熊 吉，許春霞，胡 瑞,，Catherine McQuade，熊 樂，朱亞東，楊金偉

(1.南昌工程學(xué)院 江西省精密驅(qū)動與控制重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南昌 330099；2.Department of Mechanical Engineering,The University of Sheffield,Sheffield S1 3JD,UK)

0 引 言

矢量無人機(jī)在三維空間飛行有出色的機(jī)動性，能夠在任意方向?qū)崿F(xiàn)起降、俯仰、橫滾、偏航和懸停等飛行姿態(tài)穩(wěn)定完成。自20世紀(jì)20年代以來，無人機(jī)行業(yè)發(fā)展迅速，在軍事和民用領(lǐng)域得到了大量的應(yīng)用[1]。無人機(jī)的核心是飛行控制策略，它是能夠穩(wěn)定無人機(jī)飛行姿態(tài)并實(shí)現(xiàn)人機(jī)自主或半自主飛行的控制系統(tǒng)。多數(shù)飛行控制策略初始主要采用經(jīng)典的單回路頻域、比例積分微分控制(Proportion Integration Differentiation,PID)和魯棒控制等線性控制方法以實(shí)現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)及其應(yīng)用[2]。然而，隨著無人機(jī)飛行性能要求的復(fù)雜化，常規(guī)線性控制已經(jīng)很難滿足無人機(jī)任務(wù)的實(shí)際需求[3]，這也使得無人機(jī)控制策略選擇趨于多元化[4]。

在飛行控制方面，矢量無人機(jī)克服了單一固定翼無人機(jī)穩(wěn)定飛行及其起降空間要求的機(jī)動性固有限制，并拓展了常規(guī)系統(tǒng)的控制運(yùn)行范圍[5]。與此同時，無人機(jī)機(jī)翼和螺旋槳設(shè)計(jì)對保障無人機(jī)穩(wěn)定飛行也有很大幫助[6-7]。此外，有限元模型及其仿真技術(shù)應(yīng)用于優(yōu)化無人機(jī)飛行穩(wěn)定設(shè)計(jì)方面也日益受到重視。利用有限元模型來確定無人機(jī)機(jī)翼、機(jī)身和螺旋槳的變形和應(yīng)力，其能夠改善無人機(jī)結(jié)構(gòu)的性能,優(yōu)化無人機(jī)的飛行穩(wěn)定性，并且有效地降噪[8]。

針對矢量無人機(jī)飛行穩(wěn)定問題，雖然國內(nèi)外學(xué)者在無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定保障和控制策略方面做了大量研究[8-9]，取得了一定的研究成果，但大多數(shù)對矢量無人機(jī)飛行穩(wěn)定控制策略的研究還不夠系統(tǒng)全面和深入，導(dǎo)致矢量無人機(jī)在穩(wěn)定性能方面存在一定缺陷。因此，本文面向保障飛行姿態(tài)穩(wěn)定性矢量無人機(jī)研制的設(shè)計(jì)需求，結(jié)合矢量無人機(jī)適宜的飛行控制策略及其匹配的矢量動力特性，為未來矢量無人機(jī)飛行控制策略優(yōu)化及其飛行穩(wěn)定性能保障提供基礎(chǔ)理論和設(shè)計(jì)經(jīng)驗(yàn)，以避免出現(xiàn)飛行姿態(tài)失穩(wěn)甚至“炸機(jī)”事故產(chǎn)生。本文在課題組長期從事多旋翼和矢量無人機(jī)創(chuàng)新設(shè)計(jì)和穩(wěn)定分析控制策略的研究[10-14]基礎(chǔ)上，結(jié)合國內(nèi)外研究工作，針對解決矢量無人機(jī)飛行姿態(tài)失穩(wěn)問題及其對應(yīng)的飛行控制策略匹配問題進(jìn)行系統(tǒng)性闡述并提出相應(yīng)的解決方案。

1 矢量無人機(jī)設(shè)計(jì)保障

1.1 奇數(shù)矢量無人機(jī)

目前的奇數(shù)矢量無人機(jī)主要是三軸矢量無人機(jī)。該類無人機(jī)動力矢量部分中的轉(zhuǎn)子會給系統(tǒng)帶來不穩(wěn)定的反作用扭矩，這種反作用扭矩將克服三個電機(jī)產(chǎn)生的額外反轉(zhuǎn)矩以達(dá)到飛行力矩平衡，從而使機(jī)體飛行更加穩(wěn)定。文獻(xiàn)[15]提出了一種新型三旋翼矢量無人機(jī)的設(shè)計(jì)與控制方法，利用差分傾斜轉(zhuǎn)子產(chǎn)生旋轉(zhuǎn)力矩，以實(shí)現(xiàn)扭矩和動力矢量的完全控制。文獻(xiàn)[16]設(shè)計(jì)的三旋翼矢量無人機(jī)克服了傳統(tǒng)旋翼無人機(jī)在懸停狀態(tài)下無法改變姿態(tài)的局限性，開發(fā)的魯棒反饋線性化控制器能夠使高耦合的非線性三旋翼矢量無人機(jī)具有高度靈活性和可操作性。為探索三軸及以上矢量動力無人機(jī)的研究，文獻(xiàn)[13]提出了一種不完全矢量動力驅(qū)動模式的三軸矢量無人機(jī)，解決了無人機(jī)奇數(shù)個動力電機(jī)反轉(zhuǎn)矩不平衡的問題并為之提供了一種新的解決方案和設(shè)計(jì)思路，其飛行所需升力全部由旋翼拉力提供，通過旋翼轉(zhuǎn)速控制高度，飛行速度通過飛行器不同的俯仰運(yùn)動實(shí)現(xiàn)控制，而俯仰角則是通過前后旋翼的轉(zhuǎn)速差實(shí)現(xiàn)控制。圖1為三軸矢量無人機(jī)飛行原理圖，其中f1、f2、f3分別為三旋翼的升力，mg為機(jī)體重力，l1、l2、l3分為旋翼之間或到機(jī)體坐標(biāo)系的距離，α為傾轉(zhuǎn)角,B(OBxByBzB)為機(jī)體坐標(biāo)系，I(Oxyz)為慣性坐標(biāo)系。

圖1 三軸矢量無人機(jī)飛行原理圖[16]

三軸外的其他奇數(shù)矢量無人機(jī)研究相對少見，例如單旋翼矢量無人機(jī)。文獻(xiàn)[17]提出了一種新穎的垂直起降單旋翼無人機(jī)，該無人機(jī)結(jié)合比例-比例積分控制(P-PI)和PID控制，建立了一種利用四個控制鰭來抵消角動量和控制無人機(jī)姿態(tài)的新型控制結(jié)構(gòu)。另外，五旋翼矢量無人機(jī)在原有旋翼無人機(jī)上加以改良。文獻(xiàn)[18]設(shè)計(jì)了一種五旋翼混合動力無人機(jī)，其飛行控制與四旋翼類似，對角槳同向旋轉(zhuǎn)，相鄰槳逆向旋轉(zhuǎn)，平衡自身扭矩，主升力旋翼產(chǎn)生的扭矩通過舵面平衡，舵面角度由飛控控制，可以有效提高無人機(jī)的續(xù)航時間，實(shí)現(xiàn)動態(tài)實(shí)時調(diào)節(jié)，增強(qiáng)無人機(jī)的穩(wěn)定性，同時增加承受更大載荷的能力。

1.2 偶數(shù)矢量無人機(jī)

在飛行姿態(tài)方面，偶數(shù)矢量無人機(jī)相對于奇數(shù)矢量無人機(jī)更加平衡而無需重點(diǎn)考慮反向扭矩。雙軸矢量無人機(jī)在偶數(shù)矢量無人機(jī)中的特點(diǎn)鮮明，其通過減少旋翼數(shù)量，可有效減少單位時間動力需求，且可在一定程度上降低螺旋槳之間的空氣動力干擾。通過自動傾斜器同向同角度轉(zhuǎn)動對無人機(jī)的俯仰角進(jìn)行控制，其傾斜器反向同角度轉(zhuǎn)動和僅具有揮舞運(yùn)動的半剛性旋翼對無人機(jī)的航向角進(jìn)行控制。利用旋翼轉(zhuǎn)速差對無人機(jī)的滾轉(zhuǎn)角進(jìn)行控制，其旋翼轉(zhuǎn)速等量增減可以實(shí)現(xiàn)無人機(jī)高度的控制[10]。因此，雙軸矢量無人機(jī)減少旋翼的同時，穩(wěn)定性和抗干擾性相對會有所降低。相較其他矢量無人機(jī)而言，雙軸矢量無人機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，抗干擾能力較好，飛控的容錯率較高且成本較低。文獻(xiàn)[14]提供了一種新型矢量兩軸垂直起降載運(yùn)的無人機(jī)，解決了現(xiàn)有的雙軸載運(yùn)矢量無人機(jī)短缺問題。

四旋翼無人機(jī)是運(yùn)用最廣泛的偶數(shù)矢量無人機(jī)，具有良好的對稱結(jié)構(gòu)，機(jī)體呈“十”字交叉狀，四個旋翼剛性固連在四個端點(diǎn)上，這種結(jié)構(gòu)能夠通過對稱旋翼產(chǎn)生的反向扭矩來避免機(jī)體自轉(zhuǎn)，從而使分析簡單、控制簡便。四旋翼無人機(jī)通過改變旋翼轉(zhuǎn)速來控制無人機(jī)的飛行姿態(tài)，其起降運(yùn)動依靠電動機(jī)所產(chǎn)生的總升力，俯仰、橫滾和偏航運(yùn)動通過各電動機(jī)產(chǎn)生的升力差實(shí)現(xiàn)。旋翼無人機(jī)能夠較好完成垂直起降和懸停，而固定翼無人機(jī)的巡航時間較長?；诖?，文獻(xiàn)[5]結(jié)合了四旋翼無人機(jī)和固定翼無人機(jī)的飛行特點(diǎn)，設(shè)計(jì)了一種新型的四旋翼矢量無人機(jī)，能夠獲得更高的飛行穩(wěn)定性和更長的巡航時間。與傳統(tǒng)的旋翼無人機(jī)相比，四旋翼無人機(jī)具有低成本、機(jī)動性強(qiáng)等特點(diǎn)，且執(zhí)行各種任務(wù)能力突出，沒有尾翼，結(jié)構(gòu)更緊湊并且可以懸停。文獻(xiàn)[19]設(shè)計(jì)了一種X型四旋翼無人機(jī)，采用雙處理器、雙陀螺儀和雙加速度計(jì)為主的硬件架構(gòu)，實(shí)時采集無人機(jī)飛行姿態(tài)信息，以實(shí)現(xiàn)無人機(jī)飛行姿態(tài)穩(wěn)定控制。

六旋翼矢量無人機(jī)具有高效作業(yè)、安全可靠和大承載能力的特點(diǎn)，可以完成許多固定翼飛機(jī)無法完成的任務(wù)。同時，六旋翼無人機(jī)控制方法的研究也逐漸成熟?；谌~片的陀螺效應(yīng)，文獻(xiàn)[3]設(shè)計(jì)了一種模糊免疫PID控制器，使六旋翼無人機(jī)比四旋翼無人機(jī)的響應(yīng)時間更短、過沖更小，明顯提高了系統(tǒng)的抗干擾能力和魯棒性。但六旋翼無人機(jī)承載能力提升的同時負(fù)載能力顯著下降。因此，基于低負(fù)載能力與小飛行速度，針對如何解決其和加速飛行時機(jī)體水平姿態(tài)失穩(wěn)等問題，文獻(xiàn)[20]提出了一種傾斜動力矢量六旋翼無人機(jī)，可以在保持機(jī)體水平姿態(tài)下，通過可傾轉(zhuǎn)旋翼繞兩正交軸旋轉(zhuǎn)而傾轉(zhuǎn)一定角度，為無人機(jī)提供任意方向的飛行動力。

1.3 特異矢量無人機(jī)

面向特定作業(yè)任務(wù)的矢量無人機(jī)稱為特異矢量無人機(jī)，例如植保無人機(jī)、航測無人機(jī)等。我國自研的植保無人機(jī)尚處于起步階段，其技術(shù)和產(chǎn)品性能參差不齊，少有能滿足大面積高強(qiáng)度植保噴灑要求，但整體而言，發(fā)展和研究沒有停滯。文獻(xiàn)[21]提出了一種新型的六旋翼智能農(nóng)用無人機(jī)，它采用了目前最流行的人工智能技術(shù)，并采用了深度學(xué)習(xí)模型來識別自我開發(fā)和訓(xùn)練的疾病作物。上述植保UAV面向大量農(nóng)作物、植保地時是傳統(tǒng)手動噴霧操作的高效替代裝置，中長期使用是減少人力疲勞和科技含量促使高性價低成本的理想選擇，其能夠有效促進(jìn)農(nóng)業(yè)生產(chǎn)安全、農(nóng)產(chǎn)品質(zhì)量安全、農(nóng)業(yè)生態(tài)安全等智慧農(nóng)業(yè)的發(fā)展。航測無人機(jī)在基礎(chǔ)測繪、土地資源調(diào)查監(jiān)測、數(shù)字城市建設(shè)等數(shù)據(jù)獲取方面具有廣闊前景。航測無人機(jī)作為滑坡監(jiān)測和測量一種簡單有效的方法，能夠準(zhǔn)確獲取檢測和測量數(shù)據(jù)。文獻(xiàn)[22]開發(fā)了一種新型矢量航測無人機(jī)，獲得的航測影像能夠準(zhǔn)確檢測滑坡并對其進(jìn)行特征描述。上述研究表明，對于獲得高質(zhì)量的勘測數(shù)據(jù)，航測無人機(jī)的耐用性、可維護(hù)性和可靠性是必不可少的。

2 矢量無人機(jī)飛行穩(wěn)定性保障

矢量無人機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和控制策略對飛行穩(wěn)定性保障具有決定性影響，下面從這兩個方面保障的影響因素進(jìn)行論述。

2.1 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)保障

無人機(jī)框架作為骨架必須做得盡可能輕以增加航時和整體載重，同時要保持承載無人機(jī)零件的強(qiáng)度以增加抗破損能力?？蚣艿脑O(shè)計(jì)必須使所有質(zhì)量均勻分布，以使無人機(jī)在飛行懸停和動態(tài)條件下均保持平衡。

機(jī)翼是決定飛機(jī)性能的關(guān)鍵部件，機(jī)翼在飛行過程中具有明顯的非線性振動，如抖振和顫動，這些非線性振動不利于機(jī)翼結(jié)構(gòu)安全和無人機(jī)飛行穩(wěn)定性[6]。機(jī)翼主要功用是為無人機(jī)提供升力，能夠保證無人機(jī)具有良好的穩(wěn)定性，然而機(jī)翼引起的風(fēng)擾會降低無人機(jī)的懸停性能，這也是未來研究需要進(jìn)一步解決優(yōu)化的問題。為保障機(jī)翼結(jié)構(gòu)的良好性能，文獻(xiàn)[6]使用混合數(shù)值實(shí)驗(yàn)技術(shù)使有限元方法適用于層壓復(fù)合材料的動態(tài)分析，并且通過飛行動力學(xué)仿真方法和飛行動態(tài)模擬得出的飛行試驗(yàn)結(jié)果表明，復(fù)合機(jī)翼的非線性建模適合無人機(jī)飛行動力學(xué)。根據(jù)該方法很容易判斷出抖振和顫動的發(fā)生條件，這不僅對機(jī)翼結(jié)構(gòu)安全，而且對無人機(jī)飛行安全都具有重要意義。為了能夠更好改善在飛行過程中的空氣動力學(xué)性能，文獻(xiàn)[23]設(shè)計(jì)了一種變形機(jī)翼，通過標(biāo)準(zhǔn)計(jì)算流體動力學(xué)(Computational Fluid Dynamics,CFD)軟件Fluent對翼型的空氣動力學(xué)進(jìn)行了數(shù)值分析，并采用有限元分析方法進(jìn)行結(jié)構(gòu)完整性分析，設(shè)計(jì)的柔性變形機(jī)翼可以有效改善實(shí)際飛行中的氣動特性，使飛行更加穩(wěn)定。

螺旋槳配置對多旋翼推進(jìn)系統(tǒng)效率的影響極為重要，較大的螺旋槳能夠以較小的功率傳遞相同的推力。隨著螺旋槳直徑的增加，不同螺旋槳的尖端會彼此靠近，因此無人機(jī)的尺寸通常會受到限制。對于具有固定螺旋槳直徑的多旋翼，可以減小臂長以使無人機(jī)更緊湊，從而讓螺旋槳重疊[7]。重疊螺旋槳的最佳配置是在10%～5%重疊之間的區(qū)域內(nèi)，同時保持最小的軸向距離，且這種配置確保能夠使用更大的螺旋槳和減少多旋翼臂的長度，從而不會降低推進(jìn)系統(tǒng)的效率，進(jìn)而保障無人機(jī)的飛行穩(wěn)定[7]。

2.2 控制策略保障

常規(guī)無人機(jī)控制策略以及早期對無人機(jī)控制的嘗試都是建立在線性飛行控制理論上。為解決只需一些飛行試驗(yàn)和飛行數(shù)據(jù)就能保證無人機(jī)飛行穩(wěn)定的不確定性問題，模糊控制方法面向解決模型不確定性，在模型未知的情況下能確保對無人機(jī)的控制；神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制技術(shù)能有效地解決多種不確定的、難以確切描述的非線性復(fù)雜過程的控制問題，其能提高控制系統(tǒng)的魯棒性、容錯性，且控制參數(shù)具有自適應(yīng)和自學(xué)習(xí)能力[3]。

此外，為克服某些線性控制方法的局限，保障無人機(jī)的穩(wěn)定飛行，模型預(yù)測控制是通過在每一個采樣瞬間求解一個有限時域開環(huán)的最優(yōu)控制問題來獲得當(dāng)前控制動作[24]；自適應(yīng)控制方法會隨著模型的不斷改善，由模型得到的控制作用也會跟著改進(jìn)，具有一定的適應(yīng)能力，但反饋控制復(fù)雜，成本很高[24]。

3 飛行控制失穩(wěn)問題解決

3.1 結(jié)構(gòu)失效控制問題解決

結(jié)構(gòu)振動是航空航天工程領(lǐng)域中普遍存在的現(xiàn)象。有效抑制結(jié)構(gòu)振動有利于提高機(jī)器性能，延長設(shè)備的使用壽命，提高結(jié)構(gòu)的安全性和舒適性。結(jié)構(gòu)失效控制問題大都由于結(jié)構(gòu)振動導(dǎo)致控制失效。結(jié)構(gòu)振動控制機(jī)制可分為主動控制和被動控制，其中主動控制必須與通過反饋回路連接的執(zhí)行器和傳感器有關(guān)，從而在系統(tǒng)中產(chǎn)生力，減弱系統(tǒng)的振動。文獻(xiàn)[24]研究了一種多功能機(jī)翼，用于機(jī)翼的振動抑制和能量收集，并且開發(fā)了一種控制算法，自適應(yīng)地改變致動條件并更新控制增益，以實(shí)現(xiàn)具有成本效益的反饋控制性能。具有優(yōu)化的壓電裝置配置和自適應(yīng)控制算法的多功能機(jī)翼，不僅可以成功地抑制顫動并擴(kuò)展飛行范圍，而且還可以減輕由于外部陣風(fēng)而引起的振動。

利用來自振動預(yù)測的故障估計(jì)信息，固定時間標(biāo)稱控制器能夠在固定時間內(nèi)精確估計(jì)不確定性和錯誤。文獻(xiàn)[25]研究了與四旋翼無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定相關(guān)的容錯控制問題，并開發(fā)了兩種基于積分滑模的固定時間控制器。固定時間標(biāo)稱控制器能夠利用齊次理論來保證無故障姿態(tài)穩(wěn)定系統(tǒng)的全局固定時間穩(wěn)定性，而基于時滯控制律的整體式滑模自適應(yīng)方法則可以抑制干擾和執(zhí)行器故障。結(jié)構(gòu)振動不止在系統(tǒng)之中，機(jī)翼位姿對無人機(jī)飛行穩(wěn)定也有一定影響。針對機(jī)翼位姿與實(shí)際不匹配問題，文獻(xiàn)[26]以多移載定位系統(tǒng)為對象，提出了全驅(qū)動調(diào)姿算法。相比傳統(tǒng)調(diào)姿算法，該算法結(jié)合測量系統(tǒng)實(shí)時確定坐標(biāo)系，采用全驅(qū)動調(diào)姿實(shí)時進(jìn)行誤差反饋，確保調(diào)姿過程的準(zhǔn)確性。為解決舵面操縱效率低帶來的舵面角速率飽和的問題，文獻(xiàn)[27]通過使用Backstepping方法設(shè)計(jì)無人機(jī)機(jī)動飛行的控制規(guī)律，以降低舵機(jī)回路的時標(biāo)特性而實(shí)現(xiàn)能夠克服舵機(jī)速率飽和約束對無人機(jī)穩(wěn)定性的影響。

3.2 控制策略不匹配問題解決

一些經(jīng)典的控制策略已經(jīng)得到了廣泛的研究，例如PID控制和線性二次型調(diào)節(jié)器(Linear Quadratic Regulator,LQR)控制。然而，這些策略可能無法有效處理執(zhí)行期間的執(zhí)行器故障，這會導(dǎo)致飛行不穩(wěn)定，甚至系統(tǒng)的不可控。為解決這類問題，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的穩(wěn)定飛行，文獻(xiàn)[28]設(shè)計(jì)了一種基于多模型切換的自適應(yīng)執(zhí)行器故障補(bǔ)償控制策略，以提高系統(tǒng)應(yīng)對突變能力和實(shí)現(xiàn)快速精確補(bǔ)償。上述控制策略提供的安全性和可靠性同樣能應(yīng)用于大多數(shù)航空器和智能電網(wǎng)系統(tǒng)。

大多數(shù)文獻(xiàn)僅考慮了四旋翼無人機(jī)的轉(zhuǎn)子部分故障，而轉(zhuǎn)子完全故障的情況對于四旋翼飛機(jī)來說更加危險，并且更難以處理?；诜瞧娈惤K端滑模控制(Nonsingular Terminal Sliding Mode Control,NTSMC)，文獻(xiàn)[29]提出了一種四旋翼無人機(jī)的容錯飛行控制器。NTSMC首先用于解決四旋翼的單旋翼全故障問題，這意味著四旋翼之一完全損壞，只能使用三旋翼來控制四旋翼；并首次使用非線性干擾估計(jì)器來估計(jì)風(fēng)擾和模擬作用于四旋翼的不確定性。控制系統(tǒng)的雙回路結(jié)構(gòu)如圖2所示，其中xd、yd和zd為參考輸入的參考位置，φd和θd為形成的姿態(tài)角，uf、τq和τr為最終控制輸入，φ、θ和ψ分別表示側(cè)傾角、俯仰角和偏航角，p、q和r分別為繞機(jī)體固定坐標(biāo)軸的角速度。

圖2 矢量無人機(jī)故障控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖[29]

飛行控制策略類似于大腦平衡功能，其高度控制是無人機(jī)飛行控制中的核心功能。高度控制實(shí)際上就是對速度的控制，無人機(jī)高度控制有關(guān)的大部分工作都是在使用俯仰角θ測量方法的基礎(chǔ)上實(shí)現(xiàn)的，如圖2所示。然而，一旦高度控制達(dá)不到控制要求，則會出現(xiàn)“掉高”問題。文獻(xiàn)[30]提出了一種在過渡飛行過程中的最快模式轉(zhuǎn)換定高控制策略，其通過優(yōu)化轉(zhuǎn)換速度和高度變化兩個飛行參數(shù)，同時微調(diào)同步俯仰角使巡航攻角的時間和飛行速度達(dá)到巡航速度和時間，以使無人機(jī)在模式轉(zhuǎn)換過程中保持穩(wěn)定飛行。然而，上述控制中如忽略了風(fēng)的影響和一些干擾，也會導(dǎo)致在實(shí)際過程中出現(xiàn)失穩(wěn)問題。

為了能夠使無人機(jī)在飛行過程中更加穩(wěn)定，文獻(xiàn)[31]提出了一種基于過渡飛行走廊的過渡飛行控制策略，通過地面和風(fēng)洞飛行試驗(yàn)驗(yàn)證了該過渡飛行控制策略的可行性和有效性。隨著俯仰角θ和前飛速度的增大，升力逐漸增大，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)無人機(jī)垂直起降與高速巡航兩種飛行模式之間的平滑轉(zhuǎn)換。傳統(tǒng)的高度控制通常在內(nèi)環(huán)中使用俯仰角測量，并適當(dāng)?shù)匾种剖噶繜o人機(jī)的短周期和垂面模式。除了使用俯仰角測量，文獻(xiàn)[32]提出了一種基于垂直加速度測量的線性高度控制方案，可以在上拉或下拉操縱過程中精確控制負(fù)載系數(shù)，從而實(shí)現(xiàn)高性能飛行。

3.3 飛行系統(tǒng)整體問題解決

隨機(jī)干擾對矢量無人機(jī)的穩(wěn)定性和安全性具有一定的隱患，包括隨機(jī)風(fēng)干擾、空氣動力噪聲、模型隨機(jī)測量誤差和機(jī)載測量裝置測量誤差，這會限制和降低飛行控制系統(tǒng)的性能。在隨機(jī)擾動的影響下，系統(tǒng)狀態(tài)為隨機(jī)變量，嚴(yán)重影響系統(tǒng)的控制性能，甚至導(dǎo)致受控系統(tǒng)的不穩(wěn)定。隨機(jī)干擾問題在實(shí)際系統(tǒng)中很常見。對于四旋翼系統(tǒng)，隨機(jī)干擾主要來自環(huán)境變化引起的參數(shù)隨機(jī)不確定性、測量系統(tǒng)的隨機(jī)干擾以及外部隨機(jī)干擾。文獻(xiàn)[33]基于參數(shù)不確定性和未知外部干擾的無人機(jī)跟隨系統(tǒng)的共識飛行控制問題，提出了一種狀態(tài)反饋狀態(tài)跟蹤多變量模型參考自適應(yīng)控制(Model Reference Adaptive Control,MRAC)方案，可確保飛行控制系統(tǒng)穩(wěn)定，消除干擾的影響，并使側(cè)翼無人機(jī)漸近地跟蹤主無人機(jī)。矢量無人機(jī)動力學(xué)涉及外部干擾和參數(shù)不確定性，從而引發(fā)飛行不穩(wěn)定隱患。文獻(xiàn)[34]基于歐拉牛頓公式，提出了四旋翼無人機(jī)的完整數(shù)學(xué)模型，并設(shè)計(jì)了一種用于四旋翼位置和姿態(tài)軌跡跟蹤的魯棒非線性快速控制，滿足姿態(tài)穩(wěn)定性，補(bǔ)償參數(shù)不確定性和外部干擾。

高度耦合的非線性動力學(xué)、存在的參數(shù)不確定性以及外部干擾和內(nèi)部摩擦，使得矢量無人機(jī)的控制存在部分失控缺陷。對于矢量無人機(jī)系統(tǒng)的非線性、強(qiáng)耦合、對擾動敏感等難題而言，實(shí)時估計(jì)和補(bǔ)償內(nèi)部不確定性和外部干擾，能夠確保有效提高系統(tǒng)的魯棒性和抗干擾能力。為在具有噪聲干擾的環(huán)境中能確保無人機(jī)數(shù)據(jù)的有效性和實(shí)時性，文獻(xiàn)[35]使用了含有卡爾曼式滾動窗口的互補(bǔ)融合算法，使得四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)較往常能夠明顯提高其飛行的穩(wěn)定性。為保證規(guī)定的有限時間穩(wěn)定性，文獻(xiàn)[36]提出了一種在參數(shù)不確定和外部干擾條件下對四旋翼無人機(jī)進(jìn)行位置和姿態(tài)跟蹤控制的新方法，綜合了將神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)自適應(yīng)控制與滑?？刂苾煞N方法的優(yōu)點(diǎn)。文獻(xiàn)[37]提出了一種新的魯棒非線性自適應(yīng)控制方法，采用自適應(yīng)非奇異快速終端滑?？刂?Adaptive Non-singular Fast Terminal Sliding Mode Control，ANFTSMC)算法進(jìn)行定向和平移跟蹤，實(shí)現(xiàn)所有狀態(tài)變量的快速收斂。此外，ANFTSMC解決了抖振效應(yīng)同時又保持了軌跡跟蹤性能和抗干擾能力。

4 總結(jié)與展望

本文探究了矢量無人機(jī)飛行姿態(tài)的飛行穩(wěn)定性問題，并且總結(jié)了其相應(yīng)保障無人機(jī)飛行姿態(tài)穩(wěn)定控制策略的研究現(xiàn)狀。

本文介紹的眾多研究成果可為無人機(jī)實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定性飛行提供合適的理論依據(jù)和可行的實(shí)踐方案。這些技術(shù)和方法在矢量無人機(jī)領(lǐng)域能夠完全得到應(yīng)用，同時在其他無人機(jī)領(lǐng)域和無人駕駛汽車領(lǐng)域也同樣獲得了大量使用。從無人機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定的角度考慮，解決無人機(jī)的非線性振動為首要目標(biāo)，通過容錯控制和飽和約束能達(dá)到減振效果。從無人機(jī)控制策略方面考慮，自適應(yīng)執(zhí)行器故障補(bǔ)償控制和NTSMC在執(zhí)行器故障情況下能夠保障矢量無人機(jī)穩(wěn)定飛行；通過過渡飛行控制可以有效解決無人機(jī)飛行掉高問題；MRAC和融合濾波能夠針對無人機(jī)隨機(jī)干擾問題來保障飛行穩(wěn)定。

未來矢量無人機(jī)穩(wěn)定飛行研究將往超長續(xù)航時間方面拓展，以使矢量無人機(jī)能克服自身續(xù)航時間短的問題而比現(xiàn)有的其他類無人機(jī)優(yōu)越；開展解決無人機(jī)配重會嚴(yán)重限制超長續(xù)航矢量無人機(jī)的研究；開展矢量動力受限條件下的超長續(xù)航矢量無人機(jī)飛行姿態(tài)穩(wěn)定和控制策略研究。此外，未來也會以無人機(jī)系統(tǒng)的智能化和飛行安全為方向，提升矢量無人機(jī)的應(yīng)用范圍和工作效能。