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申请/专利权人：天津大学

摘要：本发明涉及无人机敏捷飞行的控制方法，为提出一种鲁棒的解耦几何控制器，实现对无人机模型非线性部分的精确线性化,能够抵抗未知外部干扰。为此，本发明采取的技术方案是，基于鲁棒解耦几何控制的四旋翼无人机飞行控制方法，步骤如下：1建立四旋翼无人机的动力学模型；2进行四旋翼无人机位置控制器设计；3进行四旋翼无人机姿态控制器设计，将无人机的姿态控制器分解为横滚俯仰控制器和偏航控制器，通过滚俯仰控制器控制四旋翼无人机第三固体轴的方向，横滚俯仰控制器将控制无人机的横滚和俯仰角的运动，而偏航控制器将控制其偏航角的运动。本发明主要应用于四旋翼无人机设计制造场合。

主权项：1.一种基于鲁棒解耦几何控制的四旋翼无人机飞行控制方法，其特征是，步骤如下：步骤1四旋翼无人机的动力学模型；根据右手规则原理，将{I}＝{xI,yI,zI}定义为惯性坐标系，{B}＝{xb,yb,zb}定义为机体坐标系，惯性坐标系的zI轴沿着重力方向指向下方，将e1＝[1,0,0]T,e2＝[0,1,0]T,e3＝[0,0,1]T定义为三维欧几里得空间SO3中的向量，则四旋翼无人机的运动学和动力学模型定义如下： pt＝[xt,yt,zt]T∈R3表示四旋翼无人机在惯性坐标系中的位置矢量，vt＝[vxt,vyt,vzt]T∈R3表示惯性坐标系中的速度矢量，Rt∈R3×3表示四旋翼无人机的姿态旋转矩阵，Tt∈R+表示四旋翼无人机旋翼产生的总推力，变量m和g分别表示无人机的质量和重力加速度，矩阵J＝diagJ1,J2,J3表示四旋翼无人机的惯性矩阵，描述其旋转惯性特性，dpt∈R3，dRt∈R3分别表示位置环姿态环的外部干扰，τ＝[τ1,τ2,τ3]T∈R3表示控制输入扭矩，定义辅助控制信号ut＝[uxt,uyt,uzt]T∈R3： 四旋翼无人机的位置环动态模型则重写为6和7： 函数Sw定义如下： 将4重写为： 总推力T和控制输入扭矩τ由每个旋翼产生的推力组成： fi∈R表示第i个旋翼产生的推力，d表示UAV的臂长，n表示四旋翼无人机的反扭矩常数；无人机的质量分布是对称的，J1＝J2＞0且J3＞0；未知扰动dp和dR是连续可微的，并满足以下条件： 则考虑以下非线性系统： 使用泰勒级数展开14，其中x0表示当前时间的状态变量，u0表示当前时间的系统输入： 时间段足够小则有： 定义隐式输入得到如下控制律，且控制增益矩阵Gx0,u0是可逆的： 根据四旋翼无人机微分平坦特性，四旋翼无人机的状态由向量[xt,yt,zt,ψt]T表示，四旋翼无人机在惯性坐标系中的位置由向量pt＝[xt,yt,zt]T表示，其偏航角由ψt表示；步骤2四旋翼无人机位置控制器设计；四旋翼无人机的位置跟踪误差ep和速度跟踪误差ev如下：ep＝pd-p18 定义误差向量r1t∈R3，滤波误差向量r2t∈R3，以及向量r3t∈R3如下：r1t＝ep＝pd-p20 其中α1＝diagα11,α12,α13∈R3×3和α2＝diagα21,α22,α23∈R3×3分别是对称正定的增益矩阵，对r3t关于时间t求导数，能够得到滤波误差r3t的动态方程： 辅助函数向量Nt∈R3的定义如下： 引入辅助函数向量Ndt如下： N＝N-Nd，RISE控制器基于滑模理论，对于四旋翼无人机，RISE控制器的辅助控制输入信号ut的表达式如下： 其中β＝diagβ1,β2,β3∈R3×3，sgn·是标准的符号函数；将26代入23，得到的闭环表达式： 定义辅助函数Lt和Pt如下： 辅助变量ζb的定义如下：ζb＝||β||||r20||-r20TNd029Lyapunov候选函数V1t的设计如下： 步骤3四旋翼无人机姿态控制器设计；无人机的控制合力是-TRe3∈R3，合力的方向为Re3，为了控制无人机的姿态，必须控制力的方向，即控制四旋翼无人机的电机转速，使得t→∞时，A→-TRe3，其中A为假设的虚拟控制输入，将无人机的姿态控制器分解为横滚俯仰控制器和偏航控制器，通过滚俯仰控制器控制四旋翼无人机第三固体轴的方向，即b3＝Re3∈S2，横滚俯仰控制器将控制无人机的横滚和俯仰角的运动，而偏航控制器将控制其偏航角的运动，四旋翼无人机的第三机体轴b3将由横滚俯仰控制器使用τ1,τ2进行控制，以便当t→∞时，定义w12∈R3为：w12＝w1b1+w2b231利用泰勒级数展开9和10，能够得到： Δτ1＝τ1-τ10,Δτ2＝τ2-τ20是τ的增量形式，D1w,Δt,D2w,Δt定义如下： 的表达式为： 误差变量eb和ew被定义为中的向量，积分项eI1和eI2被定义为中的标量： ew＝w12+Sb32w12d37 通过对37进行微分，并计算增量控制输入转矩，能够得到： 选择Lyapunov函数V2如下： 其中，n为反扭矩常数，τ3为力矩；b1dt表示四旋翼无人机第一机体轴的期望方向，第一机体轴期望方向在轴的法平面上的投影为：b1ct＝-Sb32b1dt＝I3×3-b3tb3tTb1dt42创建一个基于增量式非线性动态逆INDI的偏航角解耦几何控制律步骤如下：定义本发明中四旋翼无人机偏航子系统的误差变量：eΨ＝-b2·b1c43ewΨ＝w3-wc344对44求导得到： 选择Lyapunov函数V3：

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百度查询： 天津大学 基于鲁棒解耦几何控制的四旋翼无人机飞行控制方法