一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法与流程

1.本发明涉及无人机应用领域，具体的说是一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法。


背景技术：

2.四旋翼无人机是一个具有6个自由度、4个控制输入的欠驱动系统，具有非线性、多变量、强耦合和抗干扰能力弱的特性，而自适应控制在旋翼的飞行控制领域得到了广泛应用。当无人机在高空飞行时，由于不同位置的气流速度不同，而无人机受到的干扰程度也不同，无人机在飞行时难以快速调整状态，保持稳定。


技术实现要素：

3.针对现有技术中的问题，本发明提供了一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法。
4.本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法，包括：
5.(1)建立四旋翼无人机姿态和角速率模型；
6.(2)使用自适应方法设计控制器。
7.具体的，所述步骤(1)包括：
8.1)将四旋翼无人机四个电机的推力分别定义为f1，f2，f3，f4；
9.2)建立四旋翼的姿态角与机体系的角速度之间的关系；
10.3)计算四旋翼姿态角速率；
11.4)通过经典力学运动方程建立的四旋翼无人机姿态运动模型的基础上，设计mrac自适应控制器。
12.具体的，所述步骤(2)：直接mrac控制思路基于预期的参考模型，计算当前实际被控对象与参考模型之间的误差，再根据得到的误差，采用合理的自适应律更新控制器的参数，实现在外部不确定动态的情况下实现稳定控制。
13.具体的，所述控制方法的综合控制回路中旋翼姿态的角速度选取为内环的系统，内环系统采用直接mrac方法进行控制器设计；旋翼的姿态角度被选取为外环的系统，外环的控制参考经典串级pid控制框架的思路，采用比例控制；综合的旋翼姿态控制模型为：外环比例控制复合内环直接mrac控制，本方法中用模型参考自适应控制替代了传统的内环pid控制器，从而实现了对旋翼姿态的自适应抗扰动鲁棒控制；对方程进行线性化，将线性化后的模型作为四旋翼的实际模型，而线性化过程中忽略掉的非线性耦合部分与可能产生的未建模动态作为自适应律要解决的扰动去处理。
14.具体的，所述外环的控制本方法采取简单的比例控制，因为内环已经实现了对三通道的解耦控制以及对外界扰动的自适应估计，所以单纯的比例角度控制就可以得到很好的效果。
15.本发明的有益效果：本方法在四旋翼串级pid姿态控制器的基础上，设计了一种直
接mrac的姿态控制方法，基于对旋翼期望动态的参考模型，实时计算并修正控制器参数，实现在未建模动力学和持续外部干扰激励的情况下，能够快速和稳健的适应不确定性，实现旋翼姿态的鲁棒控制。
附图说明
16.下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
17.图1为本发明提供的直接模型参考自适应结构图；
18.图2为本发明提供的旋翼mrac控制结构框图；
19.图3为本发明四旋翼的非线性模型图；
20.图4为本发明提供的选取三通道时间常数的一阶线性系统模型图；
21.图5为本发明提供的误差e和外环的参考输入角速率的示意图；
22.图6为本发明提供的计算控制量u的示意图；
23.图7为本发明提供的旋翼无人机的输出能力限幅和响应滞后的示意图；
24.图8为本发明提供的外环角度比例控制示意图；
25.图9为本发明初始阶段的曲线示意图；
26.图10为本发明受到外力干扰后的曲线示意图。
具体实施方式
27.为了使本发明实现的技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体实施方式，进一步阐述本发明。
28.如图1-图2所示，本发明所述的一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法，包括：
29.(1)建立四旋翼无人机姿态和角速率模型；
30.(2)使用自适应方法设计控制器。
31.具体的，所述步骤(1)：
32.1)将四旋翼无人机四个电机的推力分别定义为f1，f2，f3，f4，作用在旋翼上的力矩可以表示如下：
[0033][0034]
2)建立四旋翼的姿态角与机体系的角速度之间的关系：
[0035][0036]
3)计算四旋翼姿态角速率：
[0037][0038]
[0039][0040]
4)通过以上经典力学运动方程建立的四旋翼无人机姿态运动模型的基础上，设计mrac自适应控制器。
[0041]
具体的，所述步骤(2)：直接mrac控制思路基于预期的参考模型，计算当前实际被控对象与参考模型之间的误差，再根据得到的误差，采用合理的自适应律更新控制器的参数，实现在外部不确定动态的情况下实现稳定控制。
[0042]
具体的，所述控制方法的综合控制回路中旋翼姿态的角速度选取为内环的系统，内环系统采用直接mrac方法进行控制器设计；旋翼的姿态角度被选取为外环的系统，外环的控制参考经典串级pid控制框架的思路，采用比例控制；综合的旋翼姿态控制模型为：外环比例控制复合内环直接mrac控制，本方法中用模型参考自适应控制替代了传统的内环pid控制器，从而实现了对旋翼姿态的自适应抗扰动鲁棒控制；对方程进行线性化，将线性化后的模型作为四旋翼的实际模型，而线性化过程中忽略掉的非线性耦合部分与可能产生的未建模动态作为自适应律要解决的扰动去处理。
[0043]
具体的，所述旋翼模型参考自适应结构。姿态外环使用比例控制即可，角速度环使用直接模型参考自适应控制，下面详细介绍角速度环模型参考自适应控制的设计：
[0044]
1)针对内环角速度模型展开设计，建立内环的非线性运动方程：
[0045][0046][0047][0048]
2)对1)中的方程进行线性化，将线性化后的模型作为四旋翼的实际模型，而线性化过程中忽略掉的非线性耦合部分与可能产生的未建模动态作为自适应律要解决的扰动去处理，建立线性化后的内环方程：
[0049][0050]
其中系统状态x的选取为：
[0051]
x＝[p q r]
t
[0052]
其中p，q，r分辨是四旋翼三轴的转动角速度。根据旋翼上惯性导航组件的输出可以知道，旋翼的三轴角速度可以实时的测量，所以四旋翼的内环系统可以使用状态反馈来实现系统的控制；
[0053]
3)建立考虑扰动的期望旋翼模型，表达式为：
[0054][0055]
其中ap是三轴角速度实现的状态量反馈，保证内环系统的响应速率能够达到参考模型的期望效果，等效于给本不稳定的开环角速率模型加上了阻尼，可以根据三通道的时间常数来确定。bp是对输入量矩阵的自适应，在输入控制产生故障，或者外界干扰的情况下，需要自适应律计算全新的输入矩阵，来实现稳定且鲁棒的控制。α
p
f(x
p
)是对角速度内环模型线性化过程中省略掉的三通道非线性耦合的处理，在三通道同时响应控制指令输入的情况下能够确保响应的快速性和稳定性。最后一项d，表示未考虑到的其他可能因素，譬如认为的外力干扰，环境风场干扰，飞行过程中的高度变化和气压变化等等；
[0056]
4)由上述可知，最终由自适应律传递给电机推力控制器的总输入型式为：
[0057]
u＝θ
x
x
p
+θrr+θ
α
f(x
p
)+θd·i[0058]
其中控制器的参数矩阵(θ
x
，θr，θ
α
，θd)分别是根据上述各项干扰，由自适应律根据误差e计算得出的自适应参数；
[0059]
5)完成控制器的结构建模之后，接下来根据直接mrac的控制器设计方法设计合理的自适应律型式：
[0060][0061]
6)设计对内环角速度期望动态的参考模型，选取三通道的期望响应时间常数(t
p
，tq，tr)，就可以设计角速度内环的控制模型。选取系统的lyapunoy方程：
[0062][0063]
在确保lyapunov渐近稳定的情况下，选取自适应律的型式为：
[0064][0065][0066][0067][0068]
其中误差e根据实际系统状态与参考模型输出之间的误差计算得到：
[0069]
e＝x-xm[0070]
为保证系统能够稳定的收敛，自适应律中的矩阵p需要满足lyapunov方程：
[0071][0072]
最终系统的输入u的型式根据自适应变化的输入矩阵参数(θ
x
，θr，θ
α
，θd)计算得到：
[0073]
u＝θ
x
x
p
+θrr+θ
α
f(x
p
)+θd·i[0074]
以上设计便实现了内环角速度的自适应稳定控制。对于外环的控制本方法采取简单的比例控制，因为内环已经实现了对三通道的解耦控制以及对外界扰动的自适应估计，所以单纯的比例角度控制就可以得到很好的效果。
[0075]
外环的控制率选取如下：
[0076][0077]
使用时，在simulink中建立数值仿真验证算法的可行性，四旋翼的非线性模型按照分析型式搭建，参考模型选取三通道时间常数的一阶线性系统模型，自适应参数根据误差e和外环的参考输入角速率决定，根据自适应控制率得到的参数，计算控制量u，同时考虑实际旋翼无人机的输出能力限幅和响应滞后，外环角度采用比例控制，让旋翼跟踪
±
10
°
的正弦姿态角变化，得到的响应曲线如图3-图9，可见在控制的初始阶段产生了轻微的震荡，随后迅速收敛到期望的姿态变化轨迹，证明了本方法控制率的可靠性。在考虑施加一定的外界干扰的情况下，自适应律仍能够把证旋翼较好的跟踪控制指令。
[0078]
图10中黑色的曲线表示周期施加的外力，可见在收到外力扰动后，系统短暂失稳，随后快速收敛到期望个正弦角度变化指令，验证了本方法在有外界扰动的情况下的有效性。
[0079]
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施方式和说明书中的描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入本发明要求保护的范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

技术特征：
1.一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法，其特征在于，包括：（1）建立四旋翼无人机姿态和角速率模型；（2）使用自适应方法设计控制器。2.根据权利要求1所述的一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法，其特征在于，所述步骤（1）包括：1）将四旋翼无人机四个电机的推力分别定义为f1，f2，f3，f4；2）建立四旋翼的姿态角与机体系的角速度之间的关系；3）计算四旋翼姿态角速率；4）通过经典力学运动方程建立的四旋翼无人机姿态运动模型的基础上，设计mrac自适应控制器。3.根据权利要求1所述的一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法，其特征在于，所述步骤（2）：直接mrac控制思路基于预期的参考模型，计算当前实际被控对象与参考模型之间的误差，再根据得到的误差，采用合理的自适应律更新控制器的参数，实现在外部不确定动态的情况下实现稳定控制。4.根据权利要求1所述的一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法，其特征在于：所述控制方法的综合控制回路中旋翼姿态的角速度选取为内环的系统，内环系统采用直接mrac方法进行控制器设计；旋翼的姿态角度被选取为外环的系统，外环的控制参考经典串级pid控制框架的思路，采用比例控制；综合的旋翼姿态控制模型为：外环比例控制复合内环直接mrac控制，本方法中用模型参考自适应控制替代了传统的内环pid控制器，从而实现了对旋翼姿态的自适应抗扰动鲁棒控制；对方程进行线性化，将线性化后的模型作为四旋翼的实际模型，而线性化过程中忽略掉的非线性耦合部分与可能产生的未建模动态作为自适应律要解决的扰动去处理。5.根据权利要求4所述的一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法，其特征在于：所述外环的控制本方法采取简单的比例控制，因为内环已经实现了对三通道的解耦控制以及对外界扰动的自适应估计，所以单纯的比例角度控制就可以得到很好的效果。

技术总结
本发明涉及无人机应用领域，具体的说是一种四旋翼无人机自适应姿态控制方法，包括：（1）建立四旋翼无人机姿态和角速率模型；（2）使用自适应方法设计控制器。本方法在四旋翼串级PID姿态控制器的基础上，设计了一种直接MRAC的姿态控制方法，基于对旋翼期望动态的参考模型，实时计算并修正控制器参数，实现在未建模动力学和持续外部干扰激励的情况下，能够快速和稳健的适应不确定性，实现旋翼姿态的鲁棒控制。制。制。


技术研发人员：周传飞 闫欣昶 吕艳超
受保护的技术使用者：国核信息科技有限公司
技术研发日：2023.05.26
技术公布日：2023/9/12