基于滑模理论的四旋翼直升机的姿态控制研究王丽新）课件.ppt

基于滑模理论的四旋翼直升机的姿态控制研究 答辩人： 王丽新 导 师： 郑 艳 副教授 第一章 绪 论 飞行器的姿态与位置存在直接耦合关系，姿态控制是整个飞行控制关键，如何设计一种既能精确控制飞行器姿态，又具有较强抗干扰能力的姿态控制器成为四旋翼无人直升机飞行控制技术中一个亟待解决的问题。 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 仿真研究--最终滑动模态与指数趋近律控制相比较 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第三章 四旋翼的最终滑模控制研究 第四章 非匹配不确定性的滑模控制 第四章 非匹配不确定性的滑模控制 第四章 非匹配不确定性的滑模控制 第四章 非匹配不确定性的滑模控制 第四章 非匹配不确定性的滑模控制 第四章 非匹配不确定性的滑模控制 仿真研究-非匹配不确定 第四章 非匹配不确定性的滑模控制 结论与展望 结论： （1）本文采用最终滑动模态控制策略对四旋翼直升机的姿态进行控制。与一般的趋近律方法设计的控制器相比较，最终滑动模态控制方案可以快速的到达滑模面，状态在短时间内收敛到原点。 （2）采用LMI方法设计的滑模控制器可以有效的抑制四旋翼飞行器存在非匹配不确定性对系统的影响。 结论与展望 控制理论与导航技术研究所 绪论 四旋翼直升机的模型优化 四旋翼直升机的最终滑模控制器设计 具有非匹配不确定性的四旋翼的滑模控制 结论与展望 第一章 绪 论 四旋翼直升机是一种垂直起降式直升机，在军事和民用方面都具有广阔的应用前景，近年来，四旋翼直升机已经引起了人们的高度关注，许多研究机构正致力于这方面的研究。 四旋翼直升机的控制系统是典型的多输入多输出高阶系统，具有较强的通道耦合、非线性、干扰敏感等特性，是较为复杂的被控对象。 最终滑模控制是滑模控制中的一种，主要针对多输入多输出系统的设计方法，系统存在匹配不确定性时具有较强的鲁棒性，优点是避免了多输入系统存在多个滑动模态的情况，使系统按照期望的动态品质到达最终滑动模态。改善了变结构控制系统的动态品质。 线性矩阵不等式（LMI）方法能够处理滑模控制中存在非匹配不确定性。采用LMI技术设计鲁棒滑动模面与控制器，保证控制系统的稳定性。 第一章 绪 论 第一章 绪 论 本文结合四旋翼直升机特点，针对其姿态控制进行了研究，通过简化数学模型，得到三输入三输出的状态方程。考虑到最终滑动模态的优点，设计了基于最终滑动模态变结构控制器；针对系统中存在非匹配不确定性采用LMI方法设计了滑模变结构控制器，并通过仿真验证了控制器的有效性。 第二章 四旋翼直升机的模型优化 俯仰角 滚转角 偏航角 动力学模型 第二章 四旋翼直升机的模型优化 状态空间方程 控制输入为 输出为 （2.1） 原状态方程变换为 （2.3） 令 （2.2） 系统状态进入最终滑动模态的顺序被固定，快速性差，控制过程较长 顺其自然的趋势进入下一个滑动模面，控制随机 直接进入最终滑动模态快速性好 问题描述 控制对象为 （3.1） c. 参数摄动 满足： d. 外界干扰 满足： 其中为正常数 为完全可控阵对 a. 非奇异 不失一般性，控制矩阵 b. 【假设】 控制对象及控制结构 线性控制项 改变系统的动态特性， 克服变结构控制系统中的不确定，保证最终滑动模态的的可达性 控制结构如下 （3.2） 主要是求取 满足关系式 （3.3） 为了保证滑动模态的可达性，作非奇异线性变换如下 (3.4） 则 且非奇异 最终滑动模态等效为 （3.5） 线性部分控制器为 （3.6） 式中， 为Hurvitz矩阵根据设计指标确定，线性控 制项仅保证系统状态无限的趋近于最终滑动模态，但是系统必须要有限时间内到达滑模面，这由非线性项来完成。 非线性部分控制器 因为设计矩阵 为Hurvitz矩阵，存在对称正定矩阵 满足Lyapuno