技術(shù)特征：

1.一種基于滑?？刂坡珊虴SO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，包括：

根據(jù)四旋翼飛行器動力學(xué)模型參數(shù)推導(dǎo)出四旋翼飛行器動力學(xué)模型，根據(jù)所述四旋翼飛行器動力學(xué)模型構(gòu)造滑模面，根據(jù)所述滑模面獲取滑?？刂坡桑詫崿F(xiàn)對四旋翼飛行器三個姿態(tài)角回路的控制；

根據(jù)四旋翼的滾轉(zhuǎn)角回路、俯仰角回路和偏航角回路的控制輸入輸出構(gòu)建ESO，利用所述ESO對系統(tǒng)總擾動進行實時估計；

采用所述滑模控制律與所述ESO相結(jié)合，以實現(xiàn)對所述四旋翼飛行器姿態(tài)的控制。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于滑?？刂坡珊虴SO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，所述四旋翼飛行器動力學(xué)模型參數(shù)包括轉(zhuǎn)動慣量J_x、J_y、J_z；升力系數(shù)c_T；扭矩系數(shù)c_Q；電機的時間常數(shù)T。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于滑?？刂坡珊虴SO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，獲取所述滑?？刂颇Ｐ桶ㄈ缦虏襟E：

(1)將四旋翼視為剛體，則所述四旋翼飛行器姿態(tài)非線性動態(tài)方程為：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}=p+qsin\mathrm{\φ}tan\mathrm{\θ}+rcos\mathrm{\φ}tan\mathrm{\θ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}=qcos\mathrm{\φ}-rsin\mathrm{\φ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}=\sec \mathrm{\θ}(q\sin \mathrm{\φ}+rcos\mathrm{\φ})\end{array}\right.$

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{p}=\[qr(J_y-J_z)+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{\φ}}\]\·1/J_x\\ \stackrel{\·}{q}=\[pr(J_z-J_x)+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{\θ}}\]\·1/J_y\\ \stackrel{\·}{r}=\[pq(J_x-J_y)+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{\ψ}}\]\·1/J_z\end{array}\right.$

其中:φ,θ,ψ分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角；

p,q,r分別為本體角速度ω在本體坐標(biāo)系x,y,z軸上的分量；

τ_φ,τ_θ,τ_ψ分別為三個本體軸方向的控制力矩；

J_x,J_y,J_z分別為四旋翼沿著x,y,z軸方向的轉(zhuǎn)動慣量；

(2)將所述非線性動態(tài)方程改寫為狀態(tài)空間的形式：

$\stackrel{\·}{X}=f(X,U)$

其中，U為輸入矢量，X為狀態(tài)矢量，具體表達(dá)式如下：

狀態(tài)變量：

x₁＝φ x₃＝θ x₅＝ψ

$\begin{array}{ccc}{x}_2={\stackrel{\·}{x}}_1=\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}& x_4={\stackrel{\·}{x}}_3=\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}& x_6={\stackrel{\·}{x}}_5=\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}$

輸入矢量：U＝[U₁ U₂ U₃]^T＝[τ_φ τ_θ τ_ψ]^T

(3)姿態(tài)角變化率與本體角速率之間的轉(zhuǎn)換矩陣，在懸?；蛘咝〗嵌蕊w行情況下，作為單位矩陣，獲得所述滑模控制模型：

$f(X,U)=\left(\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ \frac{(J_y-J_z)}{J_x}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}+\frac{1}{J_x}{U}_1\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\\ \frac{(J_z-J_x)}{J_y}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}+\frac{1}{J_y}{U}_2\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\\ \frac{(J_x-J_y)}{J_z}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}+\frac{1}{J_z}{U}_3\end{array}\right)$

其中，φ,θ,ψ分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角；

p,q,r分別為本體角速度ω在本體坐標(biāo)系x,y,z軸上的分量；

τ_φ,τ_θ,τ_ψ分別為三個本體軸方向的控制力矩；

J_x,J_y,J_z分別為四旋翼沿著x,y,z軸方向的轉(zhuǎn)動慣量。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于滑?？刂坡珊虴SO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，在根據(jù)模型參數(shù)推導(dǎo)出四旋翼飛行器動力學(xué)模型，根據(jù)所述四旋翼飛行器動力學(xué)模型構(gòu)造滑模面的過程中，

構(gòu)造的滑模面為獲得的滑?？刂坡蔀椋?/p>

$U_1=(J_z-J_y)x_4{x}_6-J_x({{\mathrm{\α}}_1}^2{z}_1+k_{1}sign(s_2)+k_2{s}_2-{\stackrel{\·\·}{x}}_{1d})$

$U_2=(J_x-J_z)x_2{x}_6-J_y({{\mathrm{\α}}_2}^2{z}_3+k_{3}sign(s_3)+k_4{s}_3-{\stackrel{\·\·}{x}}_{3d})$

$U_3=(J_y-J_x)x_2{x}_4-J_z({{\mathrm{\α}}_3}^2{z}_5+k_{5}sign(s_4)+k_6{s}_4-{\stackrel{\·\·}{x}}_{5d})$

其中，

$\left\{\begin{array}{c}{z}_3=x_{3d}-x_3\\ s_3=x_4-{\stackrel{\·}{x}}_{3d}-{\mathrm{\α}}_2{z}_3\\ z_5=x_{5d}-x_5\\ s_4=x_6-{\stackrel{\·}{x}}_{5d}-{\mathrm{\α}}_3{z}_5\end{array}\right.$

其中，sign代表符號函數(shù)，用近似的連續(xù)飽和函數(shù)sat(s)來替代所述符號函數(shù)；函數(shù)表達(dá)式為：

sat(s)＝s/(|s|+e)e∈[0,1]，取e＝0.5；

構(gòu)造二階濾波器：

其中，為輸入值，X_c為輸出值。

由此，得到在時域中的表達(dá)式：選取阻尼比ξ＝0.8，自然頻率ω_n＝4.375。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于滑?？刂坡珊虴SO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，在根據(jù)四旋翼的滾轉(zhuǎn)角回路、俯仰角回路和偏航角回路的控制輸入輸出構(gòu)建ESO的過程中，

$\left\{\begin{array}{c}e=z_1-y\\ {\stackrel{\·}{z}}_1=z_2-{\mathrm{\β}}_{01}e\\ {\stackrel{\·}{z}}_2=z_3-{\mathrm{\β}}_{02}fal(e,a_1,h)+b_0{U}_1\\ {\stackrel{\·}{z}}_3=-{\mathrm{\β}}_{03}fal(e,a_2,h)\end{array}\right.$

其中，b₀為控制量系數(shù)1/J_x，選擇預(yù)設(shè)的參數(shù)β₀₁,β₀₂,β₀₃和a_i(i＝1,2)，令a₁＝0.5,a₂＝0.25。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于滑?？刂坡珊虴SO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制方法，其特征在于，在采用所述滑模控制律與所述ESO相結(jié)合的過程中，

$\left\{\begin{array}{c}e=z_{1\mathrm{\φ}}-x_1\\ {\stackrel{\·}{z}}_{1\mathrm{\φ}}=z_{2\mathrm{\φ}}-{\mathrm{\β}}_{01}e\\ {\stackrel{\·}{z}}_{2\mathrm{\φ}}=z_{3\mathrm{\φ}}-{\mathrm{\β}}_{02}fal(e,0.5,h)+(1/J_x)U_1\\ {\stackrel{\·}{z}}_{3\mathrm{\φ}}=-{\mathrm{\β}}_{03}fal(e,0.25,h)\\ U_1=(J_z-J_y)x_4{x}_6-J_x({{\mathrm{\α}}_1}^2{z}_1+k_{1}sat(s_2)+k_2{s}_2-{\stackrel{\·\·}{x}}_{1d})-J_x{z}_{3\mathrm{\φ}}\end{array}\right.$

同理，得到其他兩個姿態(tài)回路的控制輸出為：

$U_2=(J_x-J_z)x_2{x}_6-J_y({{\mathrm{\α}}_2}^2{z}_3+k_{3}sat(s_3)+k_4{s}_3-{\stackrel{\·\·}{x}}_{3d})-J_y{z}_{3\mathrm{\θ}}$

$U_3=(J_y-J_x)x_2{x}_4-J_z({{\mathrm{\α}}_3}^2{z}_5+k_{5}sat(s_4)+k_6{s}_4-{\stackrel{\·\·}{x}}_{5d})-J_z{z}_{3\mathrm{\ψ}}$

其中，z_3φ,z_3θ,z_3ψ分別為滾轉(zhuǎn)角回路、俯仰角回路和偏航角回路的ESO得到的被擴張狀態(tài)量。

7.一種基于滑?？刂坡珊虴SO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于，包括：姿態(tài)角回路控制單元，用于根據(jù)模型參數(shù)推導(dǎo)出四旋翼飛行器動力學(xué)模型，根據(jù)所述四旋翼飛行器動力學(xué)模型構(gòu)造滑模面，根據(jù)所述滑模面獲取滑?？刂坡?，以實現(xiàn)對四旋翼飛行器三個姿態(tài)角回路的控制；

系統(tǒng)總擾實時估計單元，用于根據(jù)四旋翼的滾轉(zhuǎn)角回路、俯仰角回路和偏航角回路的控制輸入輸出構(gòu)建ESO，利用所述ESO對系統(tǒng)總擾動進行實時估計；

四旋翼飛行器姿態(tài)控制單元，用于采用所述滑模控制律與所述ESO相結(jié)合，以實現(xiàn)對所述四旋翼飛行器姿態(tài)的控制。

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的基于滑?？刂坡珊虴SO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于，所述四旋翼飛行器動力學(xué)模型參數(shù)包括轉(zhuǎn)動慣量J_x、J_y、J_z；升力系數(shù)c_T；扭矩系數(shù)c_Q；電機的時間常數(shù)T。

9.根據(jù)權(quán)利要求7所述的基于滑模控制律和ESO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于，所述姿態(tài)角回路控制單元獲取所述滑?？刂颇Ｐ桶ㄈ缦虏襟E：

(1)將四旋翼視為剛體，則所述四旋翼飛行器姿態(tài)非線性動態(tài)方程為：

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}=p+qsin\mathrm{\φ}tan\mathrm{\θ}+rcos\mathrm{\φ}tan\mathrm{\θ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}=qcos\mathrm{\φ}-rsin\mathrm{\φ}\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}=\sec \mathrm{\θ}(q\sin \mathrm{\φ}+rcos\mathrm{\φ})\end{array}\right.$

$\left\{\begin{array}{c}\stackrel{\·}{p}=\[qr(J_y-J_z)+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{\φ}}\]\·1/J_x\\ \stackrel{\·}{q}=\[pr(J_z-J_x)+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{\θ}}\]\·1/J_y\\ \stackrel{\·}{r}=\[pq(J_x-J_y)+{\mathrm{\τ}}_{\mathrm{\ψ}}\]\·1/J_z\end{array}\right.$

其中：φ,θ,ψ分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角；

p,q,r分別為本體角速度ω在本體坐標(biāo)系x,y,z軸上的分量；

τ_φ,τ_θ,τ_ψ分別為三個本體軸方向的控制力矩；

J_x,J_y,J_z分別為四旋翼沿著x,y,z軸方向的轉(zhuǎn)動慣量；

(2)將所述非線性動態(tài)方程改寫為狀態(tài)空間的形式：

$\stackrel{\·}{X}=f(X,U)$

其中，U為輸入矢量，X為狀態(tài)矢量，具體表達(dá)式如下：

狀態(tài)變量：

x₁＝φ x₃＝θ x₅＝ψ

$\begin{array}{ccc}{x}_2={\stackrel{\·}{x}}_1=\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}& x_4={\stackrel{\·}{x}}_3=\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}& x_6={\stackrel{\·}{x}}_5=\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\end{array}$

輸入矢量：U＝[U₁ U₂ U₃]^T＝[τ_φ τ_θ τ_ψ]^T

(3)姿態(tài)角變化率與本體角速率之間的轉(zhuǎn)換矩陣，在懸?；蛘咝〗嵌蕊w行情況下，作為單位矩陣，獲得所述滑模控制模型：

$f(X,U)=\left(\begin{array}{c}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\\ \frac{(J_y-J_z)}{J_x}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}+\frac{1}{J_x}{U}_1\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}\\ \frac{(J_z-J_x)}{J_y}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}+\frac{1}{J_y}{U}_2\\ \stackrel{\·}{\mathrm{\ψ}}\\ \frac{(J_x-J_y)}{J_z}\stackrel{\·}{\mathrm{\φ}}\stackrel{\·}{\mathrm{\θ}}+\frac{1}{J_z}{U}_3\end{array}\right)$

其中，φ,θ,ψ分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角；

p,q,r分別為本體角速度ω在本體坐標(biāo)系x,y,z軸上的分量；

τ_φ,τ_θ,τ_ψ分別為三個本體軸方向的控制力矩；

J_x,J_y,J_z分別為四旋翼沿著x,y,z軸方向的轉(zhuǎn)動慣量。

10.根據(jù)權(quán)利要求7所述的基于滑?？刂坡珊虴SO的四旋翼飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)，其特征在于，所述姿態(tài)角回路控制單元在根據(jù)模型參數(shù)推導(dǎo)出四旋翼飛行器動力學(xué)模型，根據(jù)所述四旋翼飛行器動力學(xué)模型構(gòu)造滑模面，根據(jù)所述滑模面獲取滑?？刂坡傻倪^程中，

構(gòu)造的滑模面為獲得的滑?？刂坡蔀椋?/p>

$U_1=(J_z-J_y)x_4{x}_6-J_x({{\mathrm{\α}}_1}^2{z}_1+k_{1}sign(s_2)+k_2{s}_2-{\stackrel{\·\·}{x}}_{1d})$

$U_2=(J_x-J_z)x_2{x}_6-J_y({{\mathrm{\α}}_2}^2{z}_3+k_{3}sign(s_3)+k_4{s}_3-{\stackrel{\·\·}{x}}_{3d})$

$U_3=(J_y-J_x)x_2{x}_4-J_z({{\mathrm{\α}}_3}^2{z}_5+k_{5}sign(s_4)+k_6{s}_4-{\stackrel{\·\·}{x}}_{5d})$

其中，

$\left\{\begin{array}{c}{z}_3=x_{3d}-x_3\\ s_3=x_4-{\stackrel{\·}{x}}_{3d}-{\mathrm{\α}}_2{z}_3\\ z_5=x_{5d}-x_5\\ s_4=x_6-{\stackrel{\·}{x}}_{5d}-{\mathrm{\α}}_3{z}_5\end{array}\right.$

其中，sign代表符號函數(shù)，用近似的連續(xù)飽和函數(shù)sat(s)來替代所述符號函數(shù)；函數(shù)表達(dá)式為：

sat(s)＝s/(|s|+e)e∈[0,1]，取e＝0.5；

構(gòu)造二階濾波器：

其中，為輸入值，X_c為輸出值。

由此，得到在時域中的表達(dá)式：選取阻尼比ξ＝0.8，自然頻率ω_n＝4.375。

所述系統(tǒng)總擾實時估計單元在根據(jù)四旋翼的滾轉(zhuǎn)角回路、俯仰角回路和偏航角回路的控制輸入輸出構(gòu)建ESO的過程中，

$\left\{\begin{array}{c}e=z_1-y\\ {\stackrel{\·}{z}}_1=z_2-{\mathrm{\β}}_{01}e\\ {\stackrel{\·}{z}}_2=z_3-{\mathrm{\β}}_{02}fal(e,a_1,h)+b_0{U}_1\\ {\stackrel{\·}{z}}_3=-{\mathrm{\β}}_{03}fal(e,a_2,h)\end{array}\right.$

其中，b₀為控制量系數(shù)1/J_x，選擇預(yù)設(shè)的參數(shù)β₀₁,β₀₂,β₀₃和a_i(i＝1,2)，令a₁＝0.5,a₂＝0.25；

四旋翼飛行器姿態(tài)控制單元在采用所述滑?？刂坡膳c所述ESO相結(jié)合的過程中，

$\left\{\begin{array}{c}e=z_{1\mathrm{\φ}}-x_1\\ {\stackrel{\·}{z}}_{1\mathrm{\φ}}=z_{2\mathrm{\φ}}-{\mathrm{\β}}_{01}e\\ {\stackrel{\·}{z}}_{2\mathrm{\φ}}=z_{3\mathrm{\φ}}-{\mathrm{\β}}_{02}fal(e,0.5,h)+(1/J_x)U_1\\ {\stackrel{\·}{z}}_{3\mathrm{\φ}}=-{\mathrm{\β}}_{03}fal(e,0.25,h)\\ U_1=(J_z-J_y)x_4{x}_6-J_x({{\mathrm{\α}}_1}^2{z}_1+k_{1}sat(s_2)+k_2{s}_2-{\stackrel{\·\·}{x}}_{1d})-J_x{z}_{3\mathrm{\φ}}\end{array}\right.$

同理，得到其他兩個姿態(tài)回路的控制輸出為：

$U_2=(J_x-J_z)x_2{x}_6-J_y({{\mathrm{\α}}_2}^2{z}_3+k_{3}sat(s_3)+k_4{s}_3-{\stackrel{\·\·}{x}}_{3d})-J_y{z}_{3\mathrm{\θ}}$

$U_3=(J_y-J_x)x_2{x}_4-J_z({{\mathrm{\α}}_3}^2{z}_5+k_{5}sat(s_4)+k_6{s}_4-{\stackrel{\·\·}{x}}_{5d})-J_z{z}_{3\mathrm{\ψ}},$

其中，z_3φ,z_3θ,z_3ψ分別為滾轉(zhuǎn)角回路、俯仰角回路和偏航角回路的ESO得到的被擴張狀態(tài)量。