[发明专利]一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法

权利要求书

1.一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，其特征在于：包括以下步骤：

S1：针对四旋翼无人飞行器的工作原理，建立四旋翼姿态角的数学模型，得到四旋翼无人飞行器的横滚通道、俯仰通道和偏航通道的动态耦合；

S2：将以上述横滚通道、俯仰通道和偏航通道的动态耦合视为四旋翼无人飞行器的内部扰动，同时基于四旋翼无人飞行器受到的外部扰动，对上述动态耦合进行解耦处理；

S3：根据分离定理和解耦后的四旋翼姿态角数学模型，设计改进的自抗扰控制器组合，所述改进的自抗扰控制器组合由3个改进的自抗扰控制器组成，包括横滚通道、俯仰通道和偏航通道的控制器，每个改进的自抗扰控制器由跟踪微分器、高阶滑模观测器和非线性误差反馈控制律三部分组成；

S4：通过输入四旋翼无人飞行器的实时姿态角，所述改进的自抗扰控制器组合输出下一刻四旋翼无人飞行器的姿态角控制输出，用来使四旋翼无人飞行器沿着既定的轨迹进行飞行。

2.如权利要求1所述的一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，其特征在于：步骤S1中，所述四旋翼姿态角的数学模型为

其中，姿态角[φ,θ,ψ]^T中φ、θ、ψ分别为滚动角、俯仰角和偏航角，J_p为四旋翼绕电机的转动惯量，k₁,k₂,k₃分别代表四旋翼绕各轴受到的阻力系数，Ω_r＝-w₁+w₂-w₃+w₄，w_i(i＝1,2,3,4)表示第i个旋翼的转速，I＝diag{I_x,I_y,I_z}为机体坐标系下的转动惯量阵，u₁,u₂,u₃分别表示四旋翼无人飞行器的横滚通道、俯仰通道和偏航通道的控制输出。

3.如权利要求1所述的一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，其特征在于：步骤S2中，解耦处理后，四旋翼姿态角的数学模型为：

其中，f_i(1＝1,2,3)是作用于四旋翼系统各通道的内部扰动和外部扰动的总和，且d_φ，d_θ，d_ψ分别表示作用于横滚通道、俯仰通道、偏航通道的外部扰动，[φ,θ,ψ]^T中φ、θ、ψ分别为滚动角、俯仰角和偏航角，J_p为四旋翼绕电机的转动惯量，Ω_r＝-w₁+w₂-w₃+w₄，w_i(i＝1,2,3,4)表示第i个旋翼的转速，I＝diag{I_x,I_y,I_z}为机体坐标系下的转动惯量阵，k₁,k₂,k₃分别代表四旋翼绕各轴受到的阻力系数。

4.如权利要求1所述的一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，其特征在于：所述跟踪微分器为：

其中，θ_d为俯仰角的设定值，θ_d1为过渡过程，θ_d2为提取俯仰角的微分信号，r表示该跟踪微分器对输入信号的跟踪速度，h为运算步长，fhan(x₁,x₂,r,h)为最速控制综合函数。

5.如权利要求1所述的一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，其特征在于：所述高阶滑模观测器为：

其中，z₁为观测器对俯仰角θ的观测值，z₂为俯仰角加速度的观测值，z₃为俯仰通道“总扰动”的观测值，b＝1/I_y，L为利普希茨常数，且L＞0，sign(·)为符号函数，β_i(i＝1,2,3)为观测器可调参数。

6.如权利要求1所述的一种基于改进自抗扰控制的四旋翼姿态控制方法，其特征在于：所述非线性误差反馈控制律为：

其中，e₁为俯仰角误差，e₂为俯仰角速度误差，z₁为观测器对俯仰角θ的观测值，z₂为俯仰角加速度的观测值，z₃为俯仰通道“总扰动”的观测值，α_i决定了非线性函数的形状，η_i决定了非线性函数的范围，γ决定了非线性函数的中心位置，β₀₁，β₀₂为控制器可调增益，新的非线性函数newfal(·)的表达式为：