[发明专利]一种基于非线性扰动观测器的四旋翼飞行器滑模控制方法

权利要求书

1.一种基于非线性扰动观测器的四旋翼飞行器滑模控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、建立四旋翼飞行器的动力学模型，具体如下：

其中，飞行器三个姿态的欧拉角度表示为[φ,θ,ψ]，分别代表滚转角、俯仰角和偏航角；飞行器质心在惯性坐标系中的位置坐标表示为[x,y,z]；a_i为常数并且i＝1,...,9，S_(*)表示sin(*)，C_(*)表示cos(*)，U₁为滚转角的控制输入，U₂为俯仰角的控制输入，U₃为偏航角的控制输入，U₄为位置系统的控制输入，g为重力系数；

步骤2、建立四旋翼飞行器扰动模型，根据步骤1可以建立如下模型，具体如下：

其中,i＝1,2,3，j＝4,5,6，f(x_2i)和f(x_2j)为非线性项，具体表达式如下：

步骤3、在考虑外部扰动的情况下，设计了一个非线性扰动观测器来估计外部扰动的实际值，对姿态子系统和位置子系统分别设计非线性扰动观测器，具体表达式如下：

其中，z_i,z_j分别是姿态子系统和位置子系统观测器的状态变量；L_i,L_j分别是姿态子系统和位置子系统观测器的增益；分别是姿态子系统和位置子系统外部扰动的估计值；

步骤4、根据步骤3得到姿态子系统外部扰动的估计信息，设计姿态子系统的基于非奇异快速终端滑模的控制器；具体包括：

S401、根据下式设计非奇异快速终端滑模面s_i，i＝1,2,3；

其中，e₁＝φ-φ_d,e₂＝θ-θ_d,e₂＝ψ-ψ_d为实际姿态角与期望姿态角之间的跟踪误差，φ,θ,ψ为实际姿态角，φ_d,θ_d,ψ_d为期望姿态角；λ_i,γ均为滑模参数，满足λ_i＞0,1＜γ＜2；

S402、根据下式设计趋近律

其中，k_i＞0，0＜α＜1；

S403、结合步骤S1中所设计的滑模面、步骤S2中所设计的趋近律以及姿态子系统的模型，根据下式设计姿态子系统的控制输入U₁,U₂,U₃：

步骤5、根据步骤3得到位置子系统外部扰动的估计信息，设计位置子系统的基于backstepping非奇异快速终端滑模的控制器；

S501、定义位置x,y,z的跟踪误差为，

ε₁＝x-x_d

ε₃＝y-y_d

ε₅＝z-z_d

其中，x,y,z分别表示实际位置，x_d,y_d,z_d分别表示期望位置；

S502、位置x,y,z三个控制器具有相同的步骤和形式，对于x通道控制器设计，位置x稳定函数的选取为，

其中，v₁,v₂为正数，p,q为正奇数且满足q＜p；

位置x跟踪误差的导数定义为，

S503、第一个Lyapunov函数定义为，

对上式求导可得，

结合位置子系统模型，可得，

S504、根据下式设计非奇异快速终端滑模面s₄，

s₄＝ε₁+ε₂

S505、第二个Lyapunov函数定义为，

S506、结合步骤S505选取的Lyapunov函数，设计虚拟控制量U_x为，

同理，位置y,z稳定函数的选取为

位置y,z跟踪误差的导数定义为，

根据下式设计非奇异快速终端滑模面s₅,s₆，

s₅＝ε₃+ε₄

s₆＝ε₅+ε₆

设计的虚拟控制律U_y,U_z为，

S507、给定偏航角的期望信号ψ_d，通过步骤S4所设计的姿态控制器，有ψ→ψ_d，因而利用虚拟控制量可以获得，

其中，φ_d和θ_d作为期望信号用于姿态角控制器的设计；U₄为位置子系统控制输入；ψ_d取