【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，屬于空中機器人控制。
技術介紹
1、隨著控制科學以及航空工程領域的不斷發展，四旋翼無人機在巡檢、救援、通信和運輸等領域的應用得到了越來越多的關注，與此同時，其軌跡跟蹤控制的強魯棒性成為了當前研究的重點。
2、盡管四旋翼無人機擁有空中懸停、操作簡單、自由轉向等優點，但其屬于高度耦合、欠驅動以及存在模型不確定性的非線性時變系統。因此，實現四旋翼的軌跡跟蹤控制需要高效、可靠的控制算法，其快速收斂、強魯棒性和高跟蹤精度是執行飛行任務的關鍵。
3、本專利技術的技術來源于云南省重大科技專項計劃(202302ad080002)；云南省計算機技術應用重點實驗室開放基金(cb22144s073a)；“興滇英才支持計劃”產業創新人才項目(云發改人事[2019]1096號)資助。
技術實現思路
1、本專利技術提供了基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，以用于解決四旋翼無人機飛行環境中各種氣動干擾以及參數變化等的擾動問題。本專利技術可以觀測出四旋翼在飛行過程中外部的各種氣動干擾，應對參數不確定性，進而克服擾動實現軌跡跟蹤的魯棒控制；與此同時，本專利技術通過平滑以及過渡期望姿態信號極大程度降低了滑模控制輸入的抖振程度。
2、本專利技術的技術方案是：基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，所述方法的具體步驟如下：
3、step1、建立受外部氣動干擾
4、step2、基于四旋翼無人機非線性動力學模型設計非線性干擾觀測器分別估計四旋翼在位置方向以及姿態角上的外部氣動干擾；
5、step3、利用非線性干擾觀測器實時估計的外部氣動干擾作為位置滑模控制器的干擾補償項，基于滑模控制理論求解得到位置方向的控制律；
6、step4、基于位置方向的控制律解耦求出期望橫滾角和俯仰角，利用改進的跟蹤微分器對期望姿態角進行平滑過渡和微分求解；其中，改進的跟蹤微分器采用經典二階微分器與跟蹤微分器的結合；
7、step5、利用非線性干擾觀測器實時估計的外部氣動干擾作為姿態滑模控制器的干擾補償項，基于滑模控制理論求解得到姿態角的控制律。
8、作為本專利技術的進一步方案，所述step1具體包括：
9、四旋翼在慣性坐標系下的位置方向為x,y,z，繞不同方向x,y,z軸旋轉的角度為φ,θ,ψ分別代表橫滾角、俯仰角、偏航角；四旋翼無人機的四個控制輸入ui(i＝1,2,3,4)決定了無人機的姿態和方向，其中u1通過控制無人機螺旋槳升力決定方向z的位置，u2通過控制橫滾角φ的大小進一步決定方向y的位置，u3通過控制俯仰角θ的大小進一步決定方向x的位置，u4通過控制無人機螺旋槳的扭矩決定偏航角ψ；
10、建立受外部氣動干擾的四旋翼無人機非線性動力學模型為：
11、
12、式(1)和(2)分別表示四旋翼的位置子系統和姿態子系統動力學模型，其中，分別代表p的一階微分和二階微分，分別代表a的一階微分和二階微分，在本專利技術的下述公式(1)-(19)中，相應字母頭上出現的和公式(1)和(2)中一樣的情況，均表示對應字母的一階微分和二階微分；式中sa和ca分別表示正弦函數sin(a)和余弦函數cos(a)；m是四旋翼無人機的質量；g＝9.81m/s2是重力加速度常量；ix,iy,iz表示四旋翼繞機體x,y,z各坐標軸旋轉時的轉動慣量；kx,ky,kz表示空氣阻力系數，kφ,kθ,kψ表示空氣阻力矩系數；dp＝[dx,dy,dz]t，da＝[dφ,dθ,dψ]t總共6個維度的干擾，分別表示四旋翼位置動力學模型和姿態動力學模型的集總干擾項；令px1＝[x,y,z]t，ax1＝[φ,θ,ψ]t
13、
14、將模型(1)和(2)簡化為：
15、
16、其中，表示一階微分，up＝[ux,uy,uz]t，ux,uy,uz分別代表x,y,z方向上的控制律。
17、作為本專利技術的進一步方案，所述step2包括如下：
18、根據式(3)和式(4)設計非線性干擾觀測器，并利用非線性干擾觀測器分別估計四旋翼在位置方向以及姿態角上的外部氣動干擾：
19、
20、式(5)和(6)分別表示四旋翼的位置子系統和姿態子系統的非線性干擾觀測器，這里的zp,lp和za,la分別代表位置干擾觀測器和姿態干擾觀測器的狀態、增益，分別表示位置干擾觀測器和姿態干擾觀測器狀態的一階微分，其中，zp,za∈r3,lp＝la＝diag(l,l,l),l＞0，分別表示對集總干擾項dp,da的估計，dp,da分別表示四旋翼在x,y,z位置方向以及φ,θ,ψ姿態角上的外部氣動干擾。
21、作為本專利技術的進一步方案，所述step3中，基于滑模控制理論求解得到位置方向的控制律具體包括：
22、在位置控制系統中，pd＝[xd,yd,zd]t代表px1＝[x,y,z]t的期望位置，定義x,y,z三個方向的跟蹤誤差及滑模面ep,sp,p∈(x,y,z)如下：
23、
24、其中cx,cy,cz＞0，為滑模面的參數，滑模趨近律中引入連續的高頻切換函數式(8)替代符號函數k·sign(s)，k,ε＞0為常數，s代表滑模面；
25、
26、針對被控對象式(1)利用設計的滑模面式(7)以及高頻切換函數替換后的趨近律求解得到x方向的控制律：
27、
28、這里的kx,λx,εx＞0是控制律參數，是式(5)位置干擾觀測器對x方向上集總干擾dx的估計補償；
29、類似地，分別求得y,z方向上的控制律uy,uz：
30、
31、這里的ky,λy,εy＞0,kz,λz,εz＞0是控制律參數，是式(5)位置干擾觀測器分別對y,z方向上集總干擾dy,dz的估計補償。
32、作為本專利技術的進一步方案，所述step4中，基于位置方向的控制律解耦求出期望橫滾角和俯仰角，利用改進的跟蹤微分器對期望姿態角進行平滑過渡和微分求解具體包括：
33、根據up＝[ux,uy,uz]t的表達式以及x,y,z方向的控制律，解耦得到期望橫滾角φd以及期望俯仰角θd，期望偏航角ψd是直接給出；
34、
35、進一步得到控制輸入u1表達式：
36、
37、接下來用于對期望姿態角φd,θd,ψd進行平滑過渡和微分求解的改進的跟蹤微分器設計為：
38、
39、這里的xj(·),j＝1,2,3,4是改進跟蹤微分器的狀態量，h為采樣周期，kt為當前離散時刻，a,b＞0為可調節參數，uf＝fhan(x1-v,x2,r0,h0)表示最優合成快速控制函數(15)，保證了x1→v的最快收斂沒有超調，其中v表示參考信號，r0,h0為常數，根本文檔來自技高網...
【技術保護點】
1.基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于：所述方法的具體步驟如下：
2.根據權利要求1所述的基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于：所述Step1具體包括：
3.根據權利要求2所述的基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于：所述Step2包括如下：
4.根據權利要求3所述的基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，所述Step3中，基于滑模控制理論求解得到位置方向的控制律具體包括：
5.根據權利要求4所述的基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，所述Step4中，基于位置方向的控制律解耦求出期望橫滾角和俯仰角，利用改進的跟蹤微分器對期望姿態角進行平滑過渡和微分求解具體包括：
6.根據權利要求2所述的基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，所述Step5中，基于滑模控制理論求解得到姿態角的控制律具體包括：
【技術特征摘要】
1.基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于：所述方法的具體步驟如下：
2.根據權利要求1所述的基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于：所述step1具體包括：
3.根據權利要求2所述的基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于：所述step2包括如下：
4.根據權利要求3所述的基于觀測器和跟蹤微分器的四旋翼無人機抗干擾軌跡跟蹤控制方法，其特征在于，所述...
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