[发明专利]一种无人直升机自抗扰飞行速度和姿态控制方法

权利要求书

1.一种无人直升机自抗扰飞行速度和姿态控制方法，其特征在于，包括横向通道控制、纵向通道控制、高度通道控制、偏航通道控制，每个通道控制过程均包括以下步骤：

安排过渡阶段，将控制输入ν平滑化得到平滑的控制输入ν₁；

根据第一级ADRC的扩张状态观测器，得到观测状态量和扩张状态量；

根据平滑的控制输入ν₁、观测状态量和所述扩张状态量，得到第一级自抗扰控制器的输出；

扰动补偿阶段，分别得到各个通道的控制器输出；

所述横向通道控制的控制器输出为δ_lat＝u₀₃+u₀₄，u₀₃为横向通道姿态串级自抗扰控制的控制器输出，u₀₄为横向通道速度串级自抗扰控制的控制器输出；

所述横向通道姿态串级自抗扰控制包括以下步骤：

安排过渡阶段，ν₁＝ν₁-hr₀fal(ν₁-ν′,0.5,h)，其中ν′＝ν+trimy(u_b)，trimy为根据飞行经验得出的速度配平量映射关系，u_b为Y轴速度，h为控制周期，fal()为fal函数；

根据第一级ADRC的扩张状态观测器，得到观测状态量z₁₁＝z₁₁+h(z₁₂-c₁e+u₁)和扩张状态量z₁₂＝z₁₂+h(-d₁fe)，其中，e＝z₁₁-φ，fe＝fal(e,0.5,h)，φ为滚转角，u₁为第一级自抗扰控制器的输出，z11和z12的初始值为0；

根据平滑的控制输入υ₁、观测状态量和所述扩张状态量，得到第一级自抗扰控制器的输出u₁＝β₁fal(e₁,α₁,δ₁)-z₁₂，其中e₁＝ν₁-z₁₁；

横向通道姿态串级自抗扰控制的控制器输出为u₀₃＝tan^-1(b₀u)，其中u＝β₂fal(e₂,α₂,δ₂)-z₂₂，e₂＝u₁-z₂₁，z₂₂＝0.9z₂₂+h(-d₂fe)，fe＝fal(e,0.5,h)，e＝z₂₁-p，p为X轴角速度，z₂₁＝z₂₁+h(z₂₂-c₂e+u)，z₁₁和z₁₂的初始值为0；

所述c₁、d₁、d₂为扩张状态观测器的增益，需要根据实际系统调整；r₀、β₁、α₁、δ₁、β₂、α₂、δ₂、b₀为与无人直升机型号相关的控制器参数。