楊立本, 章衛(wèi)國, 何墉, 黃得剛

(1.西北工業(yè)大學 自動化學院, 陜西 西安 710129;2.陜西省飛行控制與仿真重點實驗室, 陜西 西安 710129)

?

一種自主四旋翼飛行器控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)研究

楊立本1,2, 章衛(wèi)國1,2, 何墉1,2, 黃得剛1,2

(1.西北工業(yè)大學 自動化學院, 陜西 西安 710129;2.陜西省飛行控制與仿真重點實驗室, 陜西 西安 710129)

摘要:四旋翼無人飛行器在軍事及民用領(lǐng)域都有很重要的應用,但目前主要是以遙控控制為主,其自主飛行能力較弱,因此提出了一種針對四旋翼飛行器的自主控制架構(gòu),它可根據(jù)設(shè)置好的飛行軌跡進行自主巡航飛行。該自主飛行架構(gòu)主要分為兩部分,分別為導航控制系統(tǒng)和姿態(tài)控制系統(tǒng)。導航控制系統(tǒng)根據(jù)航線信息解算系統(tǒng)控制姿態(tài)角及飛行速度,并把解算結(jié)果交給姿態(tài)控制系統(tǒng),由姿態(tài)控制系統(tǒng)完成實際飛行器姿態(tài)的控制。通過航線自主飛行仿真對該方法的可行性進行了驗證。結(jié)果表明,該自主控制架構(gòu)明晰,易于實際控制系統(tǒng)的實現(xiàn),具有實際應用價值。

關(guān)鍵詞:四旋翼; 自主飛行控制; 導航控制; 姿態(tài)控制

0引言

四旋翼飛行器由4個相對獨立的無刷電機驅(qū)動,是一種由4個螺旋槳控制的直升機,具有重要的軍事及民用應用價值。它是一種不穩(wěn)定系統(tǒng),其控制難度較大,由于四旋翼飛行器的靜不穩(wěn)定性,需要實時對系統(tǒng)進行控制才能保證飛行器的穩(wěn)定[1]。

目前有關(guān)四旋翼飛行器的控制主要集中在姿態(tài)及軌跡控制、抗干擾控制及非線性控制方面。文獻[2-4]分別利用PID、模糊控制、LQ控制、回路成型理論設(shè)計了四旋翼無人飛行器的控制系統(tǒng)。文獻[5-6]利用反饋線性化設(shè)計了四旋翼飛行器的非線性控制器,但反饋線性化控制性能易受系統(tǒng)非線性建模誤差的影響。文獻[7-8]研究了四旋翼飛行器的反演控制問題,而反演法也需要建立精確的系統(tǒng)非線性模型。文獻[9]利用動態(tài)面控制方法設(shè)計了四旋翼的控制器,動態(tài)面主要用于解決反演控制中的導數(shù)爆炸問題。文獻[10-11]利用滑?？刂圃O(shè)計了四旋翼飛行器的控制系統(tǒng),滑模控制有較強的抗干擾性?？梢娝男盹w行器的姿態(tài)及軌跡控制方法已相對成熟,但有關(guān)四旋翼自主控制的研究相對較少。

本文從實際需求出發(fā),研究了一種自主四旋翼飛行器控制架構(gòu),該架構(gòu)將飛行器的自主控制分解成兩個部分,飛行軌跡首先交由導航控制級進行分析和解算,將解算出的信息交由姿態(tài)控制級,并由姿態(tài)控制級控制執(zhí)行器完成實際飛行器的控制。通過仿真驗證了這種自主控制架構(gòu)的可行性。

1四旋翼飛行器模型

由于四旋翼飛行器一般為對稱結(jié)構(gòu),因此假設(shè)飛行器中心和重心重合,并利用機體坐標系描述飛行器的運動,系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1　四旋翼UAV飛行原理Fig.1　Quadrotor UAV flight principles

根據(jù)圖1,并做適當假設(shè)，可得到四旋翼飛行器的非線性模型為[12]:

(1)

式中:ξ,ν∈R3為四旋翼飛行器在地面坐標系中的位置坐標和速度向量;e3=[001]T;R為從四旋翼飛行器機體坐標到地面坐標的轉(zhuǎn)換矩陣;F為四旋翼飛行器除重力外所受到的合外力向量;η=[φθψ]T∈R為四旋翼飛行器的歐拉角;W(η)為從繞飛行器機體軸的角速度到歐拉角速度的轉(zhuǎn)換矩陣;λ=[pqr]T∈R為四旋翼飛行器的角速度;J為慣性矩陣,由于四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)特性,其為對角陣;τ=[τφτθτψ]為四旋翼飛行的控制力矩。

2自主飛行控制結(jié)構(gòu)

為使飛行器能夠按照事先設(shè)置好的航線飛行,本文的自主飛行控制系統(tǒng)包括兩級控制結(jié)構(gòu),分別為導航控制級和姿態(tài)控制級。導航控制級利用飛行器當前的位置航向及目標位置解算四旋翼飛行器當前位置和目標位置的關(guān)系,得到飛行器的目標航向角、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角及最大飛行速度等;姿態(tài)控制級通過控制電機轉(zhuǎn)速從而實現(xiàn)導航級解算出的姿態(tài)角。通過上述兩級控制結(jié)構(gòu)實現(xiàn)了飛行器的自主飛行控制。

2.1飛行器導航控制級設(shè)計

飛行器要按照設(shè)置好的航線飛行,首先需要利用導航控制級解算出飛行器的姿態(tài)角。導航控制級結(jié)構(gòu)如圖2所示。

圖2　導航控制級系統(tǒng)結(jié)構(gòu)Fig.2　Structure of navigation control system

位置及飛行信息獲取是指利用位置及磁力傳感器得到飛行器當前的位置坐標及飛行器的實際航向。導航角計算用來計算導航航向角,設(shè)飛行器當前位置坐標為xr,yr,zr。期望航跡以航跡點隊列的方式存放在飛行控制器中,設(shè)下一個航點的坐標為xwp,ywp,zwp,則導航航向角ψnav為:

(5)

當飛行器到達一個航點時,飛行器保持懸停,然后利用ψnav調(diào)整飛行器機頭方向,使其指向下個路徑點。

穩(wěn)態(tài)飛行速度計算用于計算飛行器飛行過程中的穩(wěn)態(tài)飛行速度Vhold。四旋翼飛行器要從一個航點飛到下一個航點,首先加速,當速度到達穩(wěn)態(tài)飛行速度時保持勻速,當即將接近目標點時進行減速以保證到達目標點時速度為零,因此計算穩(wěn)態(tài)飛行速度非常關(guān)鍵。設(shè)飛行器的速度上限值為Vmax,Vmax主要與飛行器結(jié)構(gòu)及實際用途有關(guān),事先寫入到飛行控制器中,則Vhold為:

(6)

式中:pdis為兩個航跡點之間的距離。

通過上式可以看出,當兩個航跡點位置較近時,即飛行器無法達到Vmax,因此無勻速飛行過程,則飛行器首先加速,當速度達到Vhold時,減速飛行。

俯仰角和滾轉(zhuǎn)角解算用于解算出飛行器自主飛行所需要的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角,假設(shè)當前飛行器實際的飛行速度為Vreal,具體的解算過程分為3步。

第1步:由傳感器測量得到飛行器南北方向及東西方向的速度Vreal-x和Vreal-y;然后利用以前求得的ψnav及Vhold計算Vhold在南北和東西方向的速度分量Vhold-x和Vhold-y,如圖3所示。

圖3　飛行器速度矢量分解圖Fig.3　Aircraft velocity vector decomposition

計算公式如下:

(7)

第2步:計算南北及東西方向期望速度與實際速度的差Vx-error,Vy-error,計算公式如下:

(8)

然后利用此速度差計算PID控制量ux和uy,計算公式為:

(9)

第3步:通過ux和uy計算飛行器自主飛行所需要的俯仰角控制量θcon和滾轉(zhuǎn)角控制量φcon。計算公式如下:

(10)

式中:θcon為俯仰角控制量,用來調(diào)節(jié)飛行器速度;φcon為滾轉(zhuǎn)角控制量,用來使飛行器能夠壓航線飛行。

從式(10)可以看出,當飛行器實際速度和偏航角與Vhold和ψnav相同時,θcon及φcon為零,則飛行器保持勻速直線飛行;當實際速度和偏航角與Vhold和ψnav出現(xiàn)偏差時,可以通過θcon和φcon的調(diào)節(jié)使飛行器能夠按照期望值Vhold和ψnav自主飛行。

至此,就完成了導航控制級的設(shè)計,它根據(jù)期望航跡輸入解算出ψnav,θcon及φcon。

2.2飛行器姿態(tài)控制級設(shè)計

姿態(tài)控制級利用導航控制級解算出的ψnav,θcon及φcon計算旋翼的轉(zhuǎn)速,飛行器控制力矩τ分別為偏航控制力矩τψ、俯仰控制力矩τθ和滾轉(zhuǎn)控制力矩τφ。設(shè)計步驟如下:

第1步:利用姿態(tài)傳感器獲取飛行器的實際姿態(tài)角ψreal,θreal及φreal,并與導航級獲取的控制姿態(tài)角相減得到姿態(tài)角誤差值ψerror,θerror及φerror, 然后利用PID算法得到τ,計算方法如下:

(11)

(12)

則U=MR,可得電機轉(zhuǎn)速R=M-1U。

至此,就完成了姿態(tài)控制級的設(shè)計,它根據(jù)導航級解算出的姿態(tài)角控制量求取實際的電機轉(zhuǎn)速,完成對飛行器的實際控制。

3仿真結(jié)果及分析

為了驗證本文算法的有效性,進行了飛行仿真分析。系統(tǒng)仿真的四旋翼飛行器的參數(shù)為:m=0.75 kg,l=0.25 m,kt=3.13e-5N·s2,kd=7.5e-7N·ms2,Ix=19.688e-3kg·m2,Iy=19.681e-3kg·m2,Iz=3.938e-2kg·m2,Jrotor=6e-5kg·m2,飛行器的初始位置為[xyz]=[000]m,初始姿態(tài)為[φθψ]=[000] rad,初始角速度為[pqr]=[000] rad/s,自主飛行軌跡為五邊形。5個路徑點為:[(00),(500),(65.447.5),(2576.9),(-15.447.5)] m,飛行高度為10 m。 仿真結(jié)果如圖4～圖6所示。

圖4　自主飛行俯仰角曲線Fig.4　Curve of autonomous flight pitch angle

圖5　自主飛行滾轉(zhuǎn)角曲線Fig.5　Curve of autonomous flight roll angle

圖6　飛行器自主軌跡跟蹤Fig.6　Autonomous trajectory tracking of aircraft

由圖4可以看出,系統(tǒng)可實現(xiàn)對俯仰角期望值的精確跟蹤。由圖5可以看出,滾轉(zhuǎn)角的跟蹤效果較好。由圖6可以看出,飛行器能夠自主完成對軌跡的精確跟蹤,而且跟蹤精度較高。

4結(jié)束語

本文提出了一種四旋翼無人機自主飛行的控制結(jié)構(gòu),該結(jié)構(gòu)能夠根據(jù)事先設(shè)置好的飛行軌跡進行自主巡航飛行,不需要人為干預,其自主飛行軌跡跟蹤效果較好,具有很高的實際應用價值。仿真結(jié)果驗證了這種自主控制系統(tǒng)的有效性。另外,該控制結(jié)構(gòu)還可以進一步拓展,可應用到其他更多的領(lǐng)域中去。

參考文獻：

[1]Abdelaziz Benallegue.Backstepping control for a quadrotor helicopter[C]//Proceedings of the 2006 IEEE/RSJ International Conference on Intelligent Robots and Systems.Beijing,2006:3225-3260.

[2]Atheer L Salih,Moghavvemi M,Haider A F M,et al.Flight PID controller design for a UAV quadrotor[J].Scientific Research and Essays,2010,5(23):3660-3665.

[3]Bouabdallah S,Noth A,Siegwart R.PID vs LQ control techniques applied to an indoor micro quadrotor [C]//Proceedings of IEEE International Conference on IROS.Sendal,Japan,2004:2451-2456.

[4]王樹剛.四旋翼直升機控制問題研究[M].哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學,2006:53-67.

[5]Altug E,Osreiwski J O,Mahony R.Control of a quadrotor helicopter using visual feedback[C]//Proceedings of IEEE International Conference on Robotics and Automation.Washington DC,2002:72-77.

[6]Lee Daewon,Jin Kim H,Sastry Shankar.Feedback linearization vs adaptive sliding mode control for a quadrotor helicopter[J].International Journal of Control Automation and Systems,2009,7(3):419-428.

[7]Bouabdallah S,Siegwart R.Backstepping and sliding-mode techniques applied to an indoor micro quadrotor[C]//Proceedings of the 2005 IEEE/RSJ International Conference on Robotics and Automation.Barcelona,2005:2247-2252.

[8]Ashfaq A M,Wang Daobo.Modeling and backstepping based nonlinear control strategy for a 6 DOF quadrotor helicopter[J].Chinese Journal of Aeronautics,2008,21(3):261-268.

[9]Wang Yinqiu,Wu Qinghe,Wang Yao.Distributed cooperative control for multiple quadrotor systems via dynamic surface control.[J].Nonlinear Dynamics,2014,75(3):513-527.

[10]王璐,李光春,王兆龍,等.欠驅(qū)動四旋翼無人飛行器的滑摸控制[J].哈爾濱工程大學學報,2012,33(10):1248-1253.

[11]Bouadi H,Bouchoucha M,Tadjine M.Sliding mode control based on backstepping approach for an UAV type quadrotor[J].International Journal of Applied Mathematics and Computer Sciences,2008,4(1):12-17.

[12]Raffo G V,Ortega M G,Rubio F R.An integral predictive nonlinear control structure for a quadrotor helicopter[J].Automatica,2010,46(1):29-39.

(編輯：姚妙慧)

An autonomous control system research of quadrotor UAV

YANG Li-ben1, 2, ZHANG Wei-guo1, 2, HE Yong1, 2, HUANG De-gang1, 2

(1.School of Automation, NWPU, Xi’an 710129, China;2.Shaanxi Key Laboratory of Flight Control and Simulation, Xi’an 710129, China)

Abstract:The quadrotor UAV has very important application in the military and civil field. But at present it is mainly remote controlled by the operator. The automatic flight capability is weak, so we proposed a new automatic control architecture. It can perform automatic cruise flight according to the trajectory. The automatic flight architecture includes the navigation control system and the attitude control system. Navigation control system calculates the control attitude angle and flight velocity according to the trajectory information, and the calculation results will be sent to the attitude control system, which will complete the actual vehicle attitude control. The simulation results of automatic flight verified the feasibility of the method. The architecture of the automatic control is clear and easy to realize the practical control, and has the practical application value.

Key words:quadrotor; automatic flight control; navigation control; attitude control

中圖分類號：V249.1

文獻標識碼：A

文章編號：1002-0853(2016)01-0059-04

作者簡介:楊立本(1982-)，男，甘肅慶陽人，講師，博士研究生，研究方向為無人機自主控制、自修復控制等。

基金項目:國家自然科學基金資助(61374032)；航空科學基金資助(20140753012)

收稿日期:2015-03-26;

修訂日期:2015-06-11; 網(wǎng)絡出版時間:2015-08-17 11:05