[发明专利]一种旋翼飞行器的姿态控制方法

权利要求书

1.一种旋翼飞行器的姿态控制方法，用以控制飞行器的俯仰角、滚转角、偏航角，其特征在于建立旋翼飞行器姿态角的动力学模型，利用自适应方法实时估计所述动力学模型中的未知参数，补偿动力学模型的不确定性；并用鲁棒方法提高控制系统的鲁棒性，增强抗干扰能力；每个姿态角系统均为二阶系统，采用反步法推导，从第一阶依次推导，每一阶均利用自适应鲁棒方法求取结果，最后得到姿态角的控制律。

2.根据权利要求1所述的一种旋翼飞行器的姿态控制方法，其特征在于具体包括以下步骤：

S1、建立旋翼飞行器姿态角的动力学模型，考虑所述动力学模型中的不确定参数和外界未知扰动，将其转换为状态空间模型；

S2、模型建立完成后，设计鲁棒自适应控制器，设计俯仰角、滚转角、偏航角的控制律分别为：

式中，θ表示俯仰角，φ表示滚转角，ψ表示偏航角；b_ij(i＝θ、φ、ψ，j＝1、2、3)为四旋翼无人机俯仰、滚转、偏航方向模型的九个未知参数，为九个未知参数的估计值；S_i2(i＝θ、φ、ψ)为自适应鲁棒算法中的中间误差变量，x_i2d(i＝θ、φ、ψ)为模型状态变量的目标值；h_i(i＝θ、φ、ψ)表示扰动及参数估计误差的最大值，ε_i(i＝θ、φ、ψ)为鲁棒控制的设计参数；k_i(i＝θ、φ、ψ)为反馈增益，且为正值，u_i(i＝θ、φ、ψ)为三个角度控制的控制量，即飞行器机体坐标系中y、x、z轴的旋转力矩，κ＝0.2758；

利用自适应方法实时估计模型中的未知参数，姿态角度控制律中未知参数的自适应律分别为：

式中l_ij(i＝θ、φ、ψ，j＝1、2、3)为九个未知参数的自适应律参数；

S3、证明控制系统的稳定性，飞行器运动时不会震荡或发散。

3.根据权利要求2所述的旋翼飞行器的姿态控制方法，其特征在于步骤S1中，所述建立旋翼飞行器姿态角的动力学模型，建立模型之前，做如下假设：

(a)地面为平坦且静止不动的近似惯性参考系；

(b)重力加速度g为常数且方向竖直向下；

(c)大气相对于地球为静止的，且空气密度不随高度变化；

(d)奇数标号的旋翼逆时针转动，偶数标号的旋翼顺时针转动；

考虑所述动力学模型中的不确定参数和外界未知扰动，将其转换为状态空间模型，具体内容包括：

所述旋翼飞行器为四旋翼飞行器，每个旋翼的转动惯量相对于转动力矩来说非常小，因此忽略四个旋翼的陀螺力矩；定义作用于飞行器质心的净力矩T_B＝[u_θ u_φ u_ψ]^T，u_θ为飞行器机体坐标系中y轴的俯仰力矩；u_φ为飞行器机体坐标系中x轴的滚转力矩，u_ψ为飞行器机体坐标系中z轴的偏航力矩；假设俯仰和滚转角度非常小，那么欧拉角速度可以简化为q、p、r分别为机体坐标系中y、x、z轴的角速度；飞行器的三个姿态角的力矩方程如下：

式中L为单支旋翼臂长，F_i(i＝1,2,3,4)为旋翼桨叶产生的拉力，T_i(i＝1,2,3,4)为旋翼产生的转动力矩。f_θ、f_φ、f_ψ分别为机体坐标系中沿着x、y、z轴运动的阻力系数。J_y、J_x、J_z分别为机体三轴的转动惯量；

令u_ψ＝T₁-T₂+T₃-T₄，将动力学模型(3)转换整理为状态空间模型的状态方程且考虑未知扰动，状态方程如下：

式中状态变量d_θ、d_φ、d_ψ为外界的未知扰动。b_θ1＝J_z-J_x、b_θ2＝f_θ、b_θ3＝J_y、b_φ1＝J_y-J_z、b_φ2＝f_φ、b_φ3＝J_x、b_ψ1＝J_x-J_y、b_ψ2＝f_ψ、b_ψ3＝J_z；由于转动惯量和阻力系数均为不易获取的参数，因此以上九个变量均为未知参数，B＝[b_θ1 b_θ2...b_ψ2 b_ψ3]；未知参数的估计值为估计误差为