CN109870912A - 一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法 - Google Patents
一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109870912A CN109870912A CN201910188254.3A CN201910188254A CN109870912A CN 109870912 A CN109870912 A CN 109870912A CN 201910188254 A CN201910188254 A CN 201910188254A CN 109870912 A CN109870912 A CN 109870912A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- formula
- indicate
- follows
- quadrotor
- derivative
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Withdrawn
Links
- 238000013461 design Methods 0.000 claims abstract description 32
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 23
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 10
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 claims description 6
- 238000005070 sampling Methods 0.000 claims description 6
- NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N (2s)-2-[[4-[2-(2,4-diaminoquinazolin-6-yl)ethyl]benzoyl]amino]-4-methylidenepentanedioic acid Chemical compound C1=CC2=NC(N)=NC(N)=C2C=C1CCC1=CC=C(C(=O)N[C@@H](CC(=C)C(O)=O)C(O)=O)C=C1 NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N 0.000 claims description 4
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 claims description 3
- 238000013519 translation Methods 0.000 claims description 3
- 241000208340 Araliaceae Species 0.000 claims 1
- 235000005035 Panax pseudoginseng ssp. pseudoginseng Nutrition 0.000 claims 1
- 235000003140 Panax quinquefolius Nutrition 0.000 claims 1
- 235000008434 ginseng Nutrition 0.000 claims 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims 1
- 150000001875 compounds Chemical class 0.000 abstract description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000013507 mapping Methods 0.000 description 3
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 3
- 235000013399 edible fruits Nutrition 0.000 description 1
- 238000009415 formwork Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 238000011160 research Methods 0.000 description 1
- 238000006467 substitution reaction Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
- G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
- G05B13/04—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators
- G05B13/042—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric involving the use of models or simulators in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
- G05D1/0808—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft
- G05D1/0816—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability
- G05D1/0825—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw specially adapted for aircraft to ensure stability using mathematical models
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
- G05D1/101—Simultaneous control of position or course in three dimensions specially adapted for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Medical Informatics (AREA)
- Software Systems (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Evolutionary Computation (AREA)
- Computer Vision & Pattern Recognition (AREA)
- Artificial Intelligence (AREA)
- Algebra (AREA)
- Mathematical Analysis (AREA)
- Mathematical Optimization (AREA)
- Mathematical Physics (AREA)
- Pure & Applied Mathematics (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法,针对四旋翼飞行器的动力学***,选择一种非对称时不变对数正割复合型约束李雅普诺夫函数,设计一种基于非对称时不变对数正割复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法。非对称时不变对数正割复合型约束李雅普诺夫函数的设计是为了保证***的输出能够限制在一定的范围内,避免过大的超调,同时还能减少到达时间。从而改善四旋翼飞行器***的动态响应性能。本发明提供一种基于非对称时不变对数正割复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法,使***具有较好的动态响应过程。
Description
技术领域
本发明涉及一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法,使四旋翼飞行器***有较好的动态响应过程。
背景技术
四旋翼飞行器作为旋翼式飞行器的一种,以其体积小、机动性能好、设计简单、制造成本低廉等优点,吸引了国内外大学、研究机构、公司的广泛关注。然而,由于四旋翼飞行器体积小且重量轻,飞行中易受到外部干扰,如何实现对四旋翼飞行器的高性能运动控制已经成为一个热点问题。针对四旋翼飞行器的控制问题,存在很多控制方法,例如PID控制、自抗扰控制、滑模控制、反步控制等。
其中反步控制已经广泛应用于非线性***,其优点包括响应速度快、实施方便、对***不确定和外部干扰的鲁棒性等。传统的反步控制,只是考虑了四旋翼飞行器的稳态性能,并没有过多地关注其瞬态响应性能。因此,传统的反步控制方法使得四旋翼飞行器***在实际情况中的应用有很大阻碍。为解决这一问题,基于约束李雅普诺夫函数的控制方法被提出,这种方法在实际情况中能够有效地改善四旋翼飞行器***的瞬态性能。
发明内容
为了改善四旋翼飞行器***瞬态性能,本发明提供了一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法,减少了超调量和超调时间,使四旋翼飞行器***具有一个良好的动态响应性能。
为了解决上述技术问题提出的技术方案如下:
…一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法,包括以下步骤:
步骤1,建立四旋翼飞行器***的动态模型,设定***的初始值、采样时间以及控制参数,过程如下:
1.1确定从基于四旋翼飞行器***的机体坐标系到基于地球的惯性坐标的转移矩阵T:
其中,φ,θ,ψ分别是四旋翼飞行器的翻滚角、俯仰角、偏航角,表示飞行器依次绕惯性坐标系的各坐标轴旋转的角度;
1.2四旋翼飞行器平动过程中的动态模型如下:
其中,x,y,z分别表示四旋翼飞行器在惯性坐标系下的三个位置,Uf表示四旋翼飞行器的输入力矩,m为四旋翼飞行器的质量,g表示重力加速度;
将式(1)代入式(2)得:
1.3四旋翼飞行器转动过程中的动态模型为:
其中,τx,τy,τz分别代表机体坐标系上各个轴的力矩分量,Ixx,Iyy,Izz分别表示机体坐标系下的各个轴的转动惯量的分量,×表示叉乘,ωp表示翻滚角速度,ωq表示俯仰角速度,ωr表示偏航角速度,表示翻滚角加速度,表示俯仰角加速度,表示偏航角加速度;
考虑到飞行器处于低速飞行或者悬停状态,认为 因此式(4)改写为:
联立式(3)和式(5),得到四旋翼飞行器的动力学模型为:
其中,ux=cosφsinθcosψ+sinφsinψ,uy=cosφsinθsinψ-sinφcosψ;
1.4根据式(6),定义φ,θ的期望值分别为:
其中,φd为φ的期望信号值,θd为θ期望信号值,arcsin为反正弦函数;
步骤2,在每一个采样时刻,计算位置跟踪误差及其一阶导数;计算姿态角跟踪误差及其一阶导数;设计位置和姿态角控制器,过程如下:
2.1定义z跟踪误差及其一阶导数:
其中,zd表示z的期望信号;
2.2定义q1:
2.3设计约束李雅普诺夫函数
其中,Ka1,Kb1为正常数:
其中,|e1|max为|e1|的最大值;
2.4求解式(10)一阶导数,得:
其中, α1为虚拟控制量,其表达式为:
其中,k11为正常数;
将式(13)代入式(12),得:
2.5设计李雅普诺夫函数V12为:
求解式(15)一阶导数,得:
其中
将式(17)和式(6)代入式(16),得:
2.6设计Uf:
其中,k12为正常数;
2.7定义x,y跟踪误差分别为e2,e3,则有:
其中,xd,yd分别表示x,y的期望信号
2.8定义q2,q3:
2.9设计约束李雅普诺夫函数:
其中,Ka2,Kb2,Ka3,Kb3为正常数:
其中,|e2|max为|e2|的最大值,|e3|max为|e3|的最大值;
2.10求解式(23)一阶导数,得:
其中, α2,α3为虚拟控制量,其表达式为:
其中,k21,k31为正常数;
将式(26)代入式(25),得:
2.11设计李雅普诺夫函数V22,V32为:
求解式(28)的一阶导数,得:
其中
将式(30)和式(6)代入式(29),得:
2.12设计ux,uy:
其中,k22,k32为正常数;
2.13定义姿态角跟踪误差及其一阶导数:
其中,j=4,5,6,x4=φ,x5=θ,x6=ψ,x4d表示φ的期望值,x5d表示θ的期望值,x6d表示ψ的期望值,e4表示φ的跟踪误差,e5表示θ的跟踪误差,e6表示ψ的跟踪误差;
2.14定义qj:
2.15设计约束李雅普诺夫函数:
其中,Kaj,Kbj为正常数:
其中,|ej|max为|ej|的最大值;
2.16求解式(35)一阶导数,得:
其中, αj为虚拟控量,其表达式为:
其中,kj1为正常数;
将式(38)代入式(37),得:
2.17设计李雅普诺夫函数Vj2为:
求解式(40)的一阶导数,得:
其中
将式(42)和式(6)代入式(41),得:
2.18通过式(43)设计τx,τy,τz:
其中,k42,k52,k62为正常数;
步骤3,验证四旋翼飞行器***的稳定性,过程如下:
3.1将式(19)代入式(18),得:
3.2将式(32)代入式(31),得:
3.3将式(44)代入式(43),得
3.4通过(45),(46),(47)知四旋翼飞行器***是稳定的。
本发明采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法,改善了***的瞬态性能,减少了超调量和到达时间。
本发明的技术构思为:针对四旋翼飞行器的动力学***,设计一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法。非对称时不变对数正割复合型约束李雅普诺夫函数的设计是为了保证***的输出能够限制在一定的范围内,避免过大的超调,同时还能减少到达时间。从而改善四旋翼飞行器***的动态响应性能。
本发明优点为:降低超调量,减少到达时间,改善瞬态性能。
附图说明
图1为本发明的位置跟踪效果示意图。
图2为本发明的姿态角跟踪效果示意图。
图3为本发明的位置控制器输入示意图。
图4为本发明的姿态角控制器输入示意图。
图5为本发明的控制流程示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步说明。
参照图1-图5,一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法,包括以下步骤:
步骤1,建立四旋翼飞行器***的动态模型,设定***的初始值、采样时间以及相关控制参数,过程如下:
1.1确定从基于四旋翼飞行器***的机体坐标系到基于地球的惯性坐标的转移矩阵T:
其中φ,θ,ψ分别是四旋翼飞行器的翻滚角、俯仰角、偏航角,表示飞行器依次绕惯性坐标系的各坐标轴旋转的角度;
1.2四旋翼飞行器平动过程中的动态模型如下:
其中x,y,z分别表示四旋翼飞行器在惯性坐标系下的三个位置,Uf表示四旋翼飞行器的输入力矩,m为四旋翼飞行器的质量,g表示重力加速度,将式(1)代入式(2)可得:
1.3四旋翼飞行器转动过程中的动态模型为:
其中τx,τy,τz分别代表机体坐标系上各个轴的力矩分量,Ixx,Iyy,Izz分别表示机体坐标系下的各个轴的转动惯量的分量,×表示叉乘,ωp表示翻滚角速度,ωq表示俯仰角速度,ωr表示偏航角速度,表示翻滚角加速度,表示俯仰角加速度,表示偏航角加速度;
考虑到飞行器一般处于低速飞行或者悬停状态,姿态角变化较小,可以认为因此式(4)可改写为:
联立式(3)和式(5),得到四旋翼飞行器的动力学模型为:
其中ux=cosφsinθcosψ+sinφsinψ,uy=cosφsinθsinψ-sinφcosψ;
1.4根据式(6),定义φ,θ的期望值分别为:
其中φd为φ的期望信号值,θd为θ期望信号值,arcsin为反正弦函数;
步骤2,在每一个采样时刻,计算位置跟踪误差及其一阶导数;计算姿态角跟踪误差及其一阶导数;设计位置和姿态角控制器,过程如下:
2.1定义z跟踪误差及其一阶导数:
其中zd表示z的期望信号;
2.2定义q1:
2.3设计约束李雅普诺夫函数
其中Ka1,Kb1为正常数:
其中|e1|max为|e1|的最大值;
2.4求解式(10)一阶导数,可得:
其中 α1为虚拟控制量,其表达式为:
其中k11为正常数;
将式(13)代入式(12),可得:
2.5设计李雅普诺夫函数V12为:
求解式(15)一阶导数,可得:
其中
将式(17)和式(6)代入式(16),可得:
2.6设计Uf:
其中k12为正常数;
2.7定义x,y跟踪误差分别为e2,e3,则有:
其中xd,yd分别表示x,y的期望信号;
2.8定义q2,q3:
2.9设计约束李雅普诺夫函数:
其中Ka2,Kb2,Ka3,Kb3为正常数:
其中|e2|max为|e2|的最大值,|e3|max为|e3|的最大值;
2.10求解式(23)一阶导数,可得:
其中 α2,α3为虚拟控制量,其表达式为:
其中k21,k31为正常数;
将式(26)代入式(25),可得:
2.11设计李雅普诺夫函数V22,V32为:
求解式(28)的一阶导数,可得:
其中
将式(30)和式(6)代入式(29),可得:
2.12设计ux,uy:
其中k22,k32为正常数;
2.13定义姿态角跟踪误差及其一阶导数:
其中j=4,5,6,x4=φ,x5=θ,x6=ψ,x4d表示φ的期望值,x5d表示θ的期望值,x6d表示ψ的期望值,e4表示φ的跟踪误差,e5表示θ的跟踪误差,e6表示ψ的跟踪误差;
2.14定义qj:
2.15设计约束李雅普诺夫函数:
其中Kaj,Kbj为正常数:
其中|ej|max为|ej|的最大值;
2.16求解式(35)一阶导数,可得:
其中 αj为虚拟控量,其表达式为:
其中kj1为正常数;
将式(38)代入式(37),可得:
2.17设计李雅普诺夫函数Vj2为:
求解式(40)的一阶导数,可得:
其中
将式(42)和式(6)代入式(41),可得:
2.18通过式(43)设计τx,τy,τz:
其中k42,k52,k62为正常数;
步骤3,验证四旋翼飞行器***的稳定性;
3.1将式(19)代入式(18),可得:
3.2将式(32)代入式(31),可得:
3.3将式(44)代入式(43),可得
3.4通过(45),(46),(47)可知四旋翼飞行器***是稳定的。
为了验证所提方法的可行性,本发明给出了该控制方法在MATLAB平台上的仿真结果:
参数给定如下:式(2)中m=1.1kg,g=9.81N/kg;式(4)中,Ixx=1.22kg·m2,Iyy=1.22kg·m2,Izz=2.2kg·m2;式(8),式(20)和式(33)中zd=1,xd=1,yd=1,ψd=0.5;式(13),式(26)和式(38)中k11=2,k21=2,k31=2,k41=2,k51=2,k61=2;式(19),式(32)和式(44)中k12=2,k22=2,k32=2,k42=2,k52=2,k62=2;式(10),式(23)和式(35)kb1=2.5,ka1=3.5;kb2=2.5,ka2=3.5;kb3=2.5,ka3=3.5;kb4=3,ka4=3;kb5=3,ka5=2;kb6=3,ka6=2。
从图1和2可知,***具有良好的瞬态特性,到达时间为6.41秒,超调量为0。
综上所述,采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法能有效地改善四旋翼飞行器***的瞬态性能。
以上阐述的是本发明给出的一个实施例表现出的优良优化效果,显然本发明不只是限于上述实施例,在不偏离本发明基本精神及不超出本发明实质内容所涉及范围的前提下对其可作种种变形加以实施。
Claims (1)
1.一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法,其特征在于,所述方法包括以下步骤:
步骤1,建立四旋翼飞行器***的动态模型,设定***的初始值、采样时间以及控制参数,过程如下:
1.1确定从基于四旋翼飞行器***的机体坐标系到基于地球的惯性坐标的转移矩阵T:
其中,φ,θ,ψ分别是四旋翼飞行器的翻滚角、俯仰角、偏航角,表示飞行器依次绕惯性坐标系的各坐标轴旋转的角度;
1.2四旋翼飞行器平动过程中的动态模型如下:
其中,x,y,z分别表示四旋翼飞行器在惯性坐标系下的三个位置,Uf表示四旋翼飞行器的输入力矩,m为四旋翼飞行器的质量,g表示重力加速度;
将式(1)代入式(2)得:
1.3四旋翼飞行器转动过程中的动态模型为:
其中,τx,τy,τz分别代表机体坐标系上各个轴的力矩分量,Ixx,Iyy,Izz分别表示机体坐标系下的各个轴的转动惯量的分量,×表示叉乘,ωp表示翻滚角速度,ωq表示俯仰角速度,ωr表示偏航角速度,表示翻滚角加速度,表示俯仰角加速度,表示偏航角加速度;
考虑到飞行器处于低速飞行或者悬停状态,认为 因此式(4)改写为:
联立式(3)和式(5),得到四旋翼飞行器的动力学模型为:
其中,ux=cosφsinθcosψ+sinφsinψ,uy=cosφsinθsinψ-sinφcosψ;
1.4根据式(6),定义φ,θ的期望值分别为:
其中,φd为φ的期望信号值,θd为θ期望信号值,arcsin为反正弦函数;
步骤2,在每一个采样时刻,计算位置跟踪误差及其一阶导数;计算姿态角跟踪误差及其一阶导数;设计位置和姿态角控制器,过程如下:
2.1定义z跟踪误差及其一阶导数:
其中,zd表示z的期望信号;
2.2定义q1:
2.3设计约束李雅普诺夫函数
其中,Ka1,Kb1为正常数:
其中,|e1|max为|e1|的最大值;
2.4求解式(10)一阶导数,得:
其中,α1为虚拟控制量,其表达式为:
其中,k11为正常数;
将式(13)代入式(12),得:
2.5设计李雅普诺夫函数V12为:
求解式(15)一阶导数,得:
其中
将式(17)和式(6)代入式(16),得:
2.6设计Uf:
其中,k12为正常数;
2.7定义x,y跟踪误差分别为e2,e3,则有:
其中,xd,yd分别表示x,y的期望信号;
2.8定义q2,q3:
2.9设计约束李雅普诺夫函数:
其中,Ka2,Kb2,Ka3,Kb3为正常数:
其中,|e2|max为|e2|的最大值,|e3|max为|e3|的最大值;
2.10求解式(23)一阶导数,得:
其中, α2,α3为虚拟控制量,其表达式为:
其中,k21,k31为正常数;
将式(26)代入式(25),得:
2.11设计李雅普诺夫函数V22,V32为:
求解式(28)的一阶导数,得:
其中
将式(30)和式(6)代入式(29),得:
2.12设计ux,uy:
其中,k22,k32为正常数;
2.13定义姿态角跟踪误差及其一阶导数:
其中,j=4,5,6,x4=φ,x5=θ,x6=ψ,x4d表示φ的期望值,x5d表示θ的期望值,x6d表示ψ的期望值,e4表示φ的跟踪误差,e5表示θ的跟踪误差,e6表示ψ的跟踪误差;
2.14定义qj:
2.15设计约束李雅普诺夫函数:
其中,Kaj,Kbj为正常数:
其中,|ej|max为|ej|的最大值;
2.16求解式(35)一阶导数,得:
其中,αj为虚拟控量,其表达式为:
其中,kj1为正常数;
将式(38)代入式(37),得:
2.17设计李雅普诺夫函数Vj2为:
求解式(40)的一阶导数,得:
其中
将式(42)和式(6)代入式(41),得:
2.18通过式(43)设计τx,τy,τz:
其中,k42,k52,k62为正常数;
步骤3,验证四旋翼飞行器***的稳定性,过程如下:
3.1将式(19)代入式(18),得:
3.2将式(32)代入式(31),得:
3.3将式(44)代入式(43),得
3.4通过(45),(46),(47)知四旋翼飞行器***是稳定的。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201810212162X | 2018-03-15 | ||
CN201810212162.XA CN108549216A (zh) | 2018-03-15 | 2018-03-15 | 基于非对称时不变对数正割复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN109870912A true CN109870912A (zh) | 2019-06-11 |
Family
ID=63515949
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201810212162.XA Withdrawn CN108549216A (zh) | 2018-03-15 | 2018-03-15 | 基于非对称时不变对数正割复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 |
CN201910188254.3A Withdrawn CN109870912A (zh) | 2018-03-15 | 2019-03-13 | 一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法 |
Family Applications Before (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201810212162.XA Withdrawn CN108549216A (zh) | 2018-03-15 | 2018-03-15 | 基于非对称时不变对数正割复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (2) | CN108549216A (zh) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN115390447A (zh) * | 2022-08-16 | 2022-11-25 | 哈尔滨逐宇航天科技有限责任公司 | 一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104102128A (zh) * | 2013-04-09 | 2014-10-15 | 中国人民解放军第二炮兵工程大学 | 一种适用于小型无人飞行器的抗干扰姿态控制方法 |
CN104765272A (zh) * | 2014-03-05 | 2015-07-08 | 北京航空航天大学 | 一种基于pid神经元网络控制(pidnn)的四旋翼飞行器控制方法 |
CN104965515A (zh) * | 2015-06-12 | 2015-10-07 | 南京航空航天大学 | 一种基于自适应控制的螺旋桨无人靶机的姿态控制方法 |
CN105676641A (zh) * | 2016-01-25 | 2016-06-15 | 南京航空航天大学 | 针对四旋翼无人机非线性模型的基于反步和滑模控制技术的非线性鲁棒控制器的设计方法 |
CN107037727A (zh) * | 2017-03-13 | 2017-08-11 | 贾杰 | 一种无人直升机大包线自适应增益调度方法 |
-
2018
- 2018-03-15 CN CN201810212162.XA patent/CN108549216A/zh not_active Withdrawn
-
2019
- 2019-03-13 CN CN201910188254.3A patent/CN109870912A/zh not_active Withdrawn
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN104102128A (zh) * | 2013-04-09 | 2014-10-15 | 中国人民解放军第二炮兵工程大学 | 一种适用于小型无人飞行器的抗干扰姿态控制方法 |
CN104765272A (zh) * | 2014-03-05 | 2015-07-08 | 北京航空航天大学 | 一种基于pid神经元网络控制(pidnn)的四旋翼飞行器控制方法 |
CN104965515A (zh) * | 2015-06-12 | 2015-10-07 | 南京航空航天大学 | 一种基于自适应控制的螺旋桨无人靶机的姿态控制方法 |
CN105676641A (zh) * | 2016-01-25 | 2016-06-15 | 南京航空航天大学 | 针对四旋翼无人机非线性模型的基于反步和滑模控制技术的非线性鲁棒控制器的设计方法 |
CN107037727A (zh) * | 2017-03-13 | 2017-08-11 | 贾杰 | 一种无人直升机大包线自适应增益调度方法 |
Non-Patent Citations (3)
Title |
---|
ZHONG ZHENG等: "Backstepping control design for UAV formation with input saturation constraint and model uncertainty", 《 2017 36TH CHINESE CONTROL CONFERENCE (CCC)》 * |
孙辉等: "无人机防滑刹车***输出受限容错控制", 《西北工业大学学报》 * |
陈强等: "基于模糊自抗扰的四旋翼无人飞行器控制", 《2016(第六届)中国国际无人驾驶航空器***大会》 * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN115390447A (zh) * | 2022-08-16 | 2022-11-25 | 哈尔滨逐宇航天科技有限责任公司 | 一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法 |
CN115390447B (zh) * | 2022-08-16 | 2024-05-14 | 哈尔滨逐宇航天科技有限责任公司 | 一种适应姿态大幅机动的飞行器预设性能控制方法 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN108549216A (zh) | 2018-09-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN108037662B (zh) | 一种基于积分滑模障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限反步控制方法 | |
CN107831671B (zh) | 一种基于非对称时变障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限反步控制方法 | |
CN107831670B (zh) | 一种基于非对称时不变障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限反步控制方法 | |
CN109917650A (zh) | 一种非对称时变约束的飞行器姿态控制方法 | |
CN108388118A (zh) | 基于非对称时变正切型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
CN108388119A (zh) | 基于对称时不变正切型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
CN109870912A (zh) | 一种采用非对称时不变约束函数的飞行器姿态控制方法 | |
CN108052115B (zh) | 一种基于非对称时不变障碍李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限反步控制方法 | |
CN109917651A (zh) | 一种对称时变输出受限的飞行器姿态控制方法 | |
CN109613829A (zh) | 一种四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
CN109870913A (zh) | 一种带有时变指数正切约束的飞行器全状态受限控制方法 | |
CN108333950A (zh) | 基于对称时变正切余弦复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 | |
CN108549218A (zh) | 基于对称时不变正切余弦复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 | |
CN108427279A (zh) | 基于对称时变指数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 | |
CN108536162A (zh) | 基于对称时不变指数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
CN108303892A (zh) | 基于非对称时变正切型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 | |
CN109917652A (zh) | 一种飞行器对数正切全状态受限控制方法 | |
CN109870911A (zh) | 一种四旋翼飞行器正切余弦输出受限控制方法 | |
CN109828470A (zh) | 一种四旋翼飞行器指数正切输出约束控制方法 | |
CN109917649A (zh) | 一种飞行器反正切输出约束控制方法 | |
CN108563116A (zh) | 基于非对称时不变反正切型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 | |
CN108427276A (zh) | 基于非对称时变对数正割复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 | |
CN108388125A (zh) | 基于非对称时不变指数正切复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
CN108490769A (zh) | 基于非对称时不变正切型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器全状态受限控制方法 | |
CN108594650A (zh) | 基于非对称时不变正切余弦复合型约束李雅普诺夫函数的四旋翼飞行器输出受限控制方法 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
WW01 | Invention patent application withdrawn after publication | ||
WW01 | Invention patent application withdrawn after publication |
Application publication date: 20190611 |