國網(wǎng)亳州供電公司 張博博
深圳市計量質(zhì)量檢測研究院 肖 勇
國網(wǎng)亳州供電公司 胡 帆
四旋翼飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)的反饋線性化方法研究
國網(wǎng)亳州供電公司 張博博
深圳市計量質(zhì)量檢測研究院 肖 勇
國網(wǎng)亳州供電公司 胡 帆
四旋翼飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)是一個非線性多輸入多輸出系統(tǒng),其核心任務是實現(xiàn)飛行器姿態(tài)平穩(wěn)控制。針對飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng),采用反饋線性化方法,運用了一種虛擬增加輸出的方式,進行解耦控制率的求解,并將原有非線性姿態(tài)系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為線性系統(tǒng)。為了檢驗所述算法,通過Matlab軟件設計了跟蹤控制器和極點配置控制器進行數(shù)字仿真。仿真結(jié)果表明,本文所采用的控制率求解方式正確,其姿態(tài)控制方法能夠有效地實現(xiàn)飛行器姿態(tài)角穩(wěn)定控制,并對外部擾動有較強的魯棒性。
四旋翼飛行器;姿態(tài)控制;反饋線性化;解耦控制律
四旋翼飛行器在新型材料、微慣導(MIMU)、微機電(MEMS)制作工藝的開發(fā)和飛行控制方式的進步下得到迅速發(fā)展,由于其可以執(zhí)行在復雜環(huán)境下的任務,而在民用及軍事上發(fā)揮著重要的作用。飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)是一個具有六個自由度和四個控制輸入的系統(tǒng),其動力學系統(tǒng)具有多變量、非線性、欠驅(qū)動、強耦合和干擾敏感的復雜系統(tǒng),使得飛行控制系統(tǒng)的設計變得非常困難。因此,飛行器姿態(tài)控制問題在理論和工程應用上都是具有重要研究意義。
為了實現(xiàn)對四旋翼飛行器姿態(tài)的控制,一般采用的是如極點配置、LQR、PID等控制方式。這些控制器原理簡單、算法成熟,但必須基于精確的系統(tǒng)模型進行設計。當控制對象為飛行器姿態(tài)控制等非線性復雜系統(tǒng)時,需要將非線性數(shù)學模型在平衡點處進行線性化得到飛行器的狀態(tài)和輸出方程,此時如果系統(tǒng)內(nèi)部結(jié)構(gòu)或者外部環(huán)境參數(shù)的復雜化,如執(zhí)行任務角度過大將會引起與控制模型間的失配,影響控制效果和精度。
本文以四旋翼飛行器姿態(tài)控制問題為應用背景,本文采用反饋線性化方法,將非線性系統(tǒng)的動態(tài)特性通過代數(shù)變換成線性系統(tǒng)的動態(tài)特性,從而可以應用熟知的線性控制方法。與其它線性控制器不同,這種方法必須進行嚴格地狀態(tài)變換與反饋來實現(xiàn),而不是借助于動態(tài)特性的線性近似。最后,通過Matlab仿真軟件設計了跟蹤控制器和極點配置控制器,驗證了姿態(tài)控制系統(tǒng)的控制效果及其可行性。
以固高科技公司生產(chǎn)的四旋翼飛行器進行姿態(tài)控制動力學模型設計,其物理結(jié)構(gòu)如圖1所示。
為了便于飛行器動力學分析及建模,文中對控制對象做出以下假設:
(1)假設系統(tǒng)為剛體,左右部分完全對稱,質(zhì)心在幾何中心O;
(2)忽略伺服電機達到給定轉(zhuǎn)速的時間;
(3)假設螺旋槳在轉(zhuǎn)動過程中固定不可形變。
圖1 四旋翼飛行器物理結(jié)構(gòu)圖
針對飛行器所受關鍵力和力矩,忽略系統(tǒng)的摩擦力、電機阻尼轉(zhuǎn)矩,其運動方程可以根據(jù)牛頓-歐拉方程建立,得出四旋翼飛行器非線性動力學模型如下:
式中:
其中,左右側(cè)電機于X軸之間的夾角為60°,L為支撐點O到各個旋翼的長度。vf、Ff為前向電機電壓及產(chǎn)生的升力,vl、Fl為左側(cè)電機電壓及產(chǎn)生的升力,vr、Fr為右側(cè)電機電壓及產(chǎn)生的升力,vs、Fs為尾部電機電壓及產(chǎn)生的力,Jθ、Jδ、Jφ分別為三個姿態(tài)角的轉(zhuǎn)動慣量,k為電壓升力比。
俯仰角θ:飛行器與OXY平面的夾角;
橫滾角δ:飛行器與OYZ平面的夾角;
偏航角φ:飛行器與OXZ平面的夾角;
聯(lián)立式(1),式(2)整理得到微分方程組如式(3):
2.1飛行器姿態(tài)控制非線性系統(tǒng)
多輸入多輸出非線性系統(tǒng)具有下列形式:
式中x為n×1的狀態(tài)矢量,u為m×1的輸入矢量(分量為ui),y為m×1的輸出矢量(分量為yi),f與g為兩個平滑矢量場,G為n×m矩陣,其列為矢量場gi。
令式(3)中:
則:
假定ri是使至少一個輸入在中出現(xiàn)的最小整數(shù),則:
2.2反饋線性化
由式(6)可以得到:
由于四旋翼飛行器姿態(tài)控制為四輸入三輸出非線性系統(tǒng),即實際只有三個姿態(tài)角輸出指標,此時解耦矩陣E(x)不可逆,我們將不能求解解耦控制律。為此重新定義系統(tǒng)輸出為三個姿態(tài)角并虛擬增加了一個高度h。
令s為極小,則:
此時:
其中:
則輸入變換:
其中:
由于s為極小,故可以舍去式(8)中第一列和虛擬增加的高度h,則解耦控制律為:
其中等效輸入:
因為系統(tǒng)是可狀態(tài)反饋線性化的,根據(jù)反饋線性化原理可知,存在一個微分同胚φ:Rn→R,以及一個如式(9)所示的解耦控制律,使得它的新輸入及新的狀態(tài)變量滿足線性定常關系:
其中:
3.1跟蹤控制器
經(jīng)過反饋線性化后,原有的四旋翼飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)被轉(zhuǎn)化為線性系統(tǒng)。我們通過對線性系統(tǒng)設計跟蹤控制器,目標是為了使輸出跟蹤期望軌跡,同時保持所有狀態(tài)是有界的,其中期望軌跡及其足夠高階的時間導數(shù)都假定為已知且有界。
由式(9)可知,解耦控制律抵消了式(4)的非線性部分,從而得到了一個輸出與新輸入之間的簡單關系:
3.2極點配置控制器
我們針對反饋線性化后的系統(tǒng) (11) ,由于n維多輸入系統(tǒng)能實現(xiàn)任意極點配置的充分必要條件是被控系統(tǒng)的狀態(tài)完全能控。
計算可知:
即系統(tǒng)完全能控,我們根據(jù)兩個時間域性能指標:
超調(diào)量:
調(diào)節(jié)時間:
誤差范圍為5%。
可以得出四旋翼飛行器反饋線性化后的姿態(tài)控制系統(tǒng)的兩個主導極點為:
對于其他4個非主導極點,在左半s平面遠離主導極點對的區(qū)域內(nèi)選取從而使指數(shù)穩(wěn)定的動態(tài)特性,一般其區(qū)域右端離虛軸的距離至少等于主導極點對虛軸距離的3到6倍,現(xiàn)取為:
采用上述控制后,系統(tǒng)通過極點配置環(huán)實現(xiàn)輸入-狀態(tài)線性化,線性化環(huán)實現(xiàn)閉環(huán)動態(tài)特性穩(wěn)定,框圖如圖2所示。
圖2 輸入-狀態(tài)線性化
表1 四旋翼飛行器物理參數(shù)
圖3 姿態(tài)角跟蹤控制曲線
圖4 極點配置控制器姿態(tài)仿真曲線
為驗證本文姿態(tài)控制方法的正確性,現(xiàn)做如下仿真實驗。其中,仿真實驗所用四旋翼飛行器物理參數(shù)如表1所示。
考慮四旋翼飛行器的姿態(tài)角度跟蹤性能,將跟蹤控制器的控制參數(shù)設置為k1=16,k2=8,選取四旋翼飛行器的俯仰角作為跟蹤控制對象,給定曲線為正弦信號,其跟蹤曲線如圖3所示,其中,橫坐標軸為T/s,縱坐標軸為pitch/°。從圖3中可以看出,系統(tǒng)在跟蹤控制影響下,調(diào)節(jié)時間約為2s,其跟蹤誤差在5%以內(nèi),體現(xiàn)了良好的控制效果及穩(wěn)態(tài)性能。
由圖4所示極點配置控制器姿態(tài)仿真曲線,設置各個姿態(tài)角初始值為(15,8,-6),目標姿態(tài)角為(0,0,0),可以看出系統(tǒng)在經(jīng)過2.5s后能夠逐漸趨于穩(wěn)定,我們在3s處增加了1°左右的干擾量,系統(tǒng)仍然能夠克服干擾,保持良好的穩(wěn)態(tài)特性,驗證了本文所設計的反饋線性化極點配置姿態(tài)控制器良好的控制性能及對外干擾的魯棒性。
針對四旋翼飛行器姿態(tài)控制,本文根據(jù)反饋線性化理論,提出一種新的解耦矩陣求解方式完成系統(tǒng)的輸入輸出及輸入狀態(tài)反饋線性化,并將反饋線性化后的系統(tǒng)通過跟蹤控制及狀態(tài)反饋極點配置理論設計了姿態(tài)控制器,驗證了該求解方法的有效性及控制算法的穩(wěn)定性和魯棒性。
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張博博(1989—),男,河南三門峽人,碩士,現(xiàn)供職于國網(wǎng)亳州供電公司,研究方向:智能電網(wǎng)技術。
肖勇(1992—),男,廣東梅州人,碩士,現(xiàn)供職于深圳市計量質(zhì)量檢測研究院,研究方向:控制科學與控制工程。
胡帆(1989—),男,湖北咸寧人,學士,現(xiàn)供職于國網(wǎng)亳州供電公司,研究方向:電氣工程及其自動化。