四旋翼飞行器的全方位控制_郭诚.pdf

科技与创新Science and Technology&Innovation282023 年 第 03 期文章编号：2095-6835（2023）03-0028-03四旋翼飞行器的全方位控制郭 诚（湖北工业大学，湖北 武汉 430068）摘要：由于近些年来军用无人机（UVA）的实战运用越来越广，同时大众对民用无人机的研究兴趣越来越强，自主飞行器的研究获得了极大的关注度。总结归纳了 OS4 研究项目中控制部分和建模方面的最终结果，其中重点方向是四旋翼的软件控制及四旋翼的结构设计；介绍了一种飞行器运动引起的空气动力系数变化的仿真模型，从中取得的参数可以顺利运用在直升机飞行研究中，并且不需要重新过多地进行调整修改；最后介绍了四旋翼飞行器的控制方法和完整控制方案，包含姿态、高度和位置，并总结记录了包括自主起飞、着陆、悬停及碰撞在内的结果数据。关键词：四旋翼飞行器；控制系统；垂直起降；自主起飞中图分类号：V249.12文献标志码：ADOI：10.15913/ki.kjycx.2023.03.0091研究背景中国在 2 000 年前发明了风筝，它可以算是世界上最早的飞行器。伴随着 18 世纪第一次工业革命，美国的莱特兄弟用内燃机造出了人类历史上首架飞机，后来各种更先进的飞机和飞行器便不断出现在人们的生活中。本文的项目起使于 2003 年，当时机器人和飞行器领域都对无人机展现出越来越大的研究兴趣，同时在军事和民用领域的广泛应用性也极大推动了相关项目的研究。这个项目选定了四旋翼工作结构，将各种传感器、驱动器、飞行程序运用到轻量级的飞行系统中去，使它可以垂直升降，并且操控性优秀。2系统模型此系统模型是根据文献1-2提出的理论研究结果建立的。最新的版本包含了轮毂力 H，滚动力矩 Rm和可变空气动力系数，使模型更加真实。使用最新版本OS4 模拟器的模型，模拟控制数据直接应用在真实直升机上成功地实现了自主飞行。2.1空气动力与力矩结合动量理论和叶片单元理论，推导出叶片的气动力和力矩。将数据用符号代替，如：固体比，提升角度，相对进距，流入比，诱导速度，空气密度，转子半径 Rrad，CoG 螺旋桨轴距，投射角度0，扭转角度tw，70%径向阻力系数 cd。数值参见参考文献3。推力 T 是作用在所有叶片单元上的垂直力的合力，即：-+-+=41814161tw2022rad）（）（aCRACTTT中心力 H 是作用在所有叶片单元上的水平力的合力，即：-+=24141tw0d2radCaaCRACHHH）（阻力力矩 Q 是由作用在叶片单元上的气动力引起的，它决定了旋转电机所需的功率，即：-+=418161181tw0d2rad2radCaaCRRACQQQ）（）（滚动力矩 Rm是在给定半径上作用的每个部分的升力对整个转子的积分，即：-=818161tw0rad2radmmmaCRRACRRR）（地面效应与诱导气流速度的降低有关，首先要为OS4 找到一个该效应的模型，改进自主起飞和降落控制器。2.2一般力矩和力四旋翼的运动是由一系列的来自不同物理效果的力和力矩造成的。这个模型考虑到了以下几方面。2.2.1旋转力矩本体陀螺效应为）（zzyyII-?，向前飞行产生的旋转力矩为=+41m11-ixiiR）（，螺旋桨陀螺效应为Science and Technology&Innovation科技与创新2023 年 第 03 期29rrJ?，侧向飞行产生的中心力矩为()=44iyiHh，旋转执行动为 l（T2+T4）。2.2.2俯仰力矩本体陀螺效应为）（xxzzII-?，向前飞行产生的中心力矩为()=44ixiHh，螺旋桨陀螺效应为rrJ，侧向飞行产生的旋转力矩为=+41m11-iyiiR）（，俯仰执行动作 l（T1+T3）。2.2.3偏航力矩本体陀螺效应为）（yyxxII-?，向前飞行产生的非平衡中心力矩为 l（Hx2+Hx4），惯性反力矩为rrJ?，侧向飞行产生的非平衡中心力矩为 l（Hy1+Hy3），非平衡反力矩为=411-iiiQ）（。2.2.4转子动力特性：OS4 配备了 4 个固定螺距的转子，每个包含 1 个无刷直流电机、1 个单级齿轮箱和 1 个螺旋桨。利用MATLAB 识别工具箱对整个转子动力学进行了识别和验证。2.3运动方程运动的数学方程式是由参考文献4中已经建立的动力学模型和上文中列出的所有力和力矩公式推导而出。3系统控制用公式模型将系统代入公式），（UXfX=?中，其中 X 为状态向量，U 为输入向量，选择如下：Tyyxxz zX?=U=U1U2U3U4T推力系数为 b，阻力系数为 d。当悬停飞行扰动较小时，姿态角变化率），（?与机体角速度（p，q，r）之间的转换矩阵可视为单位矩阵，可以写作），（），（rqp?。角度及其时间导数不依赖于平移分量，平移量取决于角度。3.1控制方式选择在 OS4 项目中，探索了几种控制方法。首先，在OS4 上测试了 2 个线性控制器，基于简单模型的 PID和 LQR 控制器，然而，在有风的情况下，强烈的干扰很难解决。然后，使用反演技术加强控制，能够很好地排除强干扰，但悬停飞行稳定性仍然不太乐观5-6。借助反演积分制定出了改进措施7，在反演设计中使用积分动作，由此导出了新的控制设计。在评估了测试的所有控制方法之后，找到最终的解决思路，将 PID和反演相结合到反演积分中。反演是非常适合叶栅结构的四旋翼动力学。如果操作得当，控制器设计过程可以变得很轻松。同时，该方法保证了系统的渐近稳定性，并对某些不确定性具有鲁棒性，同时积分动作抵消了稳态误差。经过一个阶段的广泛模拟和实验，反演积分成为一个独立的方案用来解决姿态、高度和位置 3 个方面。因为这项技术，OS4 能够执行自主操作高度控制盘旋，自动起飞、着陆。对姿态、高度和位置控制器的推导是类似的。OS4 控制系统由 6 个不同的控制器组成。起飞和降落控制器输出期望高度 Zd到高度控制器，高度控制器根据声纳数据输出期望总推力 Td。位置控制器接收 OS4 坐标（x，y）和期望推力，输出期望横摇数据d和俯仰数据d，而期望偏航数据d直接来自用户。姿态控制器输出所需的电机速度到控制器。在姿态、高度和位置控制方面采用积分反演技术。3.2姿态控制姿态控制是控制系统的核心，控制回路运行速率在 76 Hz，这是 IMU（Microstrain 3DM-GX1）的更新速率。IB 控制设计的第一步是考虑跟踪误差 e1=d与它的动态。角速度 wx不是控制输入，它有自己的动态。因此，为它设置了一个理想的运行状态，并将其视为虚拟控制状态。c1和1这 2 个正常数值与翻转的跟踪误差积分为det=011）（。因为 wx有它自己的误差 e2，结合公式得到滚动跟踪误差公式，即：21111execdtde+-=位置 e1的跟踪误差、角速度 e2的跟踪误差和积分位置跟踪误差 x1合并得到理想的角速度跟踪误差为：1222eecdtde-=由此可知，姿态控制的性能至关重要。OS4 配备了足够强大的电机，以避免振幅饱和。然而，它们受到低动态和带宽饱和的影响。有界振荡振荡在飞行中是察觉不到的，这是由于 OS4 驱动器的缓慢动力学，以及 4 个推进机组之间的差异造成。本实验采用如下科技与创新Science and Technology&Innovation302023 年 第 03 期控制参数：c1=10.5，c2=2，c3=10，c4=2，c5=2，c6=2，这些与模拟中使用的参数非常接近。3.3高度控制高度控制器将飞行器与地面的距离保持在一个理想值。它是基于声纳（Devantech SRF10），以 15 Hz的频率给最近的障碍物提供距离数据。起飞和降落：自主起飞和着陆算法参考数据 Zd来调整高度以跟随四旋翼的动力学进行起飞或着陆。高度基准由一个固定的数值 k（k0）逐渐减小，它取决于飞行动力学和期望的着陆速度。尽管声纳有种种限制，高度控制的效果却很好。图 1 为模拟和真实飞行中的自主起飞、高度控制和降落，任务是爬升到 0.5 m，盘旋然后着陆。在起飞和着陆阶段的模拟与实际存在轻微偏差，是由于在执行器的动态飞行中模型在上升边缘略慢，下降边缘略快。起飞时间为 2 s（00.5 m），降落时间为 2.8 s（0.50 m），高度控制与基准偏差最大为 3 cm。图 1模拟和真实飞行中的自主起飞、高度控制和降落3.4障碍回避OS4 配备了一个声纳避障系统，由 4 个交叉配置的微型超声波测距仪组成。对几种算法进行了模拟计算，并对结果进行了详细介绍8-9。由于缺乏精确的线速度传感器，这种方法很难实现。于是开发了一个简单的避碰算法，避免与飞行区域内的障碍物碰撞。声纳产生的噪声会影响稳定性，特别是无障碍的情况下。经过大量的测试和调整，实际获得了机体的避碰性能。当障碍物被检测到时，机体会收到俯仰指令飞离障碍。图 2 显示了 OS4 对 40 cm 处障碍物的反应，可见离障碍物的距离和飞行数据对应产生变化，障碍物消失，恢复正常飞行。图 2使用 OS4 进行避碰实验4结论与展望本文介绍了一种四旋翼飞行器的仿真模型，包括主要的空气动力效应模型与叶片单元和动量理论；还对执行器模型进行了辨识，并考虑了所有传感器的延迟和噪声影响，模拟调整了相同的控制参数，进行了实际实验；最后介绍了四旋翼飞行器的控制方法和完整控制方案，包含姿态、高度和位置，并总结记录了包括自主起飞、着陆、悬停及碰撞在内的结果数据。结果表明，基于模型的控制，OS4 目前能够自动起飞、悬停、降落和避免碰撞。参考文献：1 GUENARD N，HAMEL T，ECK L.Control laws forthe tele operation of an unmanned aerial vehicleknown as an x4-flyer C /2006 IEEE/RSJinternational conference on intelligent robots andsystems，2006.2FAY G.Derivation of the aerodynamic forces for themesicopter simulation M.Stanford，Calif：Stanforduniversity press，2001.3 BOUABDALLAH S.Designand control ofquadrotors with application to autonomous flyingD.Lausanne：EPFL，2006.4 TANY，JIE C，HU J，et al.Advanced nonlinear controlstrategy formotion control systemsC/ProceedingsIPEMC 2000，third international powerelectronicsandmotion controlconference，2000.5ALTUG E.Vision based control of unmanned aerialvehicles with applications to an autonomousfourrotor helicopter，quadrotor D.Philadelphia：（下转第 33 页）参考高度 zd高度 z模拟高度 zs时间/s高度/cm航向倾角（1/100rad）/（）传感器距离/cm0.70.60.50.40.30.20.10051015202530时间/s1214161820228060402002040Science and Technology&Innovation科技与创新2023 年 第 03 期33臂向下移动的距离为 960 mm，因此，当起吊装置初始为水平状态时，只要保证装置高度大于 960 mm 即可将盖板吊起到 160 mm。因此通过理论论证，该输电电缆井盖板简易起吊装置的杠杆尺寸和高度尺寸满足要求。可实现省力起吊重型电缆井盖板的目标。2.3选材及参数考虑钢材成本低廉、强度