肖英楠

(成都理工大學(xué) 工程技術(shù)學(xué)院，成都 614000)

0 引言

無(wú)人機(jī)是不攜帶駕駛員，利用無(wú)線電通訊設(shè)備進(jìn)行遙控的飛機(jī)[1]。無(wú)人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型簡(jiǎn)單，因?yàn)閮蓚?cè)翼面壓力差，使翼面形成壓力差，從而實(shí)現(xiàn)飛行。無(wú)人機(jī)操作簡(jiǎn)單，機(jī)動(dòng)靈活，但易受風(fēng)等外力影響，所以無(wú)人機(jī)對(duì)外部環(huán)境有著嚴(yán)格的要求。以往的四旋翼無(wú)人機(jī)都是采用非線性自抗擾控制技術(shù)，無(wú)人機(jī)的3個(gè)分量都是非線性的，因此可以很好實(shí)現(xiàn)解耦，而采用非線性有源干擾抑制技術(shù)，由于采用了非線性模塊，因此其調(diào)節(jié)參數(shù)較多，難以準(zhǔn)確地確定穩(wěn)定邊界，且容易產(chǎn)生抖振現(xiàn)象，使得所設(shè)計(jì)的控制器難以應(yīng)用于工程實(shí)際；利用線性自抗擾技術(shù)實(shí)現(xiàn)了無(wú)人機(jī)的控制，該控制器調(diào)節(jié)參數(shù)少，易于整定，能夠?qū)ο到y(tǒng)總干擾實(shí)時(shí)估計(jì)和補(bǔ)償，并且易于工程應(yīng)用[2]。但由于放棄了傳統(tǒng)自抗擾跟蹤微分器，在某些特殊情況下，降低了系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能，使得執(zhí)行器容易飽和，系統(tǒng)輸出容易超調(diào)，實(shí)際控制效果也會(huì)有所改變。根據(jù)工程實(shí)際需要，提出了一種基于核相關(guān)濾波的無(wú)人機(jī)偏航角跟蹤控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)方案，該系統(tǒng)可靠性和實(shí)用性在實(shí)際飛行中得到了驗(yàn)證。

1 系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

無(wú)人駕駛飛行器偏航角跟蹤控制系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖1。

圖1 系統(tǒng)總體結(jié)構(gòu)

由圖1可知，該無(wú)人機(jī)偏航角跟蹤控制系統(tǒng)主要由碳棒保護(hù)罩、葉片、直流無(wú)刷電機(jī)、機(jī)體、飛行控制和電子速度控制器組成。刀片裝在直流無(wú)刷電機(jī)上，機(jī)身四端裝有四臺(tái)直流無(wú)刷電機(jī)[3]。4臺(tái)直流無(wú)刷電動(dòng)機(jī)全部由4臺(tái)電子驅(qū)動(dòng)，飛控是無(wú)人機(jī)的重要組成部分，它被固定在四翼無(wú)人機(jī)中心[4]。

碳棒保護(hù)罩是由多根碳棒連接在一起的，其彈性較好。碳棒護(hù)罩能保證實(shí)驗(yàn)員和飛行控制臺(tái)的安全，葉輪是提升和抗扭能力的直接源泉。雙角翼在同一個(gè)方向上轉(zhuǎn)動(dòng)，產(chǎn)生了升力和抗扭矩，使得無(wú)人機(jī)可以靈活地飛行。直流無(wú)刷電機(jī)重量輕，壽命長(zhǎng)，性能可靠，永不磨損。重點(diǎn)是它具有低噪聲、旋轉(zhuǎn)平滑等特點(diǎn)，非常適合無(wú)人機(jī)。機(jī)體材料為輕金屬，耐磨損，電子速度控制器和直流無(wú)刷電機(jī)固定在機(jī)體的末端，兩個(gè)電池組分別固定在機(jī)體中心下端和帶子上[5]。無(wú)人機(jī)的核心是飛行控制，飛控系統(tǒng)中內(nèi)建的傳感器能夠感知無(wú)人機(jī)的姿態(tài)信息。電速控制器的一端與直流無(wú)刷電機(jī)相連，如果隨意改變兩根導(dǎo)線的順序，就會(huì)使無(wú)刷直流電機(jī)轉(zhuǎn)向[6]。

2 系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

無(wú)人機(jī)由于承載能力有限，其飛行質(zhì)量完全取決于控制系統(tǒng)，所以飛行控制硬件的選擇應(yīng)遵循輕便、性能好、穩(wěn)定可靠的原則。無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制所需的硬件主要有主控芯片、姿態(tài)傳感器、高度計(jì)、遙控接收機(jī)等。圖2中顯示了系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)。

圖2 系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)

2.1 主控芯片

無(wú)人機(jī)主控芯片主要負(fù)責(zé)傳感器數(shù)據(jù)的采集、讀取、與地面站的信息交互、無(wú)人機(jī)姿態(tài)的實(shí)時(shí)計(jì)算、姿態(tài)控制。因此，要求主控芯片具備快速運(yùn)算能力和較強(qiáng)可靠性[7-9]。所以，在252MIPSCortex-M4結(jié)構(gòu)的32位單片機(jī)基礎(chǔ)上，采用 ST公司STM32F407作為主控芯片，它支持單精度浮點(diǎn)運(yùn)算，時(shí)鐘頻率可以達(dá)到168 MHz，擁有豐富的硬件存取 II資源(6 USART,2I2C,2 CAN等),DMA控制方式強(qiáng)大，能保證無(wú)人機(jī)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和實(shí)時(shí)性。

2.2 方位角度傳感器

角傳感器是用來(lái)檢測(cè)的，與軸線配合。與 RCX連接時(shí)，角度傳感器計(jì)數(shù)轉(zhuǎn)軸為1/16。沿著某一方向旋轉(zhuǎn)，計(jì)數(shù)增加，但改變旋轉(zhuǎn)方向，計(jì)數(shù)減少。計(jì)數(shù)器關(guān)系到角度傳感器的初始位置，方向盤(pán)下安裝有轉(zhuǎn)向角傳感器，它是霍爾傳感器。與方向盤(pán)下轉(zhuǎn)換模塊配合，為ESP電子控制單元提供方向盤(pán)轉(zhuǎn)動(dòng)方向、角度、速度等信號(hào)[10-12]。由感應(yīng)器測(cè)得的方位角是沿順時(shí)針?lè)较驈囊粋€(gè)點(diǎn)的北向線到目標(biāo)線的水平角，這是一個(gè)雙面角，也就是子午圓平面與通過(guò)該物體的水平子午圓平面的夾角，將子午圈所在面作為起始面，順時(shí)針?lè)较驕y(cè)量[13]。地平圈也可進(jìn)行方位測(cè)量，從南點(diǎn)開(kāi)始以順時(shí)針?lè)较蛳蚰线M(jìn)行測(cè)量。

2.3 遙控器接收機(jī)

接收端匹配遙控器統(tǒng)一頻率為2.4 GHz，支持SBUS信號(hào)。該系統(tǒng)可用于地面遙控，提供無(wú)人機(jī)控制指令，基于遙控桿的位置，生成具有不同脈沖寬度PWM信號(hào)，并將PWM轉(zhuǎn)換為所需的控制指令，這樣操作人員就可以通過(guò)遙控器上的杠桿來(lái)控制無(wú)人機(jī)。當(dāng)接收器的觸點(diǎn)對(duì)頻接收通電后，觸點(diǎn)按鍵，打開(kāi)遙控器電源開(kāi)關(guān)，對(duì)頻成功；而SBUS主要用于多軸無(wú)人機(jī)，適用于飛控等支持SBUS信號(hào)飛控。在系統(tǒng)設(shè)置中，選擇TX電壓，如果采用用戶自行供電方式，應(yīng)注意接線方式，否則會(huì)燒壞遙控。接收機(jī)支持PWM信號(hào)，8個(gè)通道信號(hào)同步并行響應(yīng)，抗干擾能力得到提高，同時(shí)SBUS信號(hào)插口，解決了接收機(jī)與飛控連接線復(fù)雜難題。當(dāng)接收機(jī)接收不到發(fā)射機(jī)信號(hào)時(shí)，接收機(jī)油門(mén)輸出900US失控保護(hù)信號(hào)。

2.4 旋翼偏航控制器

無(wú)人駕駛飛行器在飛行過(guò)程中，可以控制4種基本運(yùn)動(dòng)狀態(tài)：垂直上升、懸停、滾動(dòng)、俯仰和水平旋轉(zhuǎn)。四旋翼無(wú)人機(jī)在實(shí)現(xiàn)垂直起升和懸停時(shí)，需要同時(shí)改變4個(gè)電機(jī)的輸出功率，使4個(gè)轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速同時(shí)發(fā)生變化，從而改變了系統(tǒng)總升力[14-15]。總提升力大于或小于飛機(jī)重力時(shí)，無(wú)人機(jī)垂直運(yùn)動(dòng)，當(dāng)升力等于飛行器重力時(shí)，無(wú)人機(jī)懸停運(yùn)動(dòng)。

要實(shí)現(xiàn)旋翼無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，就必須對(duì)四旋翼左右電機(jī)輸出功率進(jìn)行調(diào)整。就右傾運(yùn)動(dòng)而言，通過(guò)增大左轉(zhuǎn)電機(jī)輸出功率可以提高左轉(zhuǎn)電機(jī)速度。就左傾運(yùn)動(dòng)而言，降低右旋翼電機(jī)輸出功率同時(shí)，使右升力小于左升力，機(jī)體向右傾斜?；诹Φ姆治?，飛機(jī)上的合力推動(dòng)旋翼右轉(zhuǎn)?？v搖運(yùn)動(dòng)和滾搖運(yùn)動(dòng)的實(shí)現(xiàn)原理基本上相同，只不過(guò)是系統(tǒng)前后轉(zhuǎn)子電機(jī)輸出功率不同。

3 系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

3.1 核相關(guān)濾波的無(wú)人機(jī)偏航角跟蹤控制原理

核相關(guān)濾波器跟蹤就是利用濾波器對(duì)檢測(cè)到的目標(biāo)圖像進(jìn)行濾波，然后根據(jù)濾波結(jié)果對(duì)目標(biāo)定位。假定輸入圖像經(jīng)過(guò)濾波后，輸出結(jié)果為二維高斯分布，峰值正好位于輸入圖像的中心。核相關(guān)濾波器跟蹤的關(guān)鍵在于通過(guò)搜索濾波器響應(yīng)峰值來(lái)估計(jì)目標(biāo)位置，構(gòu)造濾波器并根據(jù)目標(biāo)變化和場(chǎng)景變化實(shí)時(shí)更新。

以標(biāo)準(zhǔn)目標(biāo)模板f(x)作為輸入圖像，目標(biāo)處于模板的中心位置。濾波器系統(tǒng)函數(shù)為h(x)濾波器的響應(yīng)輸出為g(x)，則系統(tǒng)的響應(yīng)如式(1)所示：

g(x)=f(x)?g(x)

(1)

公式(1)中，?表示卷積計(jì)算，根據(jù)核相關(guān)濾波對(duì)應(yīng)的乘積，在濾波范圍內(nèi)按元素一一對(duì)應(yīng)相乘。輸入無(wú)人機(jī)拍攝到的圖像傅立葉變換，輸入圖像變換結(jié)果為：

F=μ(f)

(2)

濾波器函數(shù)的傅立葉變換為：

H=μ(h)

(3)

濾波響應(yīng)的傅立葉變換為：

G=μ(g)

(4)

其中：μ表示傅立葉變換參數(shù)，核相關(guān)濾波響應(yīng)公式為：

G=F*H?

(5)

公式(5)中，*表示按照元素相乘符號(hào)；?表示復(fù)數(shù)共軛。

手工指定約束濾波的目標(biāo)模板，約束濾波輸出達(dá)到預(yù)期的最大響應(yīng)。指定濾波器輸出的二維高斯函數(shù)，其峰值以目標(biāo)模板f中的目標(biāo)為中心，則濾波器系統(tǒng)函數(shù)H?可以表示為:

(6)

用所獲得的濾波函數(shù)對(duì)后續(xù)視頻進(jìn)行相關(guān)濾波，然后再通過(guò)傅立葉反變換進(jìn)行時(shí)域變換。理論上，濾波器的響應(yīng)總是在目標(biāo)位置處取最大值，因此可以通過(guò)濾波器的輸運(yùn)來(lái)估計(jì)目標(biāo)運(yùn)動(dòng)位置。

3.2 偏航角跟蹤控制流程

四臺(tái)直流無(wú)刷電動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的反矩力不能抵消，機(jī)體將繞Z軸逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)。不考慮彈性變形和振動(dòng)，將整個(gè)旋翼可視為一個(gè)六自由度的剛體，四旋翼提供升力，因此，無(wú)人機(jī)是一個(gè)四輸入六輸出的控制系統(tǒng)。剛性物體的六個(gè)自由度是圍繞3個(gè)軸線旋轉(zhuǎn)(滾動(dòng)、俯仰和偏航)和重心沿3個(gè)軸線作直線運(yùn)動(dòng)(前進(jìn)和后退，向左和向右以及上升)。當(dāng)無(wú)人機(jī)飛行速度較低時(shí)，不考慮飛機(jī)氣動(dòng)效應(yīng)，由此確定地面參考坐標(biāo)系與無(wú)人機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系，如圖3所示。

圖3 地面參考坐標(biāo)系與無(wú)人機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系

由圖3可知，為了設(shè)計(jì)無(wú)人機(jī)偏航角跟蹤控制流程，在圖3所示坐標(biāo)系支持下，得到地面參考坐標(biāo)系和固定在無(wú)人機(jī)上的坐標(biāo)系，由此確定無(wú)人機(jī)在地面參考坐標(biāo)系中相對(duì)于坐標(biāo)系原點(diǎn)的姿態(tài)和位置。其中姿態(tài)角表示無(wú)人機(jī)偏航角，姿態(tài)角和位置構(gòu)成了無(wú)人機(jī)在空間中六個(gè)自由度。

綜上所述，得到偏航角跟蹤控制軟件流程如圖4所示。

圖4 偏航角跟蹤控制軟件流程

軟件編程利用C語(yǔ)言編程軟件實(shí)現(xiàn)。由圖4可知，無(wú)人機(jī)通過(guò)控制發(fā)動(dòng)機(jī)加減速實(shí)現(xiàn)偏航角。旋轉(zhuǎn)機(jī)翼的橫向和縱向搖擺通過(guò)控制機(jī)翼同側(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)的加速和減速來(lái)實(shí)現(xiàn)。轉(zhuǎn)子要想向左滾動(dòng)，必須對(duì)轉(zhuǎn)子座右側(cè)的兩個(gè)電機(jī)進(jìn)行加速度，左邊的兩個(gè)電機(jī)進(jìn)行減速；同樣地，要使轉(zhuǎn)子向前飛行，機(jī)架前面的兩臺(tái)電動(dòng)機(jī)必須減速，后面的兩臺(tái)電動(dòng)機(jī)必須加速；要使轉(zhuǎn)子(偏航)左右轉(zhuǎn)動(dòng)，則必須在同一方向由一臺(tái)電動(dòng)機(jī)進(jìn)行加速，另一臺(tái)電動(dòng)機(jī)進(jìn)行減速。通過(guò)對(duì)電機(jī)加速度的調(diào)節(jié)，使多轉(zhuǎn)子向所需方向傾斜，實(shí)現(xiàn)水平飛行。傾斜越大，加速越快。同時(shí)控制各電機(jī)的加速度，使之達(dá)到預(yù)定的飛行角度，從而完成系統(tǒng)設(shè)計(jì)。

4 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

在matlab/simulink里對(duì)基于核相關(guān)濾波的無(wú)人機(jī)偏航角跟蹤控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)合理性進(jìn)行實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證分析。

4.1 四旋翼無(wú)人機(jī)

以Draganflyer公司生產(chǎn)的vti四旋翼無(wú)人機(jī)為例，機(jī)體使用碳纖維和高性能塑料，4個(gè)旋翼馬達(dá)主要是由機(jī)載電子設(shè)備提供動(dòng)力的，由此實(shí)現(xiàn)不同方向飛行。vti四旋翼無(wú)人機(jī)實(shí)體圖如圖5所示。

圖5 vti四旋翼無(wú)人機(jī)

無(wú)人機(jī)飛行控制器和地面站組成控制系統(tǒng)，該系統(tǒng)用于通信控制，機(jī)載傳感器由接收器、超聲速聲吶定位傳感器、藍(lán)牙等組成。接收器可提供2 m左右的水平位置，聲吶定位傳感器可提供3 m左右的障礙信息，無(wú)人機(jī)與地面站間通過(guò)藍(lán)牙通信傳輸數(shù)據(jù)。

4.2 無(wú)人機(jī)輸出跟蹤曲線

無(wú)人機(jī)在x、y、z軸方向期望輸出曲線如圖6所示。

圖6 x、y、z軸方向期望輸出曲線

由圖6可知，無(wú)人機(jī)在x軸方向上實(shí)際位移波動(dòng)曲線具有一定規(guī)律性，在正方向上飛行距離為0.5 m，在反方向上飛行距離為1.0 m；無(wú)人機(jī)在y軸方向上實(shí)際位移波動(dòng)曲線在4 s后具有一定規(guī)律性，在正方向上飛行距離為1.3 m，在反方向上飛行距離為1.0 m；無(wú)人機(jī)在z軸方向上實(shí)際位移波動(dòng)曲線不具有規(guī)律性，在正方向上飛行距離為1.1 m，在反方向上飛行距離為1.5 m。

4.3 偏航角跟蹤結(jié)果對(duì)比分析

分別使用非線性自抗擾控制技術(shù)設(shè)計(jì)的系統(tǒng)Q1、線性自抗擾技術(shù)設(shè)計(jì)的系統(tǒng)Q2和基于核相關(guān)濾波控制系統(tǒng)Q3對(duì)3個(gè)方向無(wú)人機(jī)飛行偏航角進(jìn)行跟蹤，對(duì)比內(nèi)容如下所示。

4.3.1 滾轉(zhuǎn)角

保持無(wú)人機(jī)在z軸方向上飛行距離不變，分別使用3種系統(tǒng)跟蹤無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)角，結(jié)果如圖7所示。

圖7 3種系統(tǒng)無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)角跟蹤結(jié)果對(duì)比分析

由圖7可知，使用非線性自抗擾控制技術(shù)設(shè)計(jì)的系統(tǒng)和線性自抗擾技術(shù)設(shè)計(jì)的系統(tǒng)與實(shí)際值不一致，最大誤差分別為0.5°和0.3°，而使用基于核相關(guān)濾波控制系統(tǒng)與實(shí)際值一致，誤差為0。

4.3.2 俯仰角

保持無(wú)人機(jī)在z軸方向上飛行距離不變，分別使用3種系統(tǒng)跟蹤無(wú)人機(jī)滾轉(zhuǎn)角，結(jié)果如圖8所示。

圖8 3種系統(tǒng)無(wú)人機(jī)俯仰角跟蹤結(jié)果對(duì)比分析

由圖8可知，使用非線性自抗擾控制技術(shù)設(shè)計(jì)的系統(tǒng)與實(shí)際值不一致，最大誤差為1.1°；使用線性自抗擾技術(shù)設(shè)計(jì)的系統(tǒng)與實(shí)際值相差較大，最大誤差為4°，最小誤差為2°；使用基于核相關(guān)濾波控制系統(tǒng)與實(shí)際值軌跡基本一致，誤差為0.05°。

通過(guò)上述分析結(jié)果可知，使用基于核相關(guān)濾波控制系統(tǒng)偏航角跟蹤控制精準(zhǔn)度較高。

5 結(jié)束語(yǔ)

利用核相關(guān)濾波技術(shù)設(shè)計(jì)了無(wú)人機(jī)的偏航角跟蹤控制系統(tǒng)，給出了整個(gè)姿態(tài)控制系統(tǒng)的軟硬件實(shí)現(xiàn)。實(shí)驗(yàn)中較好的控制參數(shù)驗(yàn)證了控制方法的有效性，為今后無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的研究提供了新的思路。

基于核相關(guān)濾波技術(shù)設(shè)計(jì)的無(wú)人機(jī)偏航角跟蹤控制系統(tǒng)已經(jīng)達(dá)到了初步的研究目標(biāo)，但在許多方面還有待改進(jìn)，對(duì)于目標(biāo)狀態(tài)估計(jì)算法，在跟蹤目標(biāo)運(yùn)動(dòng)速度變化不大的情況下，其狀態(tài)估計(jì)結(jié)果比較穩(wěn)定、準(zhǔn)確，但在速度變化時(shí)目標(biāo)出現(xiàn)次數(shù)較多，具有明顯的滯后性。將來(lái)，可以考慮使用多種模型對(duì)跟蹤目標(biāo)的狀態(tài)轉(zhuǎn)移過(guò)程聯(lián)合描述。