[发明专利]多旋翼飞行器单参数自抗扰姿态控制器设计方法

权利要求书

1.一种多旋翼飞行器单参数自抗扰姿态控制器设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1：建立多旋翼飞行器动力学模型；

S2：对现有的自抗扰控制器中的扩张状态观测器进行降低阶数的改进，得到初步改进观测器；

S3：对所述初步改进观测器进行延时补偿及扰动跟踪速度的改进，得到二次改进观测器，并且通过所述二次改进观测器得到准确观测值；

S4：根据所述准确观测值设计改进后的自抗扰控制器的输入值，实现对目标值的跟踪，得到多旋翼飞行器单参数自抗扰姿态控制器；

在步骤S1中，所述多旋翼飞行器为质量分布均匀、轴对称、各轴动力参数相同的四旋翼飞行器，针对所述四旋翼飞行器建立四旋翼飞行器动力学模型；

步骤S1具体包括以下步骤：

S11：所述四旋翼飞行器动力学模型的角加速度分别为：

式中：p、q、r分别为绕所述四旋翼飞行器动力学模型的机体坐标系x、y、z旋转角速度；I_x、I_y、I_z为所述四旋翼飞行器动力学模型的机身在三个方向的转动惯量；J为电机转动惯量；τ_θ、τ_ψ为外力扰动；M_x、M_y、M_z为电机的输出力矩，Ω＝ω₂+ω₄-ω₁-ω₃；ω₁、ω₂、ω₃、ω₄为各电机转动角速度；k_b、k_d为动力系统相关的系数，l为力臂长度；

S12：将所述四旋翼飞行器的控制器输出u_i至电调电机产生的升力F_i等效为一阶延时系统，得

式中：i为电机序号，ω_i为第i个电机转动角速度，b_i和T_i分别为动力系统相关的增益与惯性时间；

S13：令T_i均为T₀、b_i均为b₀，得到所述四旋翼飞行器动力学模型为：

式中：

步骤S2具体包括以下步骤：

S21：取x轴为例，选取M_x为已知主动力矩建立所述四旋翼飞行器动力学模型，选取观测量为角速度，则所述四旋翼飞行器动力学模型的机体坐标系x轴角速度近似为二阶系统：

用状态方程可表示为：

x₂＝x_in+x₃

式中x_in为已知主动力U_p状态向量，x₁为角速度p，x₂为角加速度x₃为除M_x外的扰动力矩之和；

S22：采用现有的扩张状态观测器观测所述二阶系统：

式中h为观测器步长，β为观测器增益，x₁(k)为k时刻角速度观测量，分别为k时刻角速度、角加速度、扰动状态量；

S23：针对所述状态方程对现有的扩张状态观测器进行改进，降低扩张状态观测器的阶数，得到所述初步改进观测器：

式中：b和T分别为观测模型增益及惯性时间，应当与所述四旋翼飞行器动力学模型中的k_x及T₀相近；为k时刻估计的主动力U_p状态向量；

步骤S3具体包括以下步骤：

S31：对所述初步改进观测器进行延时补偿及扰动跟踪速度的改进，得到二次改进观测器：

c₃(k)＝β₃·e(k-d)

x₁(k-nh)＝x₁(k-nh)+c₁(k)+nhc₃(k)

式中为k-d时刻观测误差，c₁(k)、c₃(k)为当前时刻的角速度、扰动修正量；

S32：使用所述二次改进观测器观测所述二阶系统获取准确观测值；

在步骤S31中，所述二次改进观测器最后两项为历史状态修正，取n＝0,1,…,d修正k-d时刻至k时刻历史状态。