小型四旋翼飛行器的滑?？刂?/h1>
2017-10-14 01:11:41王辰璐陳增強(qiáng)孫明瑋
王辰璐，陳增強(qiáng)，孫明瑋
?
小型四旋翼飛行器的滑模控制
王辰璐1, 2，陳增強(qiáng)1, 2，孫明瑋1, 2
(1. 南開大學(xué)計(jì)算機(jī)與控制工程學(xué)院，天津，300350；2. 天津市智能機(jī)器人技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津，300350)
針對1種六自由度四旋翼模型，設(shè)計(jì)滑?？刂破鱽硖岣呖刂葡到y(tǒng)的魯棒性。首先將四旋翼模型劃分為全驅(qū)動(dòng)和欠驅(qū)動(dòng)2部分，全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)由高度和偏航角2個(gè)獨(dú)立回路組成，而欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)則包含4個(gè)被控量和2個(gè)控制量。然后針對全驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的2個(gè)回路設(shè)計(jì)了基于反步法(Backstepping)的滑?？刂?，并進(jìn)一步推導(dǎo)出有限時(shí)間終端滑?？刂破?。將欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)寫成一種級聯(lián)標(biāo)準(zhǔn)型，并給出一種欠驅(qū)動(dòng)級聯(lián)形式的滑?？刂破?。采用Lyapunov穩(wěn)定性理論證明所設(shè)計(jì)的滑?？刂葡到y(tǒng)的穩(wěn)定性。研究結(jié)果表明：所提出的四旋翼控制器是有效的，它不僅具有良好的魯棒性和快速跟蹤動(dòng)態(tài)性能，而且能夠有效地抑制抖振現(xiàn)象。
四旋翼飛行器；欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)；滑?？刂?；終端滑模控制；反步法
四旋翼飛行器具有機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、控制靈活的特點(diǎn)，可以實(shí)現(xiàn)垂直起降、定點(diǎn)懸停等飛行姿態(tài)，因而被廣泛應(yīng)用于勘測、航拍、監(jiān)控、偵查等活動(dòng)中，近年來已經(jīng)成為軍事、民用領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。六自由度的小型四旋翼飛行器模型具有典型的非線性、強(qiáng)耦合性和欠驅(qū)動(dòng)特性，又極易受到模型本身不確定性和外界空氣動(dòng)力的干擾，因而在控制上存在一定難度[1]。四旋翼飛行器常見的控制方法有Backstepping反步法[2]、自適應(yīng)控制[3]、滑模控制[4]等，近幾年，一些新穎的控制方法如自抗擾控制[5]、模糊控制[6]、魯棒預(yù)測控制[7]等也成功應(yīng)用到四旋翼的控制中。其中滑?？刂埔蚱渚哂恤敯粜詮?qiáng)的特點(diǎn)，成為四旋翼控制的研究熱點(diǎn)之一。DIKMEN等[8]設(shè)計(jì)了應(yīng)用于姿態(tài)控制的滑?？刂破鳎籜U等[9]所設(shè)計(jì)的滑?？刂破魍瑫r(shí)完成了姿態(tài)控制和位置控制；LEE等[10]提出了一種自適應(yīng)控制與滑?？刂葡嘟Y(jié)合的控制方法，通過自適應(yīng)修正不確定性的估計(jì)值，減小了滑?？刂破鞯脑鲆?，使滑模控制更適用于電量有限的微小型四旋翼；王俊生[11]將滑?？刂茖?shí)際應(yīng)用于基于OS4四旋翼平臺的飛行實(shí)驗(yàn)中，并取得了較好的控制效果。在此，本文作者采用滑?？刂婆cBackstepping相結(jié)合的方法，得到的控制器結(jié)構(gòu)簡單，魯棒性強(qiáng)，對于具有強(qiáng)擾動(dòng)和不確定性的四旋翼飛行系統(tǒng)具有很好的控制效果。在滑?？刂频幕A(chǔ)上，還將設(shè)計(jì)有限時(shí)間終端滑?？刂破?，并對兩者的控制效果進(jìn)行比較。
1 四旋翼飛行器非線性模型
四旋翼的原始動(dòng)力學(xué)模型非常復(fù)雜[12]，在合理忽略摩擦阻力和陀螺效應(yīng)的情況下，得到四旋翼飛行器的簡化模型[9]：
其中：(，，)表示飛行器的位置；，和為飛行器的姿態(tài)參數(shù)，分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；K為阻力系數(shù)；I為每個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；U為4個(gè)控制量；為飛行器的質(zhì)量；為重力加速度；為飛行器的半徑長。
四旋翼飛行器系統(tǒng)有6個(gè)自由度(，，，，，)和4個(gè)控制量(1，2，3，4)，獨(dú)立控制變量的個(gè)數(shù)小于自由度的個(gè)數(shù)，因此，四旋翼飛行器是一個(gè)典型的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。
2 控制器的設(shè)計(jì)
2.1 分析處理飛行器模型
在設(shè)計(jì)控制器前，先對四旋翼飛行器的模型進(jìn)行分析和處理。將模型(1)劃分為2部分：子系統(tǒng)(2)有2個(gè)控制量(1，4)和2個(gè)被控量(，)，因此，是全驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)；子系統(tǒng)(3)有2個(gè)控制量(2，3)和4個(gè)被控量(，，，)，因此，是欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。
(3)
2.2 全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)的滑模控制器設(shè)計(jì)
全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)由高度和偏航角2個(gè)獨(dú)立通道組成，因此可以分別設(shè)計(jì)控制器。以高度通道為例，設(shè)計(jì)基于Backstepping的滑?？刂破?。
Backstepping的核心思想是設(shè)計(jì)1個(gè)虛擬控制量，以此為中間量，利用Lyapunov穩(wěn)定理論反推真正的控制量。對于二階系統(tǒng)，用Backstepping法設(shè)計(jì)滑?？刂破鞣譃?步。
第1步，定義誤差變量：
則
(5)
假設(shè)虛擬控制量為
其中：1為正常數(shù)。
(8)
多余項(xiàng)12使得系統(tǒng)無法滿足Lyapunov穩(wěn)定定理，故在第2步設(shè)計(jì)中，需要在真正的控制量1中加入1項(xiàng)，以消除12。
第2步，選擇滑動(dòng)平面：
(11)
定義整個(gè)控制系統(tǒng)的Lyapunov函數(shù):
(13)
采用指數(shù)型滑模趨近律[13]：
故式(11)和(14)聯(lián)立可以求得
為了消除第1步中引入的12項(xiàng)，在中加入1項(xiàng)，得
(16)
驗(yàn)證Lyapunov穩(wěn)定性:
故系統(tǒng)滿足Lyapunov穩(wěn)定性定理，控制器設(shè)計(jì)完成。同理可以得到偏航角通道的控制器：
(18)
2.3 全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)的終端滑?？刂破髟O(shè)計(jì)
2.2節(jié)所設(shè)計(jì)的滑?？刂破鞑捎镁€性滑模面，系統(tǒng)為指數(shù)型收斂，在時(shí)間趨于無窮的情況下無限趨近于滑模面。終端滑?？刂剖且环N有限時(shí)間控制，即系統(tǒng)能在有限的時(shí)間內(nèi)收斂到滑模面，具有更好的收斂性能和魯棒性[11]。
首先引入有限時(shí)間Lyapunov穩(wěn)定判據(jù)[14]。
1)為正定函數(shù)；
2) 存在正實(shí)數(shù)＞0和∈(0，1)，以及1個(gè)包含原點(diǎn)的開鄰域，使得下列條件成立：
則系統(tǒng)為有限時(shí)間穩(wěn)定的。
可以利用有限時(shí)間Lyapunov穩(wěn)定判據(jù)，在滑?？刂破鞯幕A(chǔ)上，設(shè)計(jì)四旋翼全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)的終端滑模控制器。
仍然以高度控制為例，選擇非線性滑模面[14]：
其中：為正常數(shù)；和為正奇數(shù)，且2＞＞。
(20)
根據(jù)滑?？刂圃淼?/p>
其中：，和均為正實(shí)數(shù)。
根據(jù)有限時(shí)間系統(tǒng)的Lyapunov穩(wěn)定判據(jù)，系統(tǒng)有限時(shí)間穩(wěn)定。
2.4 欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)的滑模控制器設(shè)計(jì)
欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)形式多種多樣，控制器的設(shè)計(jì)方法也不盡相同。首先給出欠驅(qū)動(dòng)模型的一類標(biāo)準(zhǔn)形式，即欠驅(qū)動(dòng)級聯(lián)系統(tǒng)[15]：
其中：1和2為擾動(dòng)項(xiàng)；為控制量；1是關(guān)于1，2，3的函數(shù)，且滿足，可逆且有界。
將式(3)所示的四旋翼飛行器欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)改寫欠驅(qū)動(dòng)級聯(lián)形式：
，
在考慮不確定性和外加干擾的情況下，用1和2表示模型本身不確定性和外部擾動(dòng)的總和，1和2為有界擾動(dòng)，且滿足。此時(shí)控制律為等效控制和切換控制之和，，利用Lyapunov穩(wěn)定性理論求得切換控制。
令
(27)
將式(26)代入式(27)得
根據(jù)Lyapunov穩(wěn)定定理，系統(tǒng)穩(wěn)定。
(29)
其中：
2.5 抖振的抑制
滑?？刂剖且环N需要頻繁切換控制狀態(tài)的控制方法，系統(tǒng)在到達(dá)滑模面后，將沿滑模面運(yùn)動(dòng)，但由于切換函數(shù)在實(shí)際控制中的滯后性，系統(tǒng)會(huì)在滑模面附近很小的范圍內(nèi)做高頻振蕩即抖振[13]。抖振現(xiàn)象會(huì)給控制系統(tǒng)帶來不穩(wěn)定，破壞系統(tǒng)性能，在理論上無法完全消除，但可以采取一定的措施來抑制。
本文采用一種高增益連續(xù)函數(shù)()替代上述控制器中的符號函數(shù)sgn()，可以在一定程度上抑制抖振：
其中：為很小的正常數(shù)。
3 仿真研究
本文通過Matlab仿真來驗(yàn)證所設(shè)計(jì)控制器的實(shí)效性。
四旋翼飛行器的參數(shù)設(shè)置為：1=2=3=0.010，4=5=6=0.012，1=2=1.25，3=2.5，=2 kg，=0.2 m，=9.8 m/s2。
首先對全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)進(jìn)行普通滑?？刂坪徒K端滑模控制的對比仿真研究。經(jīng)過調(diào)試，普通滑?？刂破鲄?shù)選擇為：1=1，1=0.5，1=2，4=1.5，4=0.7，4=2，終端滑?？刂破鲄?shù)選擇為：1=7，1=3，1=5，1=0.5，4=7，4=3，4=5，4=0.4，=1。
采用普通滑?？刂破骱徒K端滑?？刂破鲿r(shí)，飛行器高度和偏航角的變化曲線見圖1。由圖1可知：對于四旋翼飛行器的控制問題，普通滑?？刂破骺梢栽谳^短的時(shí)間內(nèi)使飛行器穩(wěn)定到期望位置和姿態(tài)，且無超調(diào)，可以滿足控制要求；終端滑?？刂圃诳刂破髟O(shè)計(jì)和參數(shù)調(diào)試上更復(fù)雜，但收斂速度更快，比普通滑?？刂破鞯目刂菩Ч?。
然后對飛行器系統(tǒng)進(jìn)行飛行仿真。全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)采用普通滑?？刂?，欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)采用級聯(lián)形式的滑?？刂啤＝?jīng)過多次調(diào)試，確定控制器的參數(shù)如下：1=0.5，1=0.5，1=5，4=1，4=2，4=5，1=40，2=60，3=25，=10。
要求飛行器從坐標(biāo)(1，1，2)處運(yùn)動(dòng)到(3，3，5)處，偏航角到達(dá)給定值d=45°，并保持俯仰角和滾轉(zhuǎn)角平穩(wěn)收斂到0°，即飛行姿態(tài)平穩(wěn)。
仿真結(jié)果如圖2和圖3所示。由圖2和圖3可知飛行器的位置和姿態(tài)角均在9 s內(nèi)收斂到給定值。
由于第2.4節(jié)設(shè)計(jì)欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)控制器時(shí)取近似≈d，下面分析該近似值選取的合理性。分析圖3中偏航角的變化曲線可知：偏航角通道的響應(yīng)速度很快，在2 s左右達(dá)到40°，即給定值的89%，又由于偏航角在控制器求解中以正余弦三角函數(shù)的形式出現(xiàn)，僅作為系數(shù)存在，故該近似值的選取對控制器的影響很小，對控制效果的影響也可以忽略不計(jì)。
分析位置和姿態(tài)的仿真曲線可知：飛行器在較短的時(shí)間內(nèi)到達(dá)期望位置并懸停在該位置，俯仰角和滾轉(zhuǎn)角變化在很小的范圍內(nèi)，說明飛行器飛行姿態(tài)平穩(wěn)，故該滑?？刂破鲗λ男盹w行器的控制是有效的。
(a) 高度的變化曲線；(b) 偏航角的變化曲線
(a) x的變化曲線；(b) y的變化曲線；(c) z的變化曲線
(a) 俯仰角的變化曲線；(b) 滾轉(zhuǎn)角的變化曲線；(c) 偏航角的變化曲線
4 結(jié)論
1) 針對六自由度四旋翼飛行器這一典型的欠驅(qū)動(dòng)非線性系統(tǒng)，設(shè)計(jì)滑?？刂破?。首先將四旋翼模型分成全驅(qū)動(dòng)和欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)2部分，然后這對這2部分分別設(shè)計(jì)滑?？刂破?。對全驅(qū)動(dòng)部分設(shè)計(jì)基于Backstepping的滑?？刂坪陀邢迺r(shí)間終端滑?？刂?種控制器，對欠驅(qū)動(dòng)部分設(shè)計(jì)了級聯(lián)形式的滑?？刂?。利用Lyapunov穩(wěn)定理論證明了控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。最后通過數(shù)值仿真對所設(shè)計(jì)的整體控制方案進(jìn)行驗(yàn)證，證明該控制方案達(dá)到了滿意的動(dòng)態(tài)控制性能，并能有效地抑制抖振的發(fā)生。
2) 對全驅(qū)動(dòng)部分的普通滑?？刂破骱徒K端滑?？刂破鞯倪M(jìn)行了仿真比較，終端滑模控制器不僅收斂速度快，而且控制效果更好。
[1] YU Yali, SUN Feng, WANG Yuanxi. Controller design of quadrotor aerial robot[J]. Physics Procedia, 2012, 33: 1254?1260.
[2] 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.
[3] NICOL C, MACNAB C J B, RAMIREZ-SERRANO A. Robust adaptive control of a quadrotor helicopter[J]. Mechatronics, 2011, 21(6): 927?938.
[4] BOUABDALLAH S, SIEGWART R. Backstepping and sliding-mode techniques applied to an indoor micro quadrotor[C]//Proceedings of the 2005 IEEE International Conference on Robotics and Automation. Barcelona, Spain: IEEE, 2005: 2247?2252.
[5] XIA Guoyan, LIU Zhenghua. Quadrotor unmanned helicopter attitude control based on improved ADRC[C]//Proceedings of the 2014 IEEE Chinese Guidance, Navigation and Control Conference. Yantai, China: IEEE, 2014: 916?921.
[6] RAFFO G V, ORTEGA M G, RUBIO F R. An integral predictive/nonlinear H∞ control structure for a quadrotor helicopter[J]. Automatica, 2010, 46(1): 29?39.
[7] ZEGHLACHE S, SAIGAA D, KARA K. Backstepping sliding mode controller improved with fuzzy logic: application to the quadrotor helicopter[J]. Archives of Control Sciences, 2012, 22(3): 315?342.
[8] DIKMEN I C, ARISOY A, TEMELTAS H. Attitude control of a quadrotor[C]//Proceedings of the 4th International Conference on Recent Advances in Space Technologies. Istanbul, Turkey: IEEE, 2009: 722?727.
[9] XU Rong, OZGUNER U. Sliding mode control of a quadrotor helicopter[C]//Proceedings of the 45th IEEE Conference on Decision and Control. San Diego, California, USA: IEEE, 2006: 4957?4962.
[10] LEE D, KIM H J, SASTRY S. Feedback linearization vs. adaptive sliding mode control for a quadrotor helicopter[J]. International Journal of Control, Automation and Systems, 2009, 7(3): 419?428.
[11] 王俊生. 四旋翼碟形飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及控制方法研究[D]. 長沙: 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)機(jī)電工程與自動(dòng)化學(xué)院, 2007: 18?35. WANG Junsheng. Design of control system and research on control method for the quad-rotor[D]. Changsha: National University of Defense Technology. College of Mechatronic Engineering and Automation, 2007: 18?35.
[12] BOUABDALLAH S. Design and control of quadrotors with application to autonomous flying[D]. Lausanne, Switzerland: Ecole Polytechnique Federale in Lausanne, 2007: 15?25.
[13] 劉金琨. 滑模變結(jié)構(gòu)控制Matlab仿真[M]. 北京: 清華大學(xué)出版社, 2005: 35?36. LIU Jinkun. Slide mode varying structure control Matlab simulation[M]. Beijing: Tsinghua University Press, 2015: 35?36.
[14] 丁世宏, 李世華. 有限時(shí)間控制問題綜述[J]. 控制與決策, 2011, 26(2): 161?169. DING Shihong, LI Shihua. A survey for finite-time control problems[J]. Control and Decision, 2011, 26(2): 161?169.
[15] 丁鳳. 幾類欠驅(qū)動(dòng)機(jī)器人系統(tǒng)的滑?？刂婆c應(yīng)用[D]. 武漢: 華中科技大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院, 2013: 17?21. DING Feng. Sliding Mode control and application for underactuated robot systems[D]. Wuhan: Huazhong University of Science and Technology. College of Automation, 2013: 17?21.
(編輯 楊幼平)
Sliding mode control of a quadrotor helicopter
WANG Chenlu1, 2, CHEN Zengqiang1, 2, SUN Mingwei1, 2
(1. College of Computer and Control Engineering, Nankai University, Tianjin 300350, China;2. Tianjin Key Laboratory of Intelligent Robotics, Tianjin 300350, China)
A sliding mode control scheme was proposed for a 6 degree of free quadrotor model to improve the robustness of the quadrotor control system. Firstly, the quadrotor model was divided into two parts which included a fully-actuated subsystem and an under-actuated subsystem. The fully-actuated subsystem was composed of two independent loops with altitude and yaw angle, while the under-actuated subsystem had four state variables and two control variables. Secondly, a backstepping based on sliding mode controller and furthermore a finite time terminal sliding mode controller were proposed to the fully-actuated subsystem, and then a cascade sliding mode controller was designed to control the under-actuated subsystem which was transformed into a cascade standard form. Thirdly, the stability of the designed control system was proved by using Lyapunov stability theorem. The results show that the proposed quadrotor control scheme is effective, it not only has good robustness and fast tracking dynamic performance, but also has the ability to restrain buffeting.
quadrotor; under-actuated system; sliding mode control; terminal sliding mode control; back stepping
TP272
A
1672?7207(2017)04?1006?06
10.11817/j.issn.1672?7207.2017.04.021
2016?04?06；
2016?06?18
國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(61573199，61573197)；天津市自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(14JCYBJC18700)(Projects (61573199, 61573197) supported by the National Natural Science Foundation of China; Project (14JCYBJC18700) supported by the Natural Science Foundation of Tianjin City)
陳增強(qiáng)，博士，教授，博士生導(dǎo)師，從事復(fù)雜系統(tǒng)建模控制與仿真、飛行器制導(dǎo)優(yōu)化與控制研究；E-mail：chenzq@nankai.edu.cn
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王辰璐，陳增強(qiáng)，孫明瑋
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小型四旋翼飛行器的滑模控制
王辰璐1, 2，陳增強(qiáng)1, 2，孫明瑋1, 2
(1. 南開大學(xué)計(jì)算機(jī)與控制工程學(xué)院，天津，300350；2. 天津市智能機(jī)器人技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津，300350)
針對1種六自由度四旋翼模型，設(shè)計(jì)滑?？刂破鱽硖岣呖刂葡到y(tǒng)的魯棒性。首先將四旋翼模型劃分為全驅(qū)動(dòng)和欠驅(qū)動(dòng)2部分，全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)由高度和偏航角2個(gè)獨(dú)立回路組成，而欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)則包含4個(gè)被控量和2個(gè)控制量。然后針對全驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)的2個(gè)回路設(shè)計(jì)了基于反步法(Backstepping)的滑?？刂?，并進(jìn)一步推導(dǎo)出有限時(shí)間終端滑?？刂破?。將欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)寫成一種級聯(lián)標(biāo)準(zhǔn)型，并給出一種欠驅(qū)動(dòng)級聯(lián)形式的滑?？刂破?。采用Lyapunov穩(wěn)定性理論證明所設(shè)計(jì)的滑?？刂葡到y(tǒng)的穩(wěn)定性。研究結(jié)果表明：所提出的四旋翼控制器是有效的，它不僅具有良好的魯棒性和快速跟蹤動(dòng)態(tài)性能，而且能夠有效地抑制抖振現(xiàn)象。
四旋翼飛行器；欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)；滑?？刂?；終端滑模控制；反步法
四旋翼飛行器具有機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、控制靈活的特點(diǎn)，可以實(shí)現(xiàn)垂直起降、定點(diǎn)懸停等飛行姿態(tài)，因而被廣泛應(yīng)用于勘測、航拍、監(jiān)控、偵查等活動(dòng)中，近年來已經(jīng)成為軍事、民用領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。六自由度的小型四旋翼飛行器模型具有典型的非線性、強(qiáng)耦合性和欠驅(qū)動(dòng)特性，又極易受到模型本身不確定性和外界空氣動(dòng)力的干擾，因而在控制上存在一定難度[1]。四旋翼飛行器常見的控制方法有Backstepping反步法[2]、自適應(yīng)控制[3]、滑模控制[4]等，近幾年，一些新穎的控制方法如自抗擾控制[5]、模糊控制[6]、魯棒預(yù)測控制[7]等也成功應(yīng)用到四旋翼的控制中。其中滑?？刂埔蚱渚哂恤敯粜詮?qiáng)的特點(diǎn)，成為四旋翼控制的研究熱點(diǎn)之一。DIKMEN等[8]設(shè)計(jì)了應(yīng)用于姿態(tài)控制的滑?？刂破鳎籜U等[9]所設(shè)計(jì)的滑?？刂破魍瑫r(shí)完成了姿態(tài)控制和位置控制；LEE等[10]提出了一種自適應(yīng)控制與滑?？刂葡嘟Y(jié)合的控制方法，通過自適應(yīng)修正不確定性的估計(jì)值，減小了滑?？刂破鞯脑鲆?，使滑模控制更適用于電量有限的微小型四旋翼；王俊生[11]將滑?？刂茖?shí)際應(yīng)用于基于OS4四旋翼平臺的飛行實(shí)驗(yàn)中，并取得了較好的控制效果。在此，本文作者采用滑?？刂婆cBackstepping相結(jié)合的方法，得到的控制器結(jié)構(gòu)簡單，魯棒性強(qiáng)，對于具有強(qiáng)擾動(dòng)和不確定性的四旋翼飛行系統(tǒng)具有很好的控制效果。在滑?？刂频幕A(chǔ)上，還將設(shè)計(jì)有限時(shí)間終端滑?？刂破?，并對兩者的控制效果進(jìn)行比較。
1 四旋翼飛行器非線性模型
四旋翼的原始動(dòng)力學(xué)模型非常復(fù)雜[12]，在合理忽略摩擦阻力和陀螺效應(yīng)的情況下，得到四旋翼飛行器的簡化模型[9]：
其中：(，，)表示飛行器的位置；，和為飛行器的姿態(tài)參數(shù)，分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角；K為阻力系數(shù)；I為每個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；U為4個(gè)控制量；為飛行器的質(zhì)量；為重力加速度；為飛行器的半徑長。
四旋翼飛行器系統(tǒng)有6個(gè)自由度(，，，，，)和4個(gè)控制量(1，2，3，4)，獨(dú)立控制變量的個(gè)數(shù)小于自由度的個(gè)數(shù)，因此，四旋翼飛行器是一個(gè)典型的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。
2 控制器的設(shè)計(jì)
2.1 分析處理飛行器模型
在設(shè)計(jì)控制器前，先對四旋翼飛行器的模型進(jìn)行分析和處理。將模型(1)劃分為2部分：子系統(tǒng)(2)有2個(gè)控制量(1，4)和2個(gè)被控量(，)，因此，是全驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)；子系統(tǒng)(3)有2個(gè)控制量(2，3)和4個(gè)被控量(，，，)，因此，是欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。
(3)
2.2 全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)的滑模控制器設(shè)計(jì)
全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)由高度和偏航角2個(gè)獨(dú)立通道組成，因此可以分別設(shè)計(jì)控制器。以高度通道為例，設(shè)計(jì)基于Backstepping的滑?？刂破?。
Backstepping的核心思想是設(shè)計(jì)1個(gè)虛擬控制量，以此為中間量，利用Lyapunov穩(wěn)定理論反推真正的控制量。對于二階系統(tǒng)，用Backstepping法設(shè)計(jì)滑?？刂破鞣譃?步。
第1步，定義誤差變量：
則
(5)
假設(shè)虛擬控制量為
其中：1為正常數(shù)。
(8)
多余項(xiàng)12使得系統(tǒng)無法滿足Lyapunov穩(wěn)定定理，故在第2步設(shè)計(jì)中，需要在真正的控制量1中加入1項(xiàng)，以消除12。
第2步，選擇滑動(dòng)平面：
(11)
定義整個(gè)控制系統(tǒng)的Lyapunov函數(shù):
(13)
采用指數(shù)型滑模趨近律[13]：
故式(11)和(14)聯(lián)立可以求得
為了消除第1步中引入的12項(xiàng)，在中加入1項(xiàng)，得
(16)
驗(yàn)證Lyapunov穩(wěn)定性:
故系統(tǒng)滿足Lyapunov穩(wěn)定性定理，控制器設(shè)計(jì)完成。同理可以得到偏航角通道的控制器：
(18)
2.3 全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)的終端滑?？刂破髟O(shè)計(jì)
2.2節(jié)所設(shè)計(jì)的滑?？刂破鞑捎镁€性滑模面，系統(tǒng)為指數(shù)型收斂，在時(shí)間趨于無窮的情況下無限趨近于滑模面。終端滑?？刂剖且环N有限時(shí)間控制，即系統(tǒng)能在有限的時(shí)間內(nèi)收斂到滑模面，具有更好的收斂性能和魯棒性[11]。
首先引入有限時(shí)間Lyapunov穩(wěn)定判據(jù)[14]。
1)為正定函數(shù)；
2) 存在正實(shí)數(shù)＞0和∈(0，1)，以及1個(gè)包含原點(diǎn)的開鄰域，使得下列條件成立：
則系統(tǒng)為有限時(shí)間穩(wěn)定的。
可以利用有限時(shí)間Lyapunov穩(wěn)定判據(jù)，在滑?？刂破鞯幕A(chǔ)上，設(shè)計(jì)四旋翼全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)的終端滑模控制器。
仍然以高度控制為例，選擇非線性滑模面[14]：
其中：為正常數(shù)；和為正奇數(shù)，且2＞＞。
(20)
根據(jù)滑?？刂圃淼?/p>
其中：，和均為正實(shí)數(shù)。
根據(jù)有限時(shí)間系統(tǒng)的Lyapunov穩(wěn)定判據(jù)，系統(tǒng)有限時(shí)間穩(wěn)定。
2.4 欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)的滑模控制器設(shè)計(jì)
欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)形式多種多樣，控制器的設(shè)計(jì)方法也不盡相同。首先給出欠驅(qū)動(dòng)模型的一類標(biāo)準(zhǔn)形式，即欠驅(qū)動(dòng)級聯(lián)系統(tǒng)[15]：
其中：1和2為擾動(dòng)項(xiàng)；為控制量；1是關(guān)于1，2，3的函數(shù)，且滿足，可逆且有界。
將式(3)所示的四旋翼飛行器欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)改寫欠驅(qū)動(dòng)級聯(lián)形式：
，
在考慮不確定性和外加干擾的情況下，用1和2表示模型本身不確定性和外部擾動(dòng)的總和，1和2為有界擾動(dòng)，且滿足。此時(shí)控制律為等效控制和切換控制之和，，利用Lyapunov穩(wěn)定性理論求得切換控制。
令
(27)
將式(26)代入式(27)得
根據(jù)Lyapunov穩(wěn)定定理，系統(tǒng)穩(wěn)定。
(29)
其中：
2.5 抖振的抑制
滑?？刂剖且环N需要頻繁切換控制狀態(tài)的控制方法，系統(tǒng)在到達(dá)滑模面后，將沿滑模面運(yùn)動(dòng)，但由于切換函數(shù)在實(shí)際控制中的滯后性，系統(tǒng)會(huì)在滑模面附近很小的范圍內(nèi)做高頻振蕩即抖振[13]。抖振現(xiàn)象會(huì)給控制系統(tǒng)帶來不穩(wěn)定，破壞系統(tǒng)性能，在理論上無法完全消除，但可以采取一定的措施來抑制。
本文采用一種高增益連續(xù)函數(shù)()替代上述控制器中的符號函數(shù)sgn()，可以在一定程度上抑制抖振：
其中：為很小的正常數(shù)。
3 仿真研究
本文通過Matlab仿真來驗(yàn)證所設(shè)計(jì)控制器的實(shí)效性。
四旋翼飛行器的參數(shù)設(shè)置為：1=2=3=0.010，4=5=6=0.012，1=2=1.25，3=2.5，=2 kg，=0.2 m，=9.8 m/s2。
首先對全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)進(jìn)行普通滑?？刂坪徒K端滑模控制的對比仿真研究。經(jīng)過調(diào)試，普通滑?？刂破鲄?shù)選擇為：1=1，1=0.5，1=2，4=1.5，4=0.7，4=2，終端滑?？刂破鲄?shù)選擇為：1=7，1=3，1=5，1=0.5，4=7，4=3，4=5，4=0.4，=1。
采用普通滑?？刂破骱徒K端滑?？刂破鲿r(shí)，飛行器高度和偏航角的變化曲線見圖1。由圖1可知：對于四旋翼飛行器的控制問題，普通滑?？刂破骺梢栽谳^短的時(shí)間內(nèi)使飛行器穩(wěn)定到期望位置和姿態(tài)，且無超調(diào)，可以滿足控制要求；終端滑?？刂圃诳刂破髟O(shè)計(jì)和參數(shù)調(diào)試上更復(fù)雜，但收斂速度更快，比普通滑?？刂破鞯目刂菩Ч?。
然后對飛行器系統(tǒng)進(jìn)行飛行仿真。全驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)采用普通滑?？刂?，欠驅(qū)動(dòng)子系統(tǒng)采用級聯(lián)形式的滑?？刂啤＝?jīng)過多次調(diào)試，確定控制器的參數(shù)如下：1=0.5，1=0.5，1=5，4=1，4=2，4=5，1=40，2=60，3=25，=10。
要求飛行器從坐標(biāo)(1，1，2)處運(yùn)動(dòng)到(3，3，5)處，偏航角到達(dá)給定值d=45°，并保持俯仰角和滾轉(zhuǎn)角平穩(wěn)收斂到0°，即飛行姿態(tài)平穩(wěn)。
仿真結(jié)果如圖2和圖3所示。由圖2和圖3可知飛行器的位置和姿態(tài)角均在9 s內(nèi)收斂到給定值。
由于第2.4節(jié)設(shè)計(jì)欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)控制器時(shí)取近似≈d，下面分析該近似值選取的合理性。分析圖3中偏航角的變化曲線可知：偏航角通道的響應(yīng)速度很快，在2 s左右達(dá)到40°，即給定值的89%，又由于偏航角在控制器求解中以正余弦三角函數(shù)的形式出現(xiàn)，僅作為系數(shù)存在，故該近似值的選取對控制器的影響很小，對控制效果的影響也可以忽略不計(jì)。
分析位置和姿態(tài)的仿真曲線可知：飛行器在較短的時(shí)間內(nèi)到達(dá)期望位置并懸停在該位置，俯仰角和滾轉(zhuǎn)角變化在很小的范圍內(nèi)，說明飛行器飛行姿態(tài)平穩(wěn)，故該滑?？刂破鲗λ男盹w行器的控制是有效的。
(a) 高度的變化曲線；(b) 偏航角的變化曲線
(a) x的變化曲線；(b) y的變化曲線；(c) z的變化曲線
(a) 俯仰角的變化曲線；(b) 滾轉(zhuǎn)角的變化曲線；(c) 偏航角的變化曲線
4 結(jié)論
1) 針對六自由度四旋翼飛行器這一典型的欠驅(qū)動(dòng)非線性系統(tǒng)，設(shè)計(jì)滑?？刂破?。首先將四旋翼模型分成全驅(qū)動(dòng)和欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)2部分，然后這對這2部分分別設(shè)計(jì)滑?？刂破?。對全驅(qū)動(dòng)部分設(shè)計(jì)基于Backstepping的滑?？刂坪陀邢迺r(shí)間終端滑?？刂?種控制器，對欠驅(qū)動(dòng)部分設(shè)計(jì)了級聯(lián)形式的滑?？刂?。利用Lyapunov穩(wěn)定理論證明了控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。最后通過數(shù)值仿真對所設(shè)計(jì)的整體控制方案進(jìn)行驗(yàn)證，證明該控制方案達(dá)到了滿意的動(dòng)態(tài)控制性能，并能有效地抑制抖振的發(fā)生。
2) 對全驅(qū)動(dòng)部分的普通滑?？刂破骱徒K端滑?？刂破鞯倪M(jìn)行了仿真比較，終端滑模控制器不僅收斂速度快，而且控制效果更好。
[1] YU Yali, SUN Feng, WANG Yuanxi. Controller design of quadrotor aerial robot[J]. Physics Procedia, 2012, 33: 1254?1260.
[2] 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.
[3] NICOL C, MACNAB C J B, RAMIREZ-SERRANO A. Robust adaptive control of a quadrotor helicopter[J]. Mechatronics, 2011, 21(6): 927?938.
[4] BOUABDALLAH S, SIEGWART R. Backstepping and sliding-mode techniques applied to an indoor micro quadrotor[C]//Proceedings of the 2005 IEEE International Conference on Robotics and Automation. Barcelona, Spain: IEEE, 2005: 2247?2252.
[5] XIA Guoyan, LIU Zhenghua. Quadrotor unmanned helicopter attitude control based on improved ADRC[C]//Proceedings of the 2014 IEEE Chinese Guidance, Navigation and Control Conference. Yantai, China: IEEE, 2014: 916?921.
[6] RAFFO G V, ORTEGA M G, RUBIO F R. An integral predictive/nonlinear H∞ control structure for a quadrotor helicopter[J]. Automatica, 2010, 46(1): 29?39.
[7] ZEGHLACHE S, SAIGAA D, KARA K. Backstepping sliding mode controller improved with fuzzy logic: application to the quadrotor helicopter[J]. Archives of Control Sciences, 2012, 22(3): 315?342.
[8] DIKMEN I C, ARISOY A, TEMELTAS H. Attitude control of a quadrotor[C]//Proceedings of the 4th International Conference on Recent Advances in Space Technologies. Istanbul, Turkey: IEEE, 2009: 722?727.
[9] XU Rong, OZGUNER U. Sliding mode control of a quadrotor helicopter[C]//Proceedings of the 45th IEEE Conference on Decision and Control. San Diego, California, USA: IEEE, 2006: 4957?4962.
[10] LEE D, KIM H J, SASTRY S. Feedback linearization vs. adaptive sliding mode control for a quadrotor helicopter[J]. International Journal of Control, Automation and Systems, 2009, 7(3): 419?428.
[11] 王俊生. 四旋翼碟形飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及控制方法研究[D]. 長沙: 國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)機(jī)電工程與自動(dòng)化學(xué)院, 2007: 18?35. WANG Junsheng. Design of control system and research on control method for the quad-rotor[D]. Changsha: National University of Defense Technology. College of Mechatronic Engineering and Automation, 2007: 18?35.
[12] BOUABDALLAH S. Design and control of quadrotors with application to autonomous flying[D]. Lausanne, Switzerland: Ecole Polytechnique Federale in Lausanne, 2007: 15?25.
[13] 劉金琨. 滑模變結(jié)構(gòu)控制Matlab仿真[M]. 北京: 清華大學(xué)出版社, 2005: 35?36. LIU Jinkun. Slide mode varying structure control Matlab simulation[M]. Beijing: Tsinghua University Press, 2015: 35?36.
[14] 丁世宏, 李世華. 有限時(shí)間控制問題綜述[J]. 控制與決策, 2011, 26(2): 161?169. DING Shihong, LI Shihua. A survey for finite-time control problems[J]. Control and Decision, 2011, 26(2): 161?169.
[15] 丁鳳. 幾類欠驅(qū)動(dòng)機(jī)器人系統(tǒng)的滑?？刂婆c應(yīng)用[D]. 武漢: 華中科技大學(xué)自動(dòng)化學(xué)院, 2013: 17?21. DING Feng. Sliding Mode control and application for underactuated robot systems[D]. Wuhan: Huazhong University of Science and Technology. College of Automation, 2013: 17?21.
(編輯 楊幼平)
Sliding mode control of a quadrotor helicopter
WANG Chenlu1, 2, CHEN Zengqiang1, 2, SUN Mingwei1, 2
(1. College of Computer and Control Engineering, Nankai University, Tianjin 300350, China;2. Tianjin Key Laboratory of Intelligent Robotics, Tianjin 300350, China)
A sliding mode control scheme was proposed for a 6 degree of free quadrotor model to improve the robustness of the quadrotor control system. Firstly, the quadrotor model was divided into two parts which included a fully-actuated subsystem and an under-actuated subsystem. The fully-actuated subsystem was composed of two independent loops with altitude and yaw angle, while the under-actuated subsystem had four state variables and two control variables. Secondly, a backstepping based on sliding mode controller and furthermore a finite time terminal sliding mode controller were proposed to the fully-actuated subsystem, and then a cascade sliding mode controller was designed to control the under-actuated subsystem which was transformed into a cascade standard form. Thirdly, the stability of the designed control system was proved by using Lyapunov stability theorem. The results show that the proposed quadrotor control scheme is effective, it not only has good robustness and fast tracking dynamic performance, but also has the ability to restrain buffeting.
quadrotor; under-actuated system; sliding mode control; terminal sliding mode control; back stepping
TP272
A
1672?7207(2017)04?1006?06
10.11817/j.issn.1672?7207.2017.04.021
2016?04?06；
2016?06?18
國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(61573199，61573197)；天津市自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(14JCYBJC18700)(Projects (61573199, 61573197) supported by the National Natural Science Foundation of China; Project (14JCYBJC18700) supported by the Natural Science Foundation of Tianjin City)
陳增強(qiáng)，博士，教授，博士生導(dǎo)師，從事復(fù)雜系統(tǒng)建模控制與仿真、飛行器制導(dǎo)優(yōu)化與控制研究；E-mail：chenzq@nankai.edu.cn
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