عنوان ترجمه شده مقاله: کنترل مد لغزشی مرتبه دو برای سیستم کوادروتور

A method based on second order sliding mode control (2-SMC) is proposed to design controllers for a small quadrotor UAV. For the switching sliding manifold design, the selection of the coefficients of the switching sliding manifold is in general a sophisticated issue because the coefficients are nonlinear. In this work, in order to perform the position and attitude tracking control of the quadrotor perfectly, the dynamical model of the quadrotor is divided into two subsystems, i.e., a fully actuated subsystem and an underactuated subsystem. For the former, a sliding manifold is defined by combining the position and velocity tracking errors of one state variable, i.e., the sliding manifold has two coefficients. For the latter, a sliding manifold is constructed via a linear combination of position and velocity tracking errors of two state variables, i.e., the sliding manifold has four coefficients. In order to further obtain the nonlinear coefficients of the sliding manifold, Hurwitz stability analysis is used to the solving process. In addition, the flight controllers are derived by using Lyapunov theory, which guarantees that all system state trajectories reach and stay on the sliding surfaces. Extensive simulation results are given to illustrate the effectiveness of the proposed control method

چکیده

روشی مبتنی بر کنترل مد لغزشی مرتبه دو برای طراحی کنترل کننده برای یک سیستم UAV کوادروتور کوچک پیشنهاد شده است. برای طراحی صفحه لغزشی سوئیچینگ، انتخاب ضرایب صفحه لغزشی سوئیچینگ در حالت کلی پیچیده است زیرا ضرایب غیرخطی هستند. در این مقاله، به منظور اعمال کنترل ردیابی موقعیت و ارتفاع کوادروتور بصورت ایده آل، مدل دینامیکی کوادروتور به دو زیر سیستم تقسیم شده است، یعنی یک زیرسیستم کامل تحریک و یک زیرسیستم زیرتحریک. برای مورد اول، یک صفحه لغزشی توسط ترکیب خطاهای ردیابی سرعت و مکان یک متغیر حالت تعریف شده است یعنی صفحه لعزش دو ضریب دارد. برای مورد دوم یک صفحه لغزش از طریق ترکیب خطی خطاهای سرعت و موقعیت دو متغیر حالت ساخته شده است یعنی صفحه لغزش چهار ضریب دارد. به منظور حصول ضرایب غیرخطی صفحه لغزش، تحلیل پایداری هرویتز برای فرایند حل کردن استفاده شده است. علاوه بر این کنترل کننده های پرواز با استفاده از قضیه لیاپانوف به دست آمده اند که تضمیین می کنند که تمامی مسیرهای حالت های سیستم به سطح لغزش می رسند و در آن باقی می مانند. نتایج شبیه سازی به منظور نشان دادن کارآمدی روش کنترلی پیشنهادی انجام شده است.

1-مقدمه

اخیرا، یک علاقه رو به رشد راجع به وسایل نقلیه هوایی بدون سرنشین (UAV) در بین محققین شامل صنعت، دولت و دانشگاه ها شکل گرفته است [6-1]. این محبوبیت می تواند بخاطر توانایی موثر انجام طیف گسترده ای از کاربردها مانند عملیات های جستجو و نجات، نظارت آتش سوزی جنگل ها، اعمال قانون، نقشه برداری، عکسبرداری هوایی، بازرسی نیروگاه ها و غیره می باشد [5]. امکان خارج کردن انسان از خطر و همچنین اندازه و هزینه پرنده های بدون سرنشین بسیار جذاب بوده ولی باید با عملکرد حاصله از پرنده های سرنشین دار سنتی از نظر انعطاف پذیری، بازدهی و ظرفیت ماموریت مقایسه شود...