[发明专利]小型无人直升机的无模型自适应鲁棒控制方法

权利要求书

1.一种小型无人直升机的无模型自适应鲁棒控制方法，其特征是，步骤如下：设计控制器，用于根据前一时刻的姿态采样数据以及控制器输出采样数据，对当前时刻控制器的输出数据进行实时调整和补偿，从而达到良好的小型无人直升机姿态控制；其中：

(1)建立小型无人直升机相关的坐标系：

为了便于非线性控制器与自适应律的设计，设定如下定义：

两个坐标系，分别为惯性坐标系{I}和体坐标系{B}，二者均满足右手定则，惯性坐标系{I}原点位于地面，体坐标系{B}原点位于无人机的质心，{x_I y_I z_I}和{x_B y_B z_B}分别表示惯性坐标系{I}和体坐标系{B}对应的三个主轴；

(2)建立以小型无人直升机的横向周期变距、纵向周期变距以及尾桨总距与小型无人直升机滚转角、俯仰角、偏航角的之间的动力学模型：

以横向周期变距、纵向周期变距以及尾桨总距作为控制输入，以小型无人直升机的三个姿态角作为被控量，小型无人直升机的动力学模型如下：

其中M(η)代表惯性矩阵，代表科氏力矩阵，τ_d代表有界扰动力矩向量，S代表角速度变换矩阵，A∈R^3×3,B∈R^3×1代表旋翼动力学相关矩阵，D∈R^3×3代表旋翼挥舞角动力学相关矩阵，η(k)＝[φ(k) θ(k) ψ(k)]^T代表姿态角，φ(k)为滚转角,θ(k)俯仰角,ψ(k)为偏航角，分别代表η(k)的一阶以及二阶导数；δ(k)＝[δ_lat(k) δ_lon(k) δ_ped(k)]^T代表控制输入，δ_lat(k)代表横向周期变距，δ_lon(k)代表纵向周期变距，δ_ped(k)代表尾桨总距；

(3)设计非线性控制器

采用所述动力学模型时，在模型中存在未知常参数扰动τ_d，以及未知的代表小型无人直升机系统模型的A、B、C、D、M矩阵，设计控制输入设计δ(k)为：

δ(k)＝δ_MFA(k)+Kδ_SM(k),

其中，λ＞0，ρ∈(0,1]是步长因子，T是采样时间，k代表离散时间参数，y_d(k)＝η_d(k)代表期望轨迹，y(k)＝η(k)代表姿态角，Δy(k)＝y(k)-y(k-1)，e_y(k)＝y_d(k)-y(k)代表姿态角的误差；

s(k)＝e_y(k)，sign()代表标准符号函数，ε＞0,q＞0,且满足1-qT＞0

Φ(k)＝[φ₁(k) φ₂(k)]^T，φ₁(k)，φ₂(k)∈R^3×3，是一个自适应参数，是Φ(k)的估计值，是φ₁(k)的估计值，是φ₂(k)的估计值，最终通过来代替Φ(k)，参数估计的方法如下，

其中Δδ(k)＝δ(k)-δ(k-1)，β∈(0,1]，μ＞0。