【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及一種多源擾動下四旋翼無人機預定義時間軌跡跟蹤控制方法，屬于無人機智能控制。
技術介紹
1、近年來，隨著微機械傳感器、復合材料、視覺定位與導航等技術的快速發展，無人機逐漸變得更加智能化和輕量化。由于其多功能性以及自主或遠程控制執行任務的能力，無人機在危險、復雜的環境中作業具有明顯的優勢。
2、四旋翼無人機作為一個典型的欠驅動、非線性和強耦合的復雜系統，其飛行過程還會受到內部啟動參數攝動、摩擦等未建模動態外界陣風干擾以及環境不確定性因素等多源干擾的影響，當其在復雜環境中工作時，必須具有處理非線性動力學和快速收斂的特性以實現抗干擾控制。現有技術對于系統動態收斂特性的控制算法包括有限時間控制、固定時間控制和預定義時間控制。有限時間穩定的判據主要依賴于齊次系統理論和有限時間李雅普諾夫穩定性理論，其缺點在于，其穩定時間的上限取決于系統的初始條件；固定時間控制可以克服有限時間控制的這一缺點，其穩定時間是有界的，并且上界與系統的初始狀態無關，但是穩定時間界限的估計具有不轉確性。因此，如何實現四旋翼無人機在多源擾動下的復雜環境中工作時，能夠處理非線性動力學和快速收斂仍是亟需解決的技術問題。
技術實現思路
1、針對上述現有技術存在的問題，本專利技術提供一種多源擾動下四旋翼無人機預定義時間軌跡跟蹤控制方法，該控制方法能夠實現高跟蹤精度和快速收斂，提高四旋翼無人機的抗干擾性能，使其在預定義時間內將狀態誤差控制為零，快速實現飛行姿態的穩定。
2、為了實現上述目的，本專利
3、s1.建立四旋翼無人機數學模型，步驟如下：
4、s1.建立含有多源擾動的四旋翼無人機數學模型，步驟如下：
5、s1.1.定義在機體坐標系下繞x軸、y軸和z軸旋轉所形成的角度分別為四旋翼無人機橫滾角φ、俯仰角θ和偏航角ψ，式中，橫滾角φ和俯仰角θ的取值范圍均為(-0.5π,0.5π)，偏航角ψ的取值范圍為(-π,π)；x,y,z分別表示四旋翼無人機質心在慣性坐標系中的水平位置；地面坐標系為e(oexeyeze)，機體坐標系為b(obxbybzb)。
6、s1.2.根據牛頓-歐拉方程，建立含多源擾動的四旋翼無人機動力學模型：
7、
8、式中，m表示四旋翼無人機總質量，g表示重力加速度，ix,iy,iz表示機體分別繞x,y,z三軸的轉動慣量，l為旋翼中心到無人機質心的距離，[dx,dy,dz,dφ,dθ,dψ]t表示含有風擾、氣流干擾、參數攝動的多源總擾動，[kx,ky,kz,kφ,kθ,kψ]t為無人機受到的氣動系數，[u1,u2,u3,u4]t為系統的控制輸入，且u1＝f1+f2+f3+f4，u2＝l(f4-f2)，u3＝l(f3-f1)，u4＝l(f4+f2-f3-f1)，式中[f1,f2,f3,f4]t為旋翼產生的升力，即四旋翼無人機系統的實際控制輸入；
9、s1.3.為簡化控制系統設計，在位置子系統引入虛擬控制量：
10、
11、s1.4.反解公式(2)，得：
12、
13、式中，φd為期望的滾轉角，θd為期望的俯仰角θd，u1為控制器輸入。
14、s1.5.將四旋翼無人機解耦為姿態環和位置環，分別對其進行控制，位置子系統的狀態方程為：
15、
16、式中，x1＝[x,y,z]t，dx＝[dx,dy,dz]t為多源擾動的有界干擾，g(x)＝[1,1,1]t，u＝[ux,uy,uz]t為虛擬控制律；
17、s1.6.姿態子系統的狀態方程為：
18、
19、式中，x3＝[φ,θ,ψ]t,dφ＝[dφ,dθ,dψ]t,uφ＝[u2,u3,u4]t，
20、s2.位置控制器設計，步驟如下：
21、s2.1.位置系統的動態誤差定義為：
22、ex＝[e1,e3,e5]t＝[x-xd,y-yd,z-zd]t?(6)
23、式中，e1,e3,e5為位置子系統位置跟蹤誤差；
24、對公式(6)求導得:
25、
26、式中，e2,e4,e6為位置子系統速度跟蹤誤差；
27、s2.2.使用滑模控制器設計位置子系統，定義位置系統滑模面:
28、
29、式中，c1＝[c1,c2,c3]t且c1,c2,c3＞0，sx＝[sx,sy,sz]t，sx,sy,sz分別表示x軸，y軸和z軸的滑模面；
30、s2.3.設計非線性擾動觀測器：
31、
32、式中，是dx的估計值；χ＝[χ1,χ2,χ3]t是擾動觀測器的狀態向量；ε＝[ε1,ε2,ε3]t是觀測器的帶寬，定義估計誤差及其導數
33、
34、式中，
35、s2.4.設計位置控制器
36、
37、式中，ηx,ηy,ηz的取值均大于0；hx,hy,hz的取值均大于0；
38、s3.姿態控制器設計，步驟如下：
39、s3.1.定義姿態角的跟蹤誤差
40、eφ＝[eφ,eθ,eψ]t＝[φ-φd,θ-θd,ψ-ψd]t??????????????(12)
41、則跟蹤誤差的導數為：
42、
43、s3.2.設計預定義時間非奇異終端滑模控制面：
44、
45、式中，0＜ρφ＜1且ρφ＝[ρφ,ρθ,ρψ]t，參數αφ1和αφ2設置為：
46、
47、式中，nφ,nθ,nψ的取值均大于0；mφ,mθ,mψ的取值均大于0；tc＞0；
48、對公式(14)進行微分得：
49、
50、式中，λφ1＝diag{|eφ|-ρ,|eθ|-ρ,|eψ|-ρ}，λφ2＝diag{|eφ|ρ,|eθ|ρ,|eψ|ρ}；
51、s3.3.設計預定義時間非奇異滑模控制器:
52、
53、式中，ηφ＝[ηφ,ηθ,ηψ]t,ηφ,ηθ,ηψθ的取值均大于0，σ＞0，參數hφ1和hφ2設置為:
54、
55、飽和函數satσ(·)定義為satσ(λ1)＝diag{satσ(λ11),…,satσ(λ1n)}，且satσ(λ1j)為:
56、
57、式中，j＝φ,θ,ψ；
58、s4.穩定性分析：
59、s4.1.對滑模函數求導得：
60、
61、定義李雅普諾夫函數v1：
62、
63、對v1微分得：
64、
65、從公式(22)知，李雅普諾夫函數v1是半負定的，即位置系統是漸近穩定的，系統在有限時間內收斂到0；
66、本文檔來自技高網...
【技術保護點】
1.多源擾動下四旋翼無人機預定義時間軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，包括如下步驟:
2.根據權利要求1所述的多源擾動下四旋翼無人機預定義時間軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，在預定義時間非奇異終端滑模控制器公式中，當eφ→0時，Λφ→∞，引入飽和函數satσ(·)用于限制奇點函數Λ1的幅度，從而保證姿態跟蹤誤差在預定義時間內收斂到0。
【技術特征摘要】
1.多源擾動下四旋翼無人機預定義時間軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，包括如下步驟:
2.根據權利要求1所述的多源擾動下四旋翼無人機預定義時間軌跡跟蹤控制方法，其特...
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