[发明专利]一种无人直升机的有限时间高度和姿态跟踪控制方法

摘要

本发明公开了一种无人直升机的有限时间高度和姿态跟踪控制方法：首先，考虑主旋翼和副翼的挥舞模型，建立高度和姿态综合模型；然后，构建有限时间干扰观测器估计未知的时变干扰，获取干扰估计值；接着，基于观测到的干扰估计值，结合加幂积分方法，设计高度和姿态复合抗干扰跟踪控制器；最后，按设计规则选取适当的控制器增益和观测器增益，实现高度、姿态的有限时间跟踪。本发明提升了无人直升机高度和姿态闭环跟踪系统的准确性、快速性、抗干扰性。

主权项

1.一种无人直升机的有限时间高度和姿态跟踪控制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤一：考虑挥舞模型和时变干扰，建立高度和姿态综合模型；所述高度和姿态综合模型为：其中：Θ＝[η^T z]^T，U_z＝‑C_θC_φT_m，m为无人直升机的质量，g、η＝[φ θ ψ]^T∈R³、z及V_z分别表示无人直升机在惯性坐标系下的重力加速度、姿态、高度及高度对应的线速度，ω_b＝[p q r]^T∈R³表示无人直升机在机体坐标系下的姿态角速度，p、q、r分别为滚转角速度、俯仰角速度、偏航角速度；为姿态向量变换矩阵，φ、θ和ψ分别无人直升机的滚转角、俯仰角和偏航角，S_φ、C_φ、C_θ、S_θ和T_θ分别表示sinφ、cosφ、cosθ、sinθ和tanθ，J＝diag{I_xx I_yy I_zz}为惯性矩阵，I_xx,I_yy,I_zz分别为无人直升机绕x,y,z轴的转动惯量；a和b分别为主旋翼的纵向和横向挥舞角，分别由纵向输入信号δ_lon和横向输入信号δ_lat控制；A_lon和B_lat分别为控制输入信号到主旋翼纵向挥舞角和横向挥舞角的有效增益，A_c和B_d分别为主旋翼和副翼的耦合系数，c和d分别为副翼的纵向和横向挥舞角，C_lon和D_lat分别为控制输入信号到副翼纵向和横向挥舞角的有效增益；τ_f和τ_s均为时间常数；τ_b为主旋翼和尾翼生成的力矩，T_m和T_t分别为主旋翼产生的合力和尾翼产生的合力；C_ma,C_mb均为与主转子刚度有关的物理参数；z_m和z_t分别为主旋翼和尾翼旋转轴到直升机重心的z轴轴向距离，x_t为尾翼旋转轴到直升机重心的x轴轴向距离；Q_m＝C_MQT_m^3/2+D_MQ为主旋翼旋转产生的总力矩，C_MQ和D_MQ是与主旋翼的反扭矩的产生相关的正常数；D＝[(Jd_ω)^T md_vz]^T,d_ω＝[d_p d_q d_r]^T代表作用于无人直升机系统姿态通道的时变干扰，d_p、d_q、d_r分别为作用于滚转角、俯仰角、偏航角速度通道的干扰，d_vz代表作用于无人直升机系统竖直方向速度通道的时变干扰；步骤二：构建有限时间干扰观测器估计未知的时变干扰，获取干扰估计值；令p＝χ₁,q＝χ₂,r＝χ₃,V_z＝χ₄,d_p＝d₁,d_q＝d₂,d_r＝d₃,d_vz＝d₄，对n阶可微的干扰d_i有一个已知的Lipschitz常数L_i＞0,所述有限时间干扰观测器为：其中，当i＝1,2,3,4时，λ_i,j为正的观测器增益，j＝0,1,2，分别是χ_i、d_i、的估计值，sgn(·)为符号函数，y₁＝[T_mbz_m‑T_tz_t+C_mbb‑qr(I_zz‑I_yy)]/I_xx+d₁，y₂＝[T_maz_m+C_maa‑pr(I_xx‑I_zz)]/I_yy+d₂，y₃＝[T_tx_t‑Q_m‑pq(I_yy‑I_xx)]/I_zz+d₃,y₄＝(mg‑C_θC_φT_m)/m+d₄；步骤三：基于步骤二所得的干扰估计值，设计高度和姿态复合抗干扰有限时间跟踪控制器，进行干扰补偿和高度、姿态的跟踪；所述高度和姿态复合抗干扰有限时间跟踪控制器为：其中，α＝α₁/α₂∈(1,2)，α₁、α₂均为正奇数，Θ_ref＝[φ_ref θ_ref ψ_ref z_ref]^T，φ_ref、θ_ref和ψ_ref分别为期望的滚转角、俯仰角和偏航角，z_ref为期望的高度；e₁＝Θ‑Θ_ref＝[e_φ e_θ e_ψ e_z]^T，e_φ为滚转角跟踪误差，e_θ为俯仰角跟踪误差，e_ψ为偏航角跟踪误差，e_z为高度跟踪误差；e_a＝a‑a_ref和e_b＝b‑b_ref分别为纵向挥舞角和横向挥舞角误差，a_ref和b_ref分别为期望的主旋翼的纵向和横向挥舞角，k_1,1,k_1,2,k_1,3,k_1,4,k_2,1,k_2,2,k_2,3,k_2,4,k₃,k₄为控制器增益；步骤四：选取观测器增益和控制器增益，通过高度和姿态复合抗干扰有限时间跟踪控制器实现无人直升机高度和姿态闭环跟踪系统的有限时间稳定。