[发明专利]一种基于L1自适应控制器的尾座式无人机轨迹跟踪容错控制方法

权利要求书

1.一种基于自适应控制器的尾座式无人机轨迹跟踪容错控制方法，包括以下步骤：

步骤一：给定期望的俯仰轨迹trajx和trajz；

步骤二：建立尾座式无人机的非线性动力学和运动学模型；

步骤三：设计自适应控制器，包括位置自适应控制器和角度自适应控制器；

步骤四：将自适应控制器应用于尾座式无人机，进行轨迹跟踪仿真，并与H_∞控制器进行对比；

尾座式无人机的非线性模型为：

其中v_bx,v_by,v_bz是飞行器本体坐标系下的速度，ω_bx,ω_by,ω_bz是飞行器本体坐标系下的角速度，θ,ψ分别表示滚转、俯仰、偏航三个姿态角，c_i(i＝1～9)是与转动惯量有关的定常数，m为飞行器的质量，g是重力常数，F＝[F_x F_y F_z]^T＝F_a+F_m与τ＝[τ_x τ_y τ_z]^T＝τ_a+τ_m表示飞行器所受到的力和力矩，其中F_a,F_m,τ_a,τ_m分别表示气动力，电机产生力以及气动力矩，电机产生力矩，气动力和气动力矩的计算可以写成如下方程形式：

其中ρ_a表示参考大气密度，c表示机翼弦长，S表示飞机气动面积，υ_b＝[υ_bx,υ_by,υ_bz]^T是机体坐标系中的实时速度，C_i(i＝X,Y,Z,L,M,N)表示空气动力系数插值获得，且C_i受到攻角侧滑角和四个叶片偏转的影响，具体表示如下：

电机产生沿机体轴推力和力矩可以表示如下：

其中b和d是常系数，T是电机推力，τ_m＝[τ_mx τ_my τ_mz]^T，l_i(i＝1,2,3,4)表示各电机到飞行器质心的距离，w_i(i＝1,2,3,4)表示第i个电机转子的转速，考虑到不确定性和外部干扰，便于容错控制器设计，可以将电机产生的推力和力矩写成如下形式：

其中，u₀₁＝d((δ₁-n₁)w₁²+(δ₂-n₁)w₂²+(δ₃-n₁)w₃²+(δ₄-n₁)w₄²)，

u₀₂＝b((δ₁-n₂)w₁²-(δ₂-n₂)w₂²-(δ₃-n₂)w₃²+(δ₄-n₂)w₄²)，

u₀₃＝b((δ₁-n₃)l₁w₁²+(δ₂-n₃)l₁w₂²-(δ₃-n₃)l₂w₃²-(δ₄-n₃)l₂w₄²)，

u₀₄＝b((δ₁-n₄)l₃w₁²-(δ₂-n₄)l₄w₂²+(δ₃-n₄)l₃w₃²-(δ₄-n₄)l₄w₄²)，

n_i(i＝1,2,3,4)为损失系数；

总自适应控制器包含两个子控制器：位置自适应控制器和角度自适应控制器，位置和角度控制器所对应的控制输入分别为在本体系下的三轴力和力矩：

u₁＝F,u₂＝τ。