·1=x2x·2=l1U-l2TΣ---(12)]]>其中，x1＝Θ，Θ表示歐拉角，即四軸飛行器飛行時(shí)的滾轉(zhuǎn)和俯仰角φ和θ，x1＝[φθ]T；x2＝[ωbxωby]T，U為控制輸入，將四軸飛行器的動(dòng)力學(xué)模型式(12)寫成列陣的形式：x·1x·2=0100x1x2+0l1U+0-l2TΣ---(13)]]>定義則式(13)為：x·=Ax+l1′U+l2′TΣ---(14)]]>如圖2所示，為建立的四軸飛行器的動(dòng)力學(xué)模型示意圖。步驟2、設(shè)計(jì)四軸飛行器的自適應(yīng)控制器及其反饋控制律；步驟2.1、設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制器；定義控制器為：uo=-(l1′Tl1′)-1l1′Tl2′TΣ-kx---(15)]]>其中，k＝[ab]，是一個(gè)2×1的常數(shù)矩陣，a和b分別為兩個(gè)常數(shù)；將控制輸入uo作為四軸飛行器的動(dòng)力學(xué)模型式(14)中的控制輸入，即令U＝uo，則：x·=(A-l1′k)x---(16)]]>定義L表示的矩陣形式，則控制器式(15)為：uo＝-LT∑-kx(17)定義為L的估計(jì)值，為估計(jì)誤差，設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制器為：u=-L^TΣ-kx---(18)]]>步驟2.2、設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制器的反饋控制律；令U＝u，將自適應(yīng)控制器式(13)代入到四軸飛行器的動(dòng)力學(xué)模型式(14)中，得：x·=(A-l1′k)x-l1′L~TΣ---(19)]]>引入李雅普諾夫函數(shù)并計(jì)算其導(dǎo)數(shù)，得：V·=-xTQx-2(xTCTTΣ-1mL~·T)L~---(20)]]>其中，m為一個(gè)不確定的正常數(shù)，用來表征由于不確定負(fù)載引起自適應(yīng)控制器的參數(shù)調(diào)整律的幅度；P為一個(gè)對(duì)稱正定的矩陣，Q是一個(gè)正定矩陣，滿足式(21)；P(A-l′1k)+(A-l′1k)TP＝-Q(21)根據(jù)李雅普諾夫穩(wěn)定性條件，使該閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定的條件是：V是正定的、是負(fù)定的，保證是負(fù)定的條件為則得到參數(shù)調(diào)整律為：則根據(jù)和的定義，求導(dǎo)之后，得到自適應(yīng)控制器的反饋控制律的表達(dá)式為式(22)。L^·=L~·=mTΣCx---(22)]]>如圖3中的自適應(yīng)控制系統(tǒng)所示，包括自適應(yīng)機(jī)構(gòu)1以及自適應(yīng)控制器2兩部分，自適應(yīng)機(jī)構(gòu)1是自適應(yīng)控制器的反饋控制律的體現(xiàn)，將常數(shù)m、矩陣C以及T的乘積進(jìn)行積分，得到自適應(yīng)控制器2為式(18)的體現(xiàn)，四軸飛行器的翻滾和俯仰角作為自適應(yīng)機(jī)構(gòu)1以及自適應(yīng)控制器2的輸入，通過自適應(yīng)控制器及其反饋控制律的控制調(diào)節(jié)，對(duì)四軸飛行器的飛行姿態(tài)進(jìn)行自適應(yīng)調(diào)控。步驟3、根據(jù)實(shí)際四軸飛行器的飛行狀態(tài)和帶負(fù)載的機(jī)體重心位置確定矩陣l1，進(jìn)而根據(jù)勞斯穩(wěn)定判據(jù)，確定k＝[ab]中a與b所滿足的取值范圍，在該取值范圍內(nèi)選取適當(dāng)?shù)膮?shù)作為變量k的取值；通過李雅普諾夫法確定矩陣P的值，從而得到矩陣C，最終得到控制律完成對(duì)四軸飛行器飛行姿態(tài)的控制。采用美國3DRobotics公司生產(chǎn)的八旋翼飛行器作為具體算法的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證對(duì)象，在Matlab中進(jìn)行仿真得到控制效果。對(duì)于翻滾和俯仰角的控制，通過計(jì)算，實(shí)際取值l1在[23.97，53.56]區(qū)間內(nèi)，k＝[ab]中的a，b取值滿足下述條件：在此案例中選取k＝[11]，l1＝25，l′1＝[025]T。通過式(16)計(jì)算得到最終得到具體實(shí)施中，仿真過程采用正弦信號(hào)輸入，如圖4所示，分別給出正弦參考輸入以及帶有界干擾的參考輸入；圖5為仿真控制系統(tǒng)的閉環(huán)輸出曲線，由圖5中的輸出曲線可以看出，四軸飛行器的姿態(tài)角θ在1.5秒時(shí)趨于0，同時(shí)四軸飛行器的角速度ω在1.5秒時(shí)也趨于0，此時(shí)四軸飛行器的姿態(tài)處于平穩(wěn)狀態(tài)；圖6為仿真姿態(tài)估計(jì)曲線和實(shí)際曲線，由圖6中的兩條曲線可以看出，控制系統(tǒng)估計(jì)值在0.5秒時(shí)趨于實(shí)際值L；圖7為參考輸入帶有有界干擾時(shí)閉環(huán)系統(tǒng)的輸出曲線，由圖7可以看出，雖然曲線較圖5的輸出曲線有些波動(dòng)，但波動(dòng)在小范圍內(nèi)(-0.5-0.5之間)，四軸飛行器姿態(tài)亦趨于平穩(wěn)；圖8為仿真在存在有界噪聲情況下的估計(jì)曲線和實(shí)際曲線，與圖6比較，控制系統(tǒng)的估計(jì)值在有界范圍內(nèi)波動(dòng)，整體上趨于收斂。由以上各曲線可知，當(dāng)四軸飛行器攜帶不確定的負(fù)載時(shí)，在本實(shí)施例提供的自適應(yīng)控制下，飛行器的姿態(tài)能夠在較短的時(shí)間內(nèi)趨于穩(wěn)定，并且響應(yīng)速度快、超調(diào)小。故產(chǎn)生了較好的控制效果，能夠保證飛行器的控制精度和帶負(fù)載特性。本發(fā)明提供的攜帶不確定負(fù)載的四軸飛行器的建模與自適應(yīng)控制方法，給出了四軸飛行器在帶負(fù)載情況下飛行器整體重心不確定時(shí)系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型，然后提出一種基于自適應(yīng)的控制方法，使用前饋控制，能夠有效提高四軸飛行器帶不確定負(fù)載情況下飛行器姿態(tài)的穩(wěn)定性，反饋回路能夠減少帶負(fù)載飛行器機(jī)體重心變化時(shí)對(duì)飛行器自身的影響；前饋回路能夠?qū)︼w行器動(dòng)力學(xué)的不確定性進(jìn)行參數(shù)調(diào)節(jié)，使其適應(yīng)當(dāng)前環(huán)境；運(yùn)用李雅普諾夫法設(shè)計(jì)，可以在保證穩(wěn)定性和收斂性的同時(shí)減少參數(shù)的數(shù)量；有效地提高了帶負(fù)載四軸飛行器姿態(tài)控制精度和飛行響應(yīng)速度；通過充分運(yùn)用控制系統(tǒng)中參數(shù)之間的關(guān)系，使系統(tǒng)的輸入、輸出滿足持續(xù)激勵(lì)條件，從而保證了系統(tǒng)的魯棒性，自適應(yīng)機(jī)構(gòu)中的前饋控制能夠?qū)刂破鲄?shù)進(jìn)行調(diào)節(jié)，并在實(shí)驗(yàn)測(cè)試中取得了很好的控制效果。因此，本實(shí)施例的建模與自適應(yīng)控制方法具有一定的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值，可操作性強(qiáng)，容易實(shí)現(xiàn)，控制效果佳。最后應(yīng)說明的是：以上各實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制；盡管參照前述各實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分或者全部技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明權(quán)利要求所限定的范圍。當(dāng)前第1頁1 2 3