四旋翼无人机鲁棒自适应姿态控制

 四旋翼无人机的姿态控制是自主飞行控制的核心,针对四旋翼姿态易受外界环境干扰和内部参数摄动等不确定性影响的问题,设计了一种鲁棒自适应反步控制器,以提高四旋翼的鲁棒性。建立了四旋翼完整的姿态运动模型,并将其转化为含有广义不确定性的多输入多输出非线性系统。根据该系统满足严格反馈的结构特点,设计了反步控制器; 针对系统中存在的外部干扰和内部参数摄动等不确定性,引入了一类鲁棒自适应函数来抵消该不确定性对系统的影响; 采用非线性跟踪微分器估计虚拟控制量的微分信号,减小了反步控制器设计中普遍存在的“计算膨胀”问题; 通过构造Lyapunov 函数证明闭环系统是稳定且指数收敛的。仿真结果表明,所设计控制器具有良好的控制效果和鲁棒性。     

具有输入约束和扰动补偿的四旋翼无人机姿态稳定模型预测控制

为了解决四旋翼无人机飞行过程中的姿态控制问题,考虑受到执行器输入约束和外界未知扰动影响,设计了一种具有输入约束和扰动补偿的四旋翼无人机姿态稳定模型预测控制方法;设计简化的四旋翼无人机姿态动力学模型,降低控制器设计的复杂程度,设计带有输入约束的控制器,模拟饱和输入现象,实现饱和输入下的四旋翼姿态稳定控制;设计风扰观测器,实现对外部未知扰动的估计,有效跟踪外部持续扰动,并由此设计扰动补偿律;围绕代价函数设计带有扰动补偿律的最优控制律,作用于四旋翼姿态系统,实现四旋翼无人机姿态的稳定控制;最后进行数值仿真,设置风扰观测器参数λi为0.25,预测时域Np为10,控制时域Nc为9,仿真测试本文方法与不带观测器的非线性预测控制方法（NMPC）,验证本文控制方法的有效性和优越性。     

具有输入输出约束的无人直升机预设性能安全跟踪控制

针对无人直升机姿态与高度系统存在未知外部干扰、输入饱和、姿态与高度约束等问题, 本文提出一种具 有输入输出约束的预设性能安全跟踪控制方法. 首先, 针对无人直升机的姿态与高度约束, 通过设计一类边界保护 算法, 构建了新的安全期望跟踪信号. 为了保证系统对于安全期望跟踪信号的跟踪性能, 将预设性能函数与边界保 护算法进行结合, 并对跟踪误差进行转换. 针对系统的输入饱和现象, 使用Sigmoid函数进行逼近; 同时, 针对饱和函 数的逼近误差与未知外部干扰构成的复合干扰, 采用参数自适应方法对其上界进行逼近. 然后, 结合反步控制方法 设计了安全跟踪控制器, 并通过Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统所有信号的收敛性, 保证了无人直升机的安全 跟踪性能. 最终, 通过数值仿真验证了所提控制方法的有效性.     

输出误差约束下四旋翼无人机预定性能反步控制

针对外界干扰和输出误差约束条件下的四旋翼无人机的跟踪控制问题,提出预定性能反步跟踪控制策略.首先,将四旋翼无人机动力学模型转换为带有外界干扰的严反馈形式;然后,利用反步法设计控制器,通过引入障碍Lyapunov函数保证跟踪误差的预定性能,设计干扰观测器对外界干扰进行估计,并通过滤波器估计姿态子系统中部分虚拟控制输入的导数;通过稳定性分析说明所设计的控制器可以保证跟踪误差的有界稳定性,且跟踪误差一直处于预设边界内;最后,通过仿真验证所设计控制策略的有效性.     

四旋翼无人机的自适应反步跟踪控制北大核心CSCD

针对四旋翼无人机存在外界干扰情况下的姿态和位置的跟踪控制问题,提出了自适应反步控制策略。首先,通过对四旋翼无人机模型的分析,将其转化为带有外界干扰的严反馈形式;其次,采用自适应技术,实现对未知外界干扰上界的估计,并结合反步控制,分别设计姿态和位置的跟踪控制器;再次,基于Lyapunov稳定性理论证明了闭环系统的渐近稳定性;最后,通过数值仿真验证了所设计控制策略的有效性。仿真结果表明所设计的控制器具有较好的鲁棒性和跟踪性能。     

四旋翼无人机L1 自适应块控反步姿态控制器设计

针对四旋翼无人机的姿态控制问题,提出一种L1自适应块控反步控制方法.将四旋翼姿态运动模型转化为一类多输入多输出不确定非线性系统的形式;根据该系统严格反馈的结构特点,对外回路设计了块控反步控制器;针对内回路存在的外部干扰和内部参数摄动等不确定性,引入L1自适应控制思想补偿其影响.稳定性分析表明闭环系统内所有信号一致有界.仿真和姿态稳定实验验证了所提控制策略的有效性和鲁棒性.     

四旋翼无人机姿态系统的非线性容错控制设计

本文研究了四旋翼无人机执行器发生部分失效时的姿态控制问题.通过分析其动力学特性,将执行器故障以乘性因子加入系统模型,得到执行器故障情况下四旋翼无人机的姿态动力学模型.在同时存在未知外部扰动和执行器故障的情况下,设计了一种基于自适应滑模控制的容错控制器.利用基于Lyapunov的分析方法证明了所设计控制器的渐近稳定性.在四旋翼无人机实验平台上进行了实验,验证了该算法对存在未知外部扰动和执行器部分失效时四旋翼无人机的姿态控制具有较好的鲁棒性.     

输入受限四旋翼飞行器的模糊自适应动态面轨迹跟踪控制

针对输入受限条件下四旋翼飞行器的轨迹跟踪控制问题,考虑系统存在模型动态不确定和未知外界干扰的情况,提出一种模糊自适应动态面轨迹跟踪控制方法.该方法设计干扰观测器估计位置模型中复合扰动项,利用模糊系统逼近姿态模型中不确定项和外界干扰,并引入双曲正切函数和辅助系统处理输入受限问题,结合反演法和动态面技术设计轨迹跟踪控制器,以降低控制算法的复杂性,最后选取李雅普诺夫函数证明闭环系统所有信号一致最终有界.应用大疆M100飞行器模型进行仿真验证,结果表明所设计的控制器能够有效处理模型动态不确定和未知外界干扰问题,避免飞行器工作过程中因输入饱和导致执行器失效现象,精确地完成轨迹跟踪控制任务.     

基于反步滑模算法的无人机姿态鲁棒控制系统设计

针对传统无人机姿态鲁棒控制系统易受到外部干扰影响,无法精准控制姿态角、左侧舵面角和右侧舵面角,导致系统不稳定的问题,设计了基于反步滑模算法的无人机姿态鲁棒控制系统;使用TMS320F28335芯片的串级PID控制器,控制无人机中央处理机;选择MS-S3型伺服驱动器保证电机高速运动时的高转矩运行;使用STM32f407VGT6型号姿态控制器,控制旋翼姿态;在软件流程设计过程中,构建无人机动力学模型,引入反步滑模算法构建考虑姿态角动态方程,选择Lyapunov函数计算误差变量,设计滑模控制律,借助Visual C++6.0实现软件程序编写,完成无人机姿态鲁棒控制系统设计;由实验结果可知,在时间为5 s时,该系统姿态角达到6°、左侧舵面达到0.40°、右侧舵面角达到0.20°,与实际控制结果一致,具有精准控制效果。     

具有执行器故障的四旋翼无人机有限时间容错控制

本文主要研究了四旋翼无人机在外部干扰、执行器存在部分失效和偏置故障并发情况下有限时间轨迹跟踪的控制问题. 通过分析四旋翼无人机动力学特性, 构建了带有外部干扰、执行器机构故障的动力学模型. 基于鲁棒全局快速终端滑模控制算法, 设计了一种有限时间容错控制器, 提高了系统对故障的响应速度. 其次, 针对常值/时变故障和干扰,在控制器设计中采用改进的连续函数进行补偿, 减少了由切换函数引起的系统抖振, 并基于Lyapunov函数对控制器的稳定性进行了分析. 最后, 通过仿真实验验证了所设计控制器的有效性和可靠性, 同时存在执行器故障和外部干扰的情况下, 无人机能够实现较好的轨迹跟踪性能.     

平面四旋翼无人飞行器运送系统的轨迹规划与跟踪控制器设计

对于四旋翼无人飞行器运送系统而言,需要保证飞行过程中负载的摆幅维持在适当的范围内,并且在飞行器到达目的地后负载无残余摆动.本文针对四旋翼无人飞行器运送系统,提出了一种新颖的轨迹规划与跟踪控制方法.论文首先得到了平面四旋翼无人飞行器的运动特性与负载摆角之间的非线性耦合关系.通过相平面内的几何分析,分别设计了两个轴方向上的分段式加速度轨迹.这种轨迹具有简洁的解析表达式并可获得较高的运送效率,同时满足飞行器的速度,加速度等物理约束.为了使四旋翼无人飞行器准确跟踪规划好的轨迹,本文基于反步法设计了一种非线性跟踪控制器,并通过李雅普诺夫方法对其闭环稳定性进行分析,证明其能使跟踪误差指数收敛于零.论文最后通过仿真结果验证了本文所提出方法的可行性与有效性,及其对外界干扰的鲁棒性.     

考虑输入饱和的近空间飞行器姿态容错控制

针对近空间飞行器姿态控制中出现的执行器故障,输入饱和与外部干扰等问题,设计了一种基于二阶滑模干扰观测器和辅助系统的鲁棒容错跟踪控制方法.首先,将系统不确定,外部扰动和执行器故障作为复合干扰,设计super-twisting二阶滑模干扰观测器对其进行估计.然后为解决输入饱和问题构造了辅助分析系统,并借助backstepping方法,设计姿态容错跟踪控制器.利用Lyapunov方法,严格证明了所有闭环系统信号的收敛性.最后将所设计的控制方法应用于近空间飞行器姿态控制中,仿真结果验证了该控制方法的有效性.     

Adaptive fuzzy fault-tolerant attitude control of spacecraft

This paper investigates the attitude control of spacecraft in the presence of unknown mass moment of inertia matrix, external disturbances, actuator failures, and control input constraints. A robust adaptive controller is proposed with the utilization of fuzzy logic and backstepping techniques. The unit quaternion is employed to describe the attitude of spacecraft for global representation without singularities. The system uncertainty is estimated by introducing a fuzzy logic system. The adaptive mechanism has only two parameters to be adapted on-line because the adaptive law of the proposed controller is derived from the norm of the weight matrix. The stability of the closed-loop system is guaranteed by Lyapunov direct approach. Results of numerical simulations state that the proposed controller is successful in achieving high attitude performance in the presence of parametric uncertainties, external disturbances, actuator failures, and control input constraints.     

UAV quadrotor attitude control: An ADRC-EMC combined approach

This study presents an original approach to the design of a complete digital attitude control unit for a UAV quadrotor. The approach is developed within the framework of Active Disturbance Rejection Control (ADRC) and Embedded Model Control (EMC), two well-established control design methodologies, both based on the estimation of the disturbances/uncertainties affecting the plant to control, and on their online cancellation. The attitude control design carried out in this paper demonstrates the possibility of adopting a simple input–output model to control the UAV attitude, while relying on the disturbance rejector to bridge the gap between model and plant reality. The designed attitude control unit encompasses an attitude state predictor, a control law, and a model-based reference generator. A multi-step test strategy is proposed to assess the performance of this disturbance-rejection-based attitude controller. Consequently, the presented experimental results are obtained both using a high-fidelity numerical simulator and in several experimental tests, carried out either on a laboratory single-axial test-bench or in-flight. Finally, the control unit performance is benchmarked, in simulation, against a state-of-the-art high-performance UAV attitude controller.     

小型无人直升机姿态非线性鲁棒控制设计

本文针对小型无人直升机的姿态控制问题,通过系统参数辨识,获得了较为准确的无人直升机姿态动力学模型.并根据无人直升机的动态特性,设计了基于神经网络前馈与滑模控制的非线性鲁棒姿态控制律,该控制律对直升机模型的先验知识要求较低.利用基于Lyapunov的分析方法证明,设计的控制律能够实现对无人直升机姿态角的半全局指数收敛镇定控制,并能确保闭环系统的稳定性.基于姿态飞行控制实验平台的实时飞行控制实验结果表明,提出的控制设计取得了很好的姿态控制效果,并对系统不确定性和外界风扰动具有较好的鲁棒性.