本發(fā)明涉及無人機(jī)控制領(lǐng)域，尤其涉及一種基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法。

背景技術(shù)：

1、四旋翼無人機(jī)以其緊湊的體積、低廉的成本和卓越的機(jī)動(dòng)性，在農(nóng)業(yè)監(jiān)測、災(zāi)害評(píng)估、交通監(jiān)控等場景中扮演著關(guān)鍵角色，廣泛應(yīng)用于數(shù)據(jù)采集、圖像分析和其他監(jiān)測任務(wù)。為確保四旋翼無人機(jī)按照預(yù)定軌跡執(zhí)行飛行任務(wù)，高精度的軌跡跟蹤控制十分關(guān)鍵。然而，四旋翼無人機(jī)是一種非線性、強(qiáng)耦合和欠驅(qū)動(dòng)的復(fù)雜系統(tǒng)，極易受到內(nèi)部參數(shù)攝動(dòng)、外部氣流變化和建模不準(zhǔn)確等多源未知擾動(dòng)影響，增加了設(shè)計(jì)高效可靠無人機(jī)軌跡跟蹤控制策略的復(fù)雜性。

2、目前主流方案是通過設(shè)計(jì)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對多源未知擾動(dòng)進(jìn)行精確估計(jì)，并利用這些估計(jì)的擾動(dòng)信息驅(qū)動(dòng)控制器來衰減或抵消擾動(dòng)的影響。雖然現(xiàn)有方案能夠一定程度上減輕來自無人機(jī)內(nèi)部不確定性和外部擾動(dòng)的影響，但是這種方案難以平衡快速性與超調(diào)性之間的矛盾，對傳感器的要求較高，難以處理不存在閉式解的期望信號(hào)，導(dǎo)致無人機(jī)控制系統(tǒng)復(fù)雜、成本較高、且遭遇未知時(shí)變擾動(dòng)時(shí)控制精度較差。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、發(fā)明目的：本發(fā)明旨在提供一種基于通過跟蹤微分器、自適應(yīng)理論和galn函數(shù)優(yōu)化的擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的采用非奇異終端滑模自抗擾控制策略的無人機(jī)魯棒控制方法。

2、技術(shù)方案：本發(fā)明所述的基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，包括以下步驟：

3、（1）建立基于多源擾動(dòng)的四旋翼無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型；

4、（2）向四旋翼無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型引入虛擬控制量，確定控制量分配策略；

5、（3）采用最速控制綜合函數(shù)設(shè)計(jì)跟蹤微分器，跟蹤無人機(jī)的軌跡信號(hào)；

6、（4）根據(jù)無人機(jī)位置姿態(tài)信息和由跟蹤微分器獲得的跟蹤信號(hào)，得到狀態(tài)誤差信息，確定狀態(tài)誤差系統(tǒng)，引入集總擾動(dòng)重構(gòu)狀態(tài)誤差系統(tǒng)；

7、（5）根據(jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)，結(jié)合自適應(yīng)理論和galn函數(shù)，設(shè)計(jì)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，結(jié)合當(dāng)前的各通道控制量，估算各通道的狀態(tài)誤差變化率估計(jì)和集總擾動(dòng)估計(jì)；

8、（6）構(gòu)建非奇異終端積分滑?？刂破?，根據(jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)、狀態(tài)誤差變化率和集總擾動(dòng)，確定非奇異終端滑模自抗擾控制策略，得到無人機(jī)每個(gè)通道的控制量；

9、（7）將步驟（5）得到的狀態(tài)誤差變化率估計(jì)作為當(dāng)前無人機(jī)的狀態(tài)誤差變化率，

10、集總擾動(dòng)估計(jì)作為當(dāng)前無人機(jī)的集總擾動(dòng)，實(shí)現(xiàn)無速度傳感器控制，無速度傳感控制器輸出的控制量反饋給步驟（5）中的擴(kuò)張狀態(tài)觀測器；

11、（8）根據(jù)步驟（2）的控制量分配策略，將步驟（7）得到的控制量轉(zhuǎn)化為四旋翼無人機(jī)的電機(jī)的推力指令，控制無人機(jī)運(yùn)動(dòng)的同時(shí)將無人機(jī)實(shí)時(shí)位置姿態(tài)信息反饋到步驟（4），完成控制閉環(huán)，實(shí)現(xiàn)對無人機(jī)的魯棒性控制。

12、進(jìn)一步的，步驟（2）中的控制量分配策略為

13、；

14、。

15、進(jìn)一步的，步驟（3）中，采用最速控制綜合函數(shù)設(shè)計(jì)跟蹤微分器為

16、。

17、進(jìn)一步的，步驟（4）中，集總擾動(dòng)為

18、；

19、。

20、進(jìn)一步的，步驟（4）中，引入集總擾動(dòng)后重構(gòu)狀態(tài)誤差系統(tǒng)為

21、。

22、進(jìn)一步的，步驟（5）中，設(shè)計(jì)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器包括位置環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器和姿態(tài)環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器；所述位置環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器為

23、；

24、所述姿態(tài)環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器為

25、。

26、進(jìn)一步的，步驟（6）具體如下：根據(jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)、狀態(tài)誤差變化率和集總擾動(dòng)，確定非奇異終端積分滑模面函數(shù)；基于自適應(yīng)理論，滑模趨近律采用雙曲正切函數(shù)，得到自適應(yīng)滑模趨近律；根據(jù)非奇異終端積分滑模面函數(shù)的一階導(dǎo)數(shù)和自適應(yīng)滑模趨近律，得到無人機(jī)每個(gè)通道的控制量；所述非奇異終端積分滑模面函數(shù)為

27、；

28、。

29、進(jìn)一步的，步驟（6）中，自適應(yīng)滑模趨近律為

30、；

31、；

32、；

33、。

34、進(jìn)一步的，步驟（6）中，無人機(jī)每個(gè)通道的控制量為

35、。

36、進(jìn)一步的，步驟（7）中，無速度傳感控制器具體如下：

37、；

38、；

39、。

40、有益效果：本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，其顯著優(yōu)點(diǎn)是：1、本發(fā)明采用最速控制綜合函數(shù)設(shè)計(jì)跟蹤微分器，跟蹤無人機(jī)的期望軌跡信號(hào)，顯著提高了無人機(jī)對復(fù)雜軌跡的跟蹤精度，而且在保證快速響應(yīng)的同時(shí)，有效減少了系統(tǒng)的超調(diào)現(xiàn)象，并優(yōu)化了系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能，提升了控制效率，降低了能耗，為無人機(jī)在多源干擾條件下的穩(wěn)定飛行提供了強(qiáng)有力的支持；2、本發(fā)明結(jié)合自適應(yīng)理論和galn函數(shù)對傳統(tǒng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器進(jìn)行優(yōu)化，提高了觀測器的觀測精度，增強(qiáng)了其對系統(tǒng)動(dòng)態(tài)變化的適應(yīng)能力，簡化了參數(shù)調(diào)整流程，提升了在不確定環(huán)境下的性能表現(xiàn)，確保了觀測器在面對模型誤差和外部擾動(dòng)時(shí)的穩(wěn)定性和可靠性；3、本發(fā)明通過重構(gòu)狀態(tài)誤差系統(tǒng)，將期望信號(hào)及其二階導(dǎo)數(shù)信息這些通常難以用閉式解表示的動(dòng)態(tài)特性，納入集總擾動(dòng)范疇，利用經(jīng)過優(yōu)化的擴(kuò)張狀態(tài)觀測器對這一集總擾動(dòng)進(jìn)行精確觀測，有效地繞開了期望信號(hào)閉式解缺失的難題，不僅保證了控制策略的嚴(yán)謹(jǐn)性和實(shí)用性，而且提升了系統(tǒng)在處理復(fù)雜期望軌跡時(shí)的控制性能；4、本發(fā)明采用優(yōu)化的擴(kuò)張狀態(tài)觀測器來精確觀測狀態(tài)誤差的變化率，并以此觀測值替代傳統(tǒng)的真實(shí)反饋信號(hào)，進(jìn)而設(shè)計(jì)非奇異終端滑模控制器，減少了無人機(jī)對速度傳感器的依賴性，從而降低了整個(gè)無人機(jī)系統(tǒng)的復(fù)雜性和成本開銷，實(shí)現(xiàn)了無人機(jī)的無速度傳感器控制，不僅提升了系統(tǒng)的集成度和經(jīng)濟(jì)性，也為無人機(jī)控制技術(shù)開辟了新的路徑，實(shí)現(xiàn)了更加高效和經(jīng)濟(jì)的飛行控制解決方案；5、本發(fā)明根據(jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)、狀態(tài)誤差變化率和集總擾動(dòng)，確定的非奇異終端積分滑模面函數(shù)，能夠有效避免奇異值問題，從而提高了系統(tǒng)的收斂速度；6、本發(fā)明采用的自適應(yīng)滑模趨近律，增加了趨近速度，減少了系統(tǒng)抖振，進(jìn)一步提高了系統(tǒng)的整體性能，控制量輸出變得更加平滑，從而提高了無人機(jī)在復(fù)雜環(huán)境下的控制精度和魯棒性。

技術(shù)特征：

1.一種基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，包括以下步驟：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，步驟（2）中的控制量分配策略為

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，步驟（3）中，采用最速控制綜合函數(shù)設(shè)計(jì)跟蹤微分器為

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，步驟（4）中，集總擾動(dòng)為

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，步驟（4）中，引入集總擾動(dòng)后重構(gòu)狀態(tài)誤差系統(tǒng)為

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，步驟（5）中，設(shè)計(jì)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器包括位置環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器和姿態(tài)環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器；所述位置環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器為

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，步驟（6）具體如下：根據(jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)、狀態(tài)誤差變化率和集總擾動(dòng)，確定非奇異終端積分滑模面函數(shù)；

8.根據(jù)權(quán)利要求7所述基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，步驟（6）中，自適應(yīng)滑模趨近律為

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，步驟（6）中，無人機(jī)每個(gè)通道的控制量為

10.根據(jù)權(quán)利要求9所述基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，其特征在于，步驟（7）中，無速度傳感控制器具體如下：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種基于擴(kuò)張狀態(tài)觀測器的無人機(jī)魯棒控制方法，采用跟蹤微分器跟蹤無人機(jī)的軌跡信號(hào)，引入集總擾動(dòng)重構(gòu)狀態(tài)誤差系統(tǒng)，結(jié)合自適應(yīng)理論和galn函數(shù)，設(shè)計(jì)擴(kuò)張狀態(tài)觀測器，估算各通道的狀態(tài)誤差變化率估計(jì)和集總擾動(dòng)估計(jì)，確定非奇異終端滑模自抗擾控制策略，得到無人機(jī)每個(gè)通道的控制量；將狀態(tài)誤差變化率估計(jì)作為當(dāng)前無人機(jī)的狀態(tài)誤差變化率，集總擾動(dòng)估計(jì)作為當(dāng)前無人機(jī)的集總擾動(dòng)，實(shí)現(xiàn)無速度傳感器控制，無速度傳感控制器輸出的控制量反饋給擴(kuò)張狀態(tài)觀測器；根據(jù)控制量分配策略，將控制量轉(zhuǎn)化為四旋翼無人機(jī)的電機(jī)的推力指令，控制無人機(jī)運(yùn)動(dòng)的同時(shí)將無人機(jī)實(shí)時(shí)位置姿態(tài)信息反饋完成控制閉環(huán)，實(shí)現(xiàn)對無人機(jī)的魯棒性控制。

技術(shù)研發(fā)人員：臧強(qiáng),侍經(jīng)緯,李瑞,喬馨霆,卓若水,葉正言,徐梁,張婷婷,柏宗春,方衛(wèi)華
受保護(hù)的技術(shù)使用者：南京信息工程大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/23