基于非线性扰动观测器的四旋翼无人机降落控制方法与流程

技术特征：
1.一种基于非线性扰动观测器的四旋翼无人机降落控制方法，其特征是，包括如下步骤：建立四旋翼无人机降落过程的非线性动力学模型，设计非线性终端滑模有限时间收敛观测器，进而设计非线性鲁棒控制器实现四旋翼无人机的降落控制。2.如权利要求1所述的基于非线性扰动观测器的四旋翼无人机降落控制方法，其特征是，具体步骤如下：步骤1)确定四旋翼无人机的坐标系定义；四旋翼无人机坐标系定义主要涉及两个坐标系，惯性坐标系{i}＝{o
i
，x
i
，y
i
，z
i
}和机体坐标系{b}＝{o
b
，x
b
，y
b
，z
b
}，其中o
i
(i＝i，b)表示坐标系原点，x
i
，y
i
，z
i
(i＝i，b)分别对应坐标系三个主轴方向的单位矢量，各坐标系的定义均遵循右手定则，同时定义四旋翼姿态角在坐标系{i}下表示为η(t)＝[φ(t)，θ(t)，ψ(t)]
t
，φ(t)，θ(t)，ψ(t)分别对应滚转角、俯仰角和偏航角，目标位置在坐标系{i}下表示为p(t)＝[x
d
(t)，y
d
(t)，z
d
(t)]
t
，x
d
(t)，y
d
(t)，z
d
(t)分别对应目标在惯性坐标系下x轴，y轴，z轴的位置；步骤2)确定四旋翼无人机的动力学模型；通过分析四旋翼无人机作用原理，用拉格朗日方程来描述其动力学模型为：式(1)中e3＝[0 0 1]
t
为z轴向量，v(t)∈r3×1为惯性坐标下的线速度，g∈r为重力加速度，m∈r为无人机的机体质量，f(t)∈r1×1为机体坐标系下四个电机在高度方向产生的总升力，d(t)∈r3×1为降落过程中地面效应造成的扰动力，ω(t)∈r3×1为机体坐标系下的角速度，[ω(t)]
×
∈r3×3为ω(t)张成的反对称矩阵，τ(t)∈r3×1为机体坐标系下的转矩，r为机体坐标系到惯性坐标系的旋转矩阵，如式(2)所示，其中s(
·
)、c(
·
)分别代表三角函数sin(
·
)与cos(
·
)，无人机的转动惯量矩阵为j＝diag([j
x j
y j
z
])：为了便于后续的控制设计，定义辅助控制输出信号u(t)∈r3×1和辅助变量d(t)∈r3×1如下所示：地面效应造成的扰动存在上确界sup(d)；步骤3)设计非线性终端滑模扰动观测器对地面效应进行估计；定义x1＝p，式(1)中的前两个等式改写为设计滑模面s1(t)∈r3×1为如下形式：s1＝z
‑
x2ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(5)其中z(t)∈r3×1为非线性扰动观测器辅助变量，定义扰动观测器估计值为
设计扰动观测器如下所示：式(6)中p0，q0∈o为正奇数，并且p0＜q0，参数k，ε，β∈r为正实数，β＞sup(d)，定义扰动估计误差为估计误差为引理1存在连续正方程v(t)满足下列条件：则v(t)能在有限时间t
s
内到达特征点其中α＞0，λ＞0，0＜γ＜1；根据引理1得到：形如(4)
‑
(7)式的非线性终端滑模扰动观测器，扰动估计误差可在有限时间内收敛到0，收敛时间t
so
如下所示：步骤4)设计快速终端滑模控制器；四旋翼无人机位置环动力学方程如(4)所示，设计快速终端滑模制器的滑模面s2(t)为：在式(11)中，e(t)为无人机位置控制误差，其定义为：e＝p
d
‑
p
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(12)p
d
(t)∈r3×1为无人机期望位置，α1，ξ1∈r为正实数，μ1，v1∈o为正奇数，且μ1＜v1，控制器u(t)设计如下所示：式(13)中α2，ξ2∈r为正实数，μ2，v2∈o为正奇数，并且有μ2＜v2；对于式(11)
‑
(13)中提出的控制器设计，在满足相应的参数要求条件，包括μ1＜v1和μ2＜v2时，误差e(t)会在有限时间内收敛到0，收敛时间t
sc
如下所示：

技术总结
本发明涉及四旋翼无人机降落控制技术，为提出一种基于非线性扰动观测器的鲁棒控制器，实现四旋翼无人机降落过程中较好地抑制地面效应对无人机的干扰。为此，本发明采用的技术方案是，基于非线性扰动观测器的四旋翼无人机降落控制方法，包括如下步骤：建立四旋翼无人机降落过程的非线性动力学模型，设计非线性终端滑模有限时间收敛观测器，进而设计非线性鲁棒控制器实现四旋翼无人机的降落控制。本发明主要应用于四旋翼无人机降落控制场合。主要应用于四旋翼无人机降落控制场合。主要应用于四旋翼无人机降落控制场合。


技术研发人员：鲜斌 李杰奇
受保护的技术使用者：天津大学
技术研发日：2021.07.13
技术公布日：2021/9/13