基于反步法的四旋翼無(wú)人飛行器混合增穩控制　

作者 王日俊 曾志強 段能全 杜文華 王俊元 申清芳

　　1.中北大學(xué) 機械工程學(xué)院(山西 太原 030051)

　　2.中國航天科工集團公司第六研究院210所(陜西 西安 710065)

　　*基金項目：國家自然科學(xué)基金(編號：11372309)，中北大學(xué)自然科學(xué)基金(編號：XJJ2016006)

　　王日俊(1982- )，男，博士，講師，研究方向：飛行器故障檢測、容錯控制技術(shù)等。

摘要：針對在參數變化、外部干擾條件下四旋翼飛行器的穩定飛行控制問(wèn)題，本文提出了一種基于反步法的四旋翼飛行器增穩控制方法。首先，建立四旋翼飛行器的動(dòng)態(tài)模型。其次，基于反步法設計的控制器用于飛行器姿態(tài)控制，采用模糊自適應PID控制器對飛行器的高度和位置進(jìn)行控制，將兩者結合構成一個(gè)內環(huán)姿態(tài)和外環(huán)位置結構的雙閉環(huán)控制器，從而實(shí)現四旋翼飛行器的混合增穩控制。仿真和實(shí)際測試結果表明所設計的控制器能夠實(shí)現參數變化和外部干擾時(shí)的穩定控制。

0 引言

　　近年來(lái)，由于四旋翼飛行器具有很好的機動(dòng)性及特殊的機械結構，使其在軍事偵察、自然災害、信息測繪、交通控制、城市應急救援、電影拍攝等領(lǐng)域得到了廣泛應用^[1-2]。四旋翼飛行器是一種新的微型直升機，通過(guò)四個(gè)獨立的旋翼實(shí)現垂直起飛和垂直降落，通過(guò)調節四個(gè)旋翼的轉速來(lái)實(shí)現其位置和姿態(tài)的控制。同其他的機平臺相比，四旋翼飛行器有許多優(yōu)勢，例如：懸停能力、體積小、成本低以及強大的環(huán)境適應能力。然而，在控制方面，四旋翼飛行器也存在如非線(xiàn)性、多變量、欠驅動(dòng)性、抗干擾能力弱及易耦合性強等問(wèn)題^[3]。

　　目前，國內外學(xué)者針對如何控制四旋翼的位置和姿態(tài)問(wèn)題開(kāi)展了大量的研究工作。其中，最常見(jiàn)有線(xiàn)性反饋算法^[4]、LQR^[5]、PID控制^[6]以及滑?？刂?sup>[7]等。這些算法在控制四旋翼飛行器的位姿方面有很好的效果，相應的也有自身的缺點(diǎn)。例如PID和LQR控制算法忽略了模型的非線(xiàn)性因素，而非線(xiàn)性因素對控制結果有不小的影響。另外，PID控制算法不能在線(xiàn)調整參數;線(xiàn)性控制理論LQR不適用于非線(xiàn)性和耦合性強的系統。在文獻[8]中，應用了一個(gè)集成反步控制器來(lái)控制四旋翼飛行器的水平位置和高度?；？刂扑惴ň哂泻?jiǎn)單、可靠的優(yōu)點(diǎn)，是一種很有效的控制算法，但是它也帶來(lái)了顫振現象^[9]。文獻[10]提出了一種基于解析模型的滑模PD控制器來(lái)實(shí)現對旋翼的控制。文獻[11]針對姿態(tài)穩定化問(wèn)題，采用混合反步算法來(lái)創(chuàng )建姿態(tài)角加速度函數。整體反步控制算法也可以用于四旋翼的控制，不足的是，整體反步算法需要有精確的模型，且其魯棒性較差?，F有的許多研究均表明，在系統不確定性條件下，滑?？刂破饔泻芎玫目刂菩Ч?，但它有很高的增益和控制輸入。

　　因此，本文針對在參數變化、外部干擾條件下四旋翼飛行器的穩定飛行控制問(wèn)題，將反步控制與模糊自適應PID控制相結合，提出一種不僅能達到控制效果，同時(shí)具有強大抗干擾能力的混合增穩控制算法。利用不確定參數的更新定律的反步算法和模糊自適應算法來(lái)實(shí)現飛行器的增穩控制，提高飛行的穩定性。

1 四旋翼飛行器建模

　　四旋翼飛行器的結構原理如圖1所示，十字架的末端有四個(gè)電機。轉子對(1，4)逆時(shí)針?lè )较蛐D，轉子對(2，3)轉向與(1，4)相反，來(lái)平衡由轉子旋轉產(chǎn)生的扭矩。轉子4速度增加了多少，以相同量級降低轉子1的速度，會(huì )使機產(chǎn)生傾斜運動(dòng)，通過(guò)調整轉子對(1，4)的相對速度來(lái)控制機的俯仰角;類(lèi)似地，通過(guò)調節轉子對(2，3)的相對速度來(lái)控制機的滾轉角度;通過(guò)調節的逆時(shí)針轉動(dòng)的轉子對(1，4)和順時(shí)針轉動(dòng)的轉子對(2，3)之間的相對速度來(lái)控制機的偏航角。推力的控制是通過(guò)調節四個(gè)轉子的速度來(lái)實(shí)現的。定義系統中兩個(gè)參考坐標系分別為慣性坐標系和機體坐標系。慣性參考系為O_e(x_ey_ez_e)，主體參考系為O_b(x_by_bz_b)。四旋翼機的絕對位置由X=[x，y，z]^T和姿態(tài)角Q=[φ，θ，ψ]^T決定，其中姿態(tài)角包含三個(gè)方向角度，分別是滾轉角(繞x軸)、俯仰角(繞y軸)、偏航角(繞z軸)。由一個(gè)在低速環(huán)境下的簡(jiǎn)單四旋翼飛行器動(dòng)態(tài)模型可以得到：

(1)

　　其中，J_r是與空氣動(dòng)力阻力相關(guān)的阻力系數，d是四旋翼重心和每個(gè)轉子中心之間的距離，I_x，I_y，I_z為沿x，y，z方向的慣性矩。定義以下變量：

(2)

　　通過(guò)引入矢量X=[x₁，x₂，…x₁₂]^T作為系統的狀態(tài)向量，則四旋翼飛行器模型的狀態(tài)空間形式為：

(3)

2 增穩控制器的設計

　　本文所設計的增穩控制器采用雙閉環(huán)控制結構，即用于飛行器高度和位置控制的模糊自適應PID控制器構成位置外環(huán)，用于飛行器姿態(tài)控制的反步控制器構成姿態(tài)內環(huán)。

　　2.1 模糊自適應PID控制器

　　模糊自適應PID方法是基于應用模糊邏輯概念的智能算法。模糊自適應PID控制器本質(zhì)上是一種PID控制器，它采用模糊推理系統，根據誤差(E)和誤差的導數( ΔEC)來(lái)調節參數K_p，K_i，K_d。圖2給出的是模糊自適應PID控制器的結構框圖。

　　模糊規則設計是基于PID控制器的屬性。因此，模糊集的輸出由輸入模糊集和設計的模糊規則得到。在模糊結構的基礎上，每個(gè)PID控制器有兩個(gè)模糊推理輸入即誤差和誤差的導數，有三個(gè)模糊推理輸出，所有的論述都是在這五個(gè)模糊子集中共享。模糊規則的語(yǔ)言標簽定義如下：NB，負的最大值;NS，負的最小值;ZO，近似為0;PS，正的最小值;PM，正的中間值;PB，正的最大值。模糊輸入變量由五個(gè)語(yǔ)言變量組成：

　　E= {NB, NS, ZO, PS, PM }。語(yǔ)言變量輸出被定義為：ΔK_p= {ZO, PS, PM, PB}，ΔK_i = {ZO, PS, PM, PB}，ΔK_d = {ZO, PS, PM, PB }。模糊推理規則如表1所示。

　　模糊推理規則表是基于輸入、輸出隸屬函數的數量來(lái)制定的，所有的輸入、輸出隸屬函數都應該被評估。表一中給出的模糊推理規則可以用下述方法解讀：若誤差為A，誤差的導數為B，輸出為C。例如，誤差(E)取負的最大值(NB)，誤差的導數(ΔEC)取正的最大值(PB)，那么ΔK_p輸出為正的最大值(PB)。

　　圖2給出的是模糊自適應PID控制器的框圖，最終的模糊PID參數優(yōu)化算法是：

(4)

　　對于飛行器高度控制的問(wèn)題，模糊自適應PID控制器對于高度的控制是線(xiàn)性的，設定跟蹤誤差為e=z_d -z，z_d為給定高度，則有，

(5)

　　其中，g代表重力加速度，當飛行器處于盤(pán)旋狀態(tài)時(shí)，假設飛行器滾轉角和俯仰角均為0，則公式(5)簡(jiǎn)化為：

(6)

　　得到高度控制的控制輸入為：

(7)

　　對于飛行器的位置控制問(wèn)題，可以通過(guò)控制滾轉角和俯仰角大小，使四旋翼機在x，y方向上移動(dòng)，進(jìn)而產(chǎn)生運動(dòng)?？刂茲L轉角大小能夠使飛行器沿y軸方向移動(dòng)，控制俯仰角使得飛行器沿x方向運動(dòng)。由式(1)可知其動(dòng)力學(xué)模型為：

　　在高度和位置控制環(huán)增加了模糊控制模塊，在誤差E、EC和PID的三個(gè)參數之間形成了模糊控制關(guān)系。通過(guò)監測誤差、誤差的導數的實(shí)時(shí)值，對PID算法的ΔK_p，ΔK_i以及ΔK_d進(jìn)行實(shí)時(shí)修正。

　　2.2 反步控制器

　　姿態(tài)控制不僅影響到飛行穩定性，還是位置控制的必要條件。因此四旋翼飛行器的姿態(tài)控制尤為重要。反步控制器的設計是基于以下假設，即系統的滾轉角、俯仰角、航偏角滿(mǎn)足下列不等式^[12]：