基于小型無(wú)人機(jī)導(dǎo)航的滑模控制方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及小型無(wú)人機(jī)導(dǎo)航的滑?？刂?，具體涉及一種基于小型無(wú)人機(jī)導(dǎo)航的滑 ?？刂品椒ā?br>【背景技術(shù)】
[0002] 小型無(wú)人機(jī)以其獨(dú)特的外形、結(jié)構(gòu)及廣闊的應(yīng)用前景，成為當(dāng)前的研宄熱點(diǎn)。導(dǎo)航 控制是無(wú)人飛行器研宄的關(guān)鍵問(wèn)題之一，其關(guān)鍵性能指標(biāo)之一是在面對(duì)系統(tǒng)的不確定性及 環(huán)境干擾情況下保證對(duì)飛行軌跡控制的精確性。因此，設(shè)計(jì)一個(gè)簡(jiǎn)單、高效、穩(wěn)健的導(dǎo)航算 法，可以降低系統(tǒng)的復(fù)雜度，增加系統(tǒng)的穩(wěn)定性，提高飛行軌跡控制的精確性，實(shí)現(xiàn)獲得更 滿意的控制效果，顯得尤為重要。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 針對(duì)上述問(wèn)題，本發(fā)明的目的是在滑?？刂疲⊿liding Mode Control，SMC)理論的 基礎(chǔ)上提出了一種非線性的導(dǎo)航控制方法。
[0004] 實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：一種基于小型無(wú)人機(jī)導(dǎo)航的滑模控制 方法，包括如下步驟：
[0005] (1)飛行前，根據(jù)飛機(jī)類型，查詢手冊(cè)，得到飛機(jī)的最大滾轉(zhuǎn)角以及飛機(jī)的最 大巡航速度v max;
[0006] (2)確定滑模面s (X):滑模面代表系統(tǒng)的理想動(dòng)態(tài)特性，設(shè)計(jì)一個(gè)非線性滑模面， 如圖4所示。飛機(jī)以最大速度V_飛行時(shí)，最小轉(zhuǎn)彎半徑
【主權(quán)項(xiàng)】
1.基于小型無(wú)人機(jī)導(dǎo)航的滑?？刂品椒ǎㄈ缦虏襟E： (1) 飛行前，根據(jù)飛機(jī)類型，查詢手冊(cè)，得到飛機(jī)的最大滾轉(zhuǎn)角Φ_以及飛機(jī)的最大巡 航速度Vmax; (2) 確定滑模面S(X):滑模面代表系統(tǒng)的理想動(dòng)態(tài)特性，設(shè)計(jì)一個(gè)非線性滑模面；飛機(jī) 以最大速度V max飛行時(shí)，最小轉(zhuǎn)彎半徑
(3) 滑?？刂破髟O(shè)計(jì)：設(shè)計(jì)滑?？刂破?，使到達(dá)條件得到滿足，從而使趨近運(yùn)動(dòng)于有限 時(shí)間到達(dá)滑模面，并且在趨近的過(guò)程中快速、抖振?。? 根據(jù)選擇的滑模面，對(duì)任意的側(cè)向偏離距離y均有一個(gè)固定的期望！^值，根據(jù)無(wú)人機(jī) 的當(dāng)前航跡方位角，計(jì)算出當(dāng)前的航跡誤差角與期望的Φ E角的誤差ε E;為了產(chǎn)生 一個(gè)平滑的導(dǎo)航輸出根據(jù)當(dāng)前的、來(lái)設(shè)計(jì)控制律； 根據(jù)選擇的滑模面s計(jì)算當(dāng)前的εΕ，具體如下式所示：
式中邊d-11彡K π，當(dāng)前航跡方位角邊C指向目標(biāo)航線右側(cè)，邊CE為 正； 當(dāng)無(wú)人機(jī)以滾轉(zhuǎn)角Φ轉(zhuǎn)彎時(shí)，根據(jù)角速度
_及式（2)可得：
式中T為期望的響應(yīng)時(shí)間，單位為秒，根據(jù)系統(tǒng)的響應(yīng)速度進(jìn)行設(shè)置；T越大，響應(yīng)越 快，可能會(huì)發(fā)生抖振現(xiàn)象；T越小，系統(tǒng)越穩(wěn)定，但響應(yīng)很慢； 當(dāng)無(wú)人機(jī)的側(cè)向偏離距離值|y|在期望的控制精度ε內(nèi)時(shí)，導(dǎo)航算法的控制目標(biāo)變?yōu)?保持Φ?= 〇,總的控制律如下：
無(wú)人機(jī)機(jī)身傾斜時(shí)，升力豎直方向的分力平衡自身重力，故滾轉(zhuǎn)角I Φ I會(huì)有一個(gè)上限 值ΦΜΧ，故計(jì)算時(shí)應(yīng)限定I Φ I彡ΦΜΧ; 在實(shí)際飛行中，飛機(jī)的俯仰角Θ不一定為0,故最后的導(dǎo)航輸出制導(dǎo)量為吣= Φ COS Θ ； (4)無(wú)人機(jī)控制；滑?？刂破髯罱K輸出的制導(dǎo)量為需要控制的滾轉(zhuǎn)角Φ，將其送給 無(wú)人機(jī)的控制驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，最終控制無(wú)人機(jī)的舵機(jī)，將飛機(jī)的實(shí)際滾轉(zhuǎn)角Φ控制到滑模控制 器輸出的t角。 在飛行過(guò)程中，循環(huán)執(zhí)行（3)、（4)過(guò)程，即可將無(wú)人機(jī)從一個(gè)目標(biāo)航點(diǎn)引導(dǎo)控制到下 一個(gè)目標(biāo)航點(diǎn)。
【專利摘要】本發(fā)明提供一種基于小型無(wú)人機(jī)導(dǎo)航的滑模控制方法，包括(1)確定滑模面s(x)：滑模面代表系統(tǒng)的理想動(dòng)態(tài)特性，選擇的滑模面為非線性滑模面；(2)滑?？刂破髟O(shè)計(jì)：使到達(dá)條件得到滿足，從而使趨近運(yùn)動(dòng)于有限時(shí)間到達(dá)滑模面，并且在趨近的過(guò)程中快速、抖振小。本發(fā)明針對(duì)滑模控制中出現(xiàn)的抖振問(wèn)題，重新進(jìn)行了控制律設(shè)計(jì)，并對(duì)制導(dǎo)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化；并分析了無(wú)人機(jī)的運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)特性，提出了一種基于滑?？刂评碚摰姆蔷€性導(dǎo)航算法。實(shí)際測(cè)試結(jié)果表明，本發(fā)明給出的導(dǎo)航控制算法具有良好的性能指標(biāo)，可跟蹤任意航路點(diǎn)，從而可實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)自主飛行。
【IPC分類】G05D1-10, G05B13-04
【公開(kāi)號(hào)】CN104536457
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201410793896
【發(fā)明人】黃鴻, 謝吉海, 馬澤忠, 劉智華, 曲煥鵬
【申請(qǐng)人】重慶大學(xué)
【公開(kāi)日】2015年4月22日
【申請(qǐng)日】2014年12月19日