【技術實現步驟摘要】
本專利技術屬于無人直升機領域，具體而言，涉及一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法。
技術介紹
1、無人直升機是飛行器無人化趨勢之一，相較于固定翼無人機，其垂直起降、空中懸停以及前后左右任意方向飛行的能力使其可以完成固定翼飛機無法完成的任務，因而無人直升機的研制從未停滯。但是飛行能力的特殊性必然帶來控制的復雜性，其自主飛行控制相對于固定翼飛機難度更大，對外界干擾和參數攝動等不確定性因素十分敏感。因此，需要一種對不確定性具有較強魯棒性和適應性的控制算法。
2、線性控制方法設計簡單、易于工程實現，但是控制器設計過度依賴精確模型，且無法適應無人直升機高度不確定的非線性擾動環境。非線性控制方法中的滑模控制方法在飛行控制領域應用十分廣泛，其設計步驟簡單、響應速度快，且對外界擾動和模型不確定性具有不變性，非常適合無人直升機快速前飛或大機動時的飛行控制。
3、現有滑模控制存在以下幾個問題：
4、1）傳統滑模易出現控制抖振。傳統一階滑模控制容易產生高頻抖振現象，對執行機構不利，無法在實際中應用，且存在只有當滑模面的階數為1時才能應用的限制。
5、2）滑模動態性能非全局最優。對于線性滑模面和終端滑模面，系統狀態保持在滑模面上動態移動之后，當系統狀態遠離零點時，線性滑模面的收斂速度比終端滑模面快，而當接近零點時，終端滑模的收斂速度卻遠高于線性滑模面，系統收斂速度始終未處于最佳狀態。
6、3）終端滑模控制存在奇異問題。即當系統處于狀態空間的某個特定子空間時，終端滑模控制律可能出現
7、針對以上問題，本專利技術提出一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模控制方法，可以在實現全局快速收斂和提高控制精度的同時解決系統的不確定性問題。此外，它可以解除相對階為1的限制，減小控制抖振。
技術實現思路
1、針對以上缺陷，本專利技術提供了一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，包括以下步驟：
2、s1、進行動力學建模：
3、s1-1、構建無人直升機的六自由度動力學簡化模型；
4、s1-2、根據步驟s1-1中得到的六自由度動力學簡化模型改寫為二階形式，確定二階形式的無人直升機動力學等效模型；
5、s2、進行位置控制器設計：
6、s2-1、定義兩個誤差，并將步驟s1-2得到的二階形式的無人直升機動力學等效模型中的位置動力學方程進行改寫，得到誤差動態形式的位置動力學方程；
7、s2-2、設計出基于嵌套雙模態的位置環二階非奇異終端滑模面；
8、s2-3、結合步驟s2-1和s2-2引入指數趨近律，設計位置控制律；
9、s2-4、利用lyapunov函數證明步驟s2-3的穩定性；
10、s3、逆向求期望姿態：
11、s3-1、根據步驟s2-3獲取期望控制力大小和方向；
12、s3-2、根據步驟s3-1求出姿態期望值；
13、s4、進行姿態控制器設計：
14、s4-1、定義兩個誤差，并將步驟s1-2得到的二階形式的無人直升機動力學等效模型中的姿態動力學方程進行改寫，得到誤差動態形式的姿態動力學方程；
15、s4-2、設計出基于嵌套雙模態的姿態環二階非奇異終端滑模面；
16、s4-3、結合步驟s4-1和s4-2引入指數趨近律，設計姿態控制律；
17、s4-4、利用lyapunov函數證明步驟s4-3的穩定性；
18、s5、分配控制量：
19、s5-1、根據步驟s4-3推導出期望控制力矩矢量；
20、s5-2、根據步驟s2和s4得到虛擬控制量經公式換算分配到實際控制量上；
21、s6、進行微分估計器設計：
22、s6-1、根據步驟s2和s4使用一階微分估計器對滑模面一階導數進行估計；
23、s6-2、根據步驟s3使用二階低通濾波器來對姿態期望的一階、二階導數進行估計；
24、s7、基于上述步驟進行仿真驗證。
25、進一步地，所述步驟s1中六自由度動力學簡化模型為：
26、；
27、上述公式中：
28、<mi>p</mi><mi>=[x,y,z</mi><msup><mi>]</mi><mi>t</mi></msup>為無人直升機的位置向量，分別為地軸坐標系下的三軸坐標；
29、<mi>v</mi><mi>=[</mi><msub><mi>v</mi><mi>x</mi></msub><mi>,</mi><msub><mi>v</mi><mi>y</mi></msub><mi>,</mi><msub><mi>v</mi><mi>z</mi></msub><msup><mi>]</mi><mi>t</mi></msup>為無人直升機的速度向量，分別為地軸坐標系下的三軸線速度；
30、<mi>θ</mi><mi>=[φ,θ,ψ</mi><msup><mi>]</mi><mi>t</mi></msup>為無人直升機的姿態向量，分別為橫滾角、俯仰角和偏航角；
31、<mi>ω</mi><mi>=[p,q,r</mi><msup><mi>]</mi><mi>t</mi></msup>為無人直升機的角速度向量，分別為繞機體軸的三軸角速度；
32、<mi>τ</mi><mi>=[</mi><msub><mi>τ</mi><mn>1</mn></msub><mi>,</mi><msub><mi>τ</mi><mn>2</mn></msub><mi>,</mi><msub><mi>τ</mi&g本文檔來自技高網...
【技術保護點】
1.一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.如權利要求1所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：所述步驟S1中六自由度動力學簡化模型為：
3.如權利要求2所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：所述步驟S2中的誤差動態形式的位置動力學方程改寫為：
4.如權利要求3所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：所述步驟S3中期望控制力大小和方向根據：
5.如權利要求4所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：所述步驟S4中誤差動態形式的姿態動力學方程改寫為：
6.如權利要求5所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：所述步驟S5中的期望控制力矩矢量根據以下公式推導得出：
7.如權利要求6所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：上述步驟中的滑模面的和一階導數和，可通過一階微分估計器獲得對應微分估計值和來
8.如權利要求7所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：所述步驟S7中的仿真驗證包括以下步驟:
...【技術特征摘要】
1.一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.如權利要求1所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：所述步驟s1中六自由度動力學簡化模型為：
3.如權利要求2所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：所述步驟s2中的誤差動態形式的位置動力學方程改寫為：
4.如權利要求3所述的一種基于嵌套雙模態的二階非奇異終端滑模飛行控制方法，其特征在于：所述步驟s3中期望控制力大小和方向根據：
5.如權利要求4所述的一種基于嵌套雙模態的...
【專利技術屬性】
技術研發人員：林成浩，周堯明，徐朝陽，李道春，
申請(專利權)人：天目山實驗室，
類型：發明
國別省市：
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