一種基于擴張狀態(tài)觀測器的無人機魯棒控制方法 技術(shù)領(lǐng)域 [0001] 本發(fā)明涉及無人機控制領(lǐng)域，尤其涉及一種基于擴張狀態(tài)觀測器的無人機魯棒控制方法。 背景技術(shù) [0002] 四旋翼無人機以其緊湊的體積、低廉的成本和卓越的機動性，在農(nóng)業(yè)監(jiān)測、災(zāi)害評估、交通監(jiān)控等場景中扮演著關(guān)鍵角色，廣泛應(yīng)用于數(shù)據(jù)采集、圖像分析和其他監(jiān)測任務(wù)。 為確保四旋翼無人機按照預(yù)定軌跡執(zhí)行飛行任務(wù)，高精度的軌跡跟蹤控制十分關(guān)鍵。然而，四旋翼無人機是一種非線性、強耦合和欠驅(qū)動的復(fù)雜系統(tǒng)，極易受到內(nèi)部參數(shù)攝動、外部氣流變化和建模不準確等多源未知擾動影響，增加了設(shè)計高效可靠無人機軌跡跟蹤控制策略的復(fù)雜性。 [0003] 目前主流方案是通過設(shè)計擴張狀態(tài)觀測器對多源未知擾動進行精確估計，并利用這些估計的擾動信息驅(qū)動控制器來衰減或抵消擾動的影響。雖然現(xiàn)有方案能夠一定程度上減輕來自無人機內(nèi)部不確定性和外部擾動的影響，但是這種方案難以平衡快速性與超調(diào)性之間的矛盾，對傳感器的要求較高，難以處理不存在閉式解的期望信號，導(dǎo)致無人機控制系統(tǒng)復(fù)雜、成本較高、且遭遇未知時變擾動時控制精度較差。 發(fā)明內(nèi)容 [0004] 發(fā)明目的：本發(fā)明旨在提供一種基于通過跟蹤微分器、自適應(yīng)理論和galn函數(shù)優(yōu)化的擴張狀態(tài)觀測器的采用非奇異終端滑模自抗擾控制策略的無人機魯棒控制方法。 [0005] 技術(shù)方案：本發(fā)明所述的基于擴張狀態(tài)觀測器的無人機魯棒控制方法，包括以下步驟： [0006] （1）建立基于多源擾動的四旋翼無人機動力學(xué)模型； [0007] （2）向四旋翼無人機動力學(xué)模型引入虛擬控制量，確定控制量分配策略； [0008] （3）采用最速控制綜合函數(shù)設(shè)計跟蹤微分器，跟蹤無人機的軌跡信號； [0009] （4）根據(jù)無人機位置姿態(tài)信息和由跟蹤微分器獲得的跟蹤信號，得到狀態(tài)誤差信息，確定狀態(tài)誤差系統(tǒng)，引入集總擾動重構(gòu)狀態(tài)誤差系統(tǒng)； [0010] （5）根據(jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)，結(jié)合自適應(yīng)理論和galn函數(shù)，設(shè)計擴張狀態(tài)觀測器，結(jié)合當前的各通道控制量，估算各通道的狀態(tài)誤差變化率估計和集總擾動估計； [0011] （6）構(gòu)建非奇異終端積分滑?？刂破?，根據(jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)、狀態(tài)誤差變化率和集總擾動，確定非奇異終端滑模自抗擾控制策略，得到無人機每個通道的控制量； [0012] （7）將步驟（5）得到的狀態(tài)誤差變化率估計作為當前無人機的狀態(tài)誤差變化率，[0013] 集總擾動估計作為當前無人機的集總擾動，實現(xiàn)無速度傳感器控制，無速度傳感控制器輸出的控制量反饋給步驟（5）中的擴張狀態(tài)觀測器； [0014] （8）根據(jù)步驟（2）的控制量分配策略，將步驟（7）得到的控制量轉(zhuǎn)化為四旋翼無人機的電機的推力指令，控制無人機運動的同時將無人機實時位置姿態(tài)信息反饋到步驟（4），完成控制閉環(huán)，實現(xiàn)對無人機的魯棒性控制。 [0015] 進一步的，步驟（2）中的控制量分配策略為 [0016] ； [0017] 。 [0018] 進一步的，步驟（3）中，采用最速控制綜合函數(shù)設(shè)計跟蹤微分器為[0019] 。 [0020] 進一步的，步驟（4）中，集總擾動為 [0021] ； [0022] 。 [0023] 進一步的，步驟（4）中，引入集總擾動后重構(gòu)狀態(tài)誤差系統(tǒng)為 [0024] 。 [0025] 進一步的，步驟（5）中，設(shè)計擴張狀態(tài)觀測器包括位置環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴張狀態(tài)觀測器和姿態(tài)環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴張狀態(tài)觀測器；所述位置環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴張狀態(tài)觀測器為[0026] ； [0027] 所述姿態(tài)環(huán)狀態(tài)誤差系統(tǒng)擴張狀態(tài)觀測器為 [0028] 。 [0029] 進一步的，步驟（6）具體如下：根據(jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)、狀態(tài)誤差變化率和集總擾動，確定非奇異終端積分滑模面函數(shù)；基于自適應(yīng)理論，滑模趨近律采用雙曲正切函數(shù)，得到自適應(yīng)滑模趨近律；根據(jù)非奇異終端積分滑模面函數(shù)的一階導(dǎo)數(shù)和自適應(yīng)滑模趨近律，得到無人機每個通道的控制量；所述非奇異終端積分滑模面函數(shù)為 [0030] ； [0031] 。 [0032] 進一步的，步驟（6）中，自適應(yīng)滑模趨近律為 [0033] ； [0034] ； [0035] ； [0036] 。 [0037] 進一步的，步驟（6）中，無人機每個通道的控制量為 [0038] 。 [0039] 進一步的，步驟（7）中，無速度傳感控制器具體如下： [0040] ； [0041] ； [0042] 。

1.一種基于擴張狀態(tài)觀測器的無人機魯棒控制方法，其特征在于，包括以下步驟： （1）建立基于多源擾動的四旋翼無人機動力學(xué)模型； （2）向四旋翼無人機動力學(xué)模型引入虛擬控制量，確定控制量分配策略； （3）采用最速控制綜合函數(shù)設(shè)計跟蹤微分器，跟蹤無人機的軌跡信號； （4）根據(jù)無人機位置姿態(tài)信息和由跟蹤微分器獲得的跟蹤信號，得到狀態(tài)誤差信息，確定狀態(tài)誤差系統(tǒng)，引入集總擾動重構(gòu)狀態(tài)誤差系統(tǒng)； （5）根據(jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)，結(jié)合自適應(yīng)理論和galn函數(shù)，設(shè)計擴張狀態(tài)觀測器，結(jié)合當前的各通道控制量，估算各通道的狀態(tài)誤差變化率估計和集總擾動估計； （6）構(gòu)建非奇異終端積分滑?？刂破鳎鶕?jù)重構(gòu)的狀態(tài)誤差系統(tǒng)、狀態(tài)誤差變化率和集總擾動，確定非奇異終端滑模自抗擾控制策略，得到無人機每個通道的控制量； （7）將步驟（5）得到的狀態(tài)誤差變化率估計作為當前無人機的狀態(tài)誤差變化率，集總擾動估計作為當前無人機的集總擾動，實現(xiàn)無速度傳感器控制，無速度傳感控制器輸出的控制量反饋給步驟（5）中的擴張狀態(tài)觀測器； （8）根據(jù)步驟（2）的控制量分配策略，將步驟（7）得到的控制量轉(zhuǎn)化為四旋翼無人機的電機的推力指令，控制無人機運動的同時將無人機實時位置姿態(tài)信息反饋到步驟（4），完成控制閉環(huán)，實現(xiàn)對無人機的魯棒性控制。 2.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于擴張狀態(tài)觀測器的無人機魯棒控制方法，其特征在于，步驟（2）中的控制量分配策略為 ； ； 其中， 表示無人機螺旋槳提供的總升力， 、 、 為位置環(huán)虛擬控制量， 、、 分別表示橫滾通道、俯仰通道和偏航通道的期望輸入， 、 、 分別表示無人機的橫滾角、俯仰角和偏航角。 3.根據(jù)權(quán)利要求2所述基于擴張狀態(tài)觀測器的無人機魯棒控制方法，其特征在于，步驟（3）中，采用最速控制綜合函數(shù)設(shè)計跟蹤微分器為 ； 其中， 為最速控制綜合函數(shù)， 為 通道的期望輸入， 為期望信號的跟蹤信號， 為期望信號的微分信號，為系統(tǒng)速度因子， 為濾波因子， 、 、 表示無人機的位置坐標， 。 4.根據(jù)權(quán)利要求3所述基于擴張狀態(tài)觀測器的無人機魯棒控制方法，其特征在于，步驟（4）中，集總擾動為 ； ；