李燕雷，張曉陽，李曉令，劉偉，王剛 ，周高偉

（1.國家電網(wǎng)有限公司，北京 100031；2.河北電力工程監(jiān)理有限公司，河北石家莊 050021；3.國網(wǎng)河北省電力有限公司，河北 石家莊 050000；4.北京洛斯達科技發(fā)展有限公司，北京 100088）

無人機具有成本低廉、設計簡單和體積小等優(yōu)點，得到了相關(guān)研究機構(gòu)的廣泛關(guān)注[1]。無人機通過電機為飛行提供動力，無人機的懸停和垂直起降由電機帶動旋翼高速旋轉(zhuǎn)得以實現(xiàn)。無人機的偏航、滾轉(zhuǎn)和俯仰運動通過對電機的轉(zhuǎn)速進行協(xié)調(diào)控制，使旋翼產(chǎn)生運動方向的力矩來實現(xiàn)飛行[2]。無人機的飛行性能由姿態(tài)控制的速度和穩(wěn)定性決定，雖然無人機的飛行器結(jié)構(gòu)較為簡單，但卻難以控制，其姿態(tài)的控制難度較大[3]。因此，在輸電通道障礙物排查過程中所用無人機電機自抗擾控制進行研究具有重要意義。

為提高無人機飛行過程中的抗干擾能力，學者對此展開了深入研究。文獻[4]提出了一種抗風擾法的四旋翼無人機線性自抗擾控制（linear active disturbance rejection control，LADRC）方法，對無人機的姿態(tài)模型進行分析，根據(jù)分析結(jié)果建立模擬側(cè)風模型，并設計了二階LADRC閉環(huán)控制回路，在反饋控制律的基礎(chǔ)上實現(xiàn)無人機電機的自抗擾控制。結(jié)果表明，該方法雖然可以在干擾條件下實現(xiàn)對無人機電機的控制，但是由于沒有對姿態(tài)數(shù)據(jù)進行歸一化處理，增加了控制所需時間，存在控制效率不高的問題。文獻[5]提出了一種自適應滑?？刂破饕詫崿F(xiàn)對無人機電機的自抗擾控制。該方法在內(nèi)外環(huán)控制結(jié)構(gòu)的基礎(chǔ)上根據(jù)模型的外界干擾和模型不確定的情況設計無人機電機自抗擾控制器，在外環(huán)中實現(xiàn)無人機軌跡跟蹤，獲得期望的姿態(tài)角和升力，實現(xiàn)無人機電機的自抗干擾控制。結(jié)果表明，該方法控制效率高于一般方法，但是由于沒有獲取無人機在運動狀態(tài)下的姿態(tài)信息，得到的控制結(jié)果穩(wěn)定性不高。文獻[6]提出了基于小波神經(jīng)網(wǎng)絡的無人機電機控制方法，采用梯度下降算法優(yōu)化訓練后的網(wǎng)絡，分析電機的電壓和轉(zhuǎn)子角度之間的非線性關(guān)系，最后通過小波神經(jīng)網(wǎng)絡實現(xiàn)對無人機電機的控制。結(jié)果表明，該方法能夠有效控制電機換相，但是存在控制結(jié)果穩(wěn)定性不佳的問題。

為解決上述方法中存在的問題，本文提出一種基于極值搜索的輸電通道無人機電機自抗擾控制方法。通過擴張狀態(tài)觀測器獲取無人機系統(tǒng)的運行狀態(tài)信息，對無人機姿態(tài)信息進行采集，采用極值搜索實現(xiàn)對輸電通道無人機電機的自抗擾控制，通過四元數(shù)解算無人機姿態(tài)，并通過磁力計數(shù)據(jù)和加速度計數(shù)據(jù)獲得高精度的姿態(tài)信息。在極值搜索尋優(yōu)原理的基礎(chǔ)上修改方向和步長的慣性項，運用梯度下降法對慣性項進行修正，從而實現(xiàn)輸電通道搜索的無人機電機自抗擾控制。

1 無人機姿態(tài)信息獲取

1.1 無人機姿態(tài)控制難點分析

對無人機姿態(tài)進行控制時主要面臨著以下幾點問題：

1）無人機的偏航運動、滾轉(zhuǎn)運動和俯仰運動存在耦合性。因此，在采用特定姿態(tài)對輸電線路通道進行障礙物排查時，需要對飛行姿態(tài)產(chǎn)生的影響進行考慮，這種影響在無人機做機動性高的動作時較為明顯，因此，設計控制器時需要重視。

2）電機轉(zhuǎn)速與控制信號之間存在非線性關(guān)系，旋翼產(chǎn)生的拉力與電機轉(zhuǎn)速之間也是非線性關(guān)系，這種關(guān)系會影響無人機的控制性能。

3）氣動力矩和陀螺力矩會對無人機的正常飛行產(chǎn)生影響，氣流等環(huán)境因素也會產(chǎn)生干擾，增加了系統(tǒng)的不確定性。

針對上述問題，需要設計并研究具有較強魯棒性和抗干擾性的狀態(tài)觀測器，以獲取可靠的無人機姿態(tài)信息。

1.2 擴張狀態(tài)觀測器設計

1.3 姿態(tài)信息采集

2 輸電通道無人機電機自抗擾控制

以獲取的無人機姿態(tài)信息為基礎(chǔ)，采用極值搜索實現(xiàn)對輸電通道無人機電機的自抗擾控制。在極值搜索尋優(yōu)原理的基礎(chǔ)上修改方向和步長的慣性項，以此來避免搜索過程中算法可能出現(xiàn)的不收斂或收斂速度慢的問題，并將其應用在輸電通道無人機電機自抗擾控制關(guān)鍵參數(shù)的設置過程中，獲得需要控制的自抗擾控制參數(shù)，實現(xiàn)輸電通道無人機電機自抗擾控制。圖1為輸電通道無人機電機自抗擾控制結(jié)構(gòu)框圖。

圖1 輸電通道無人機電機自抗擾控制結(jié)構(gòu)框圖Fig.1 Block diagram of active disturbance rejection control structure of UAV motor for transmission channel

3 實驗分析

為了驗證基于極值搜索的輸電通道障礙物排查用無人機電機自抗擾控制方法的整體有效性，對其進行實驗測試，本次測試所用的軟件為Arduino。分別采用基于極值搜索的輸電通道無人機電機自抗擾控制的本文方法、文獻[4]中基于風擾下四旋翼無人機LADRC控制方法和文獻[5]中基于自適應滑?？刂破鞯臒o人機電機自抗擾控制方法進行測試，對比不同方法實現(xiàn)控制后無人機的橫滾角、俯仰角、偏航角的穩(wěn)定曲線。

實驗以型號為MD4-1000的長航時四旋翼無人機為實驗對象，圖2為無人機示意圖，長航時四旋翼無人機參數(shù)為：升速率7.5 m/s，最大速度15 m/s，任務載荷800～2 000 g，機身自重2 650 g。

圖2 長航時四旋翼無人機Fig.2 Long-endurance four-rotor UAV

根據(jù)上述參數(shù)，對不同方法的控制性能進行對比，圖3為不同方法對無人機橫滾角、俯仰角、偏航角控制穩(wěn)定性的對比結(jié)果。

圖3 控制穩(wěn)定弼對比Fig.3 Comparison of control stability

分析圖3可知，在姿態(tài)控制穩(wěn)定測試的過程中，本文方法在橫滾角、俯仰角、偏航角對無人機的控制穩(wěn)定性均高于文獻[4]方法和文獻[5]方法。這是由于本文方法通過狀態(tài)觀測器可以根據(jù)被控對象的輸入和輸出確定無人機內(nèi)部的狀態(tài)信息，根據(jù)獲取的狀態(tài)信息實現(xiàn)無人機電機的自抗擾控制，從而提高了無人機控制的穩(wěn)定性。

以控制時間為實驗指標，分別采用本文方法、文獻[4]方法和文獻[5]方法對無人機電機進行自抗擾控制測試，對比不同方法所用的控制時間，測試結(jié)果如圖4所示。

圖4 控制時間測試結(jié)果Fig.4 Control time test results

根據(jù)圖4中的數(shù)據(jù)可知，本文方法控制輸電通道無人機電機所用的時間在多次迭代中遠遠低于文獻[4]和文獻[5]控制無人機電機所用的時間，本文方法的控制時間始終低于1 min，最短時間僅需要0.4 min，最長時間也僅需要0.6 min，而傳統(tǒng)方法的控制時間最大值達到了1.9 min。這是由于本文方法在算法運行過程中對擴展狀態(tài)感測器獲取的數(shù)據(jù)進行了歸一化處理，可在較短的時間內(nèi)獲取無人機的姿態(tài)信息，縮短了控制時間，進而提高了控制效率。

為了進一步驗證本文方法的有效性，以抗干擾性為實驗指標，對比不同方法的控制效果，結(jié)果如圖5所示。

圖5 抗干擾測試結(jié)果Fig.5 Anti-jamming test results

分析圖5可知，本文方法下無人機電機運行時的信號波形圖呈現(xiàn)出規(guī)律性的變化特點，信號較為穩(wěn)定，表明本文方法的抗干擾效果較好。而對比之下，文獻[4]和文獻[5]方法的信號波形圖沒有呈現(xiàn)出一定的變化規(guī)律，并且信號波動較大。由此可知，本文方法可以有效抑制多種因素的干擾，具有更強的抗干擾效果。

4 結(jié)論

無人機飛行控制技術(shù)和機載設備在近年來得到了飛速的發(fā)展，被廣泛地應用在民用領(lǐng)域和軍事領(lǐng)域中，無人機在飛行過程中易受到外界的干擾，在上述背景下研究輸電通道障礙物排查用無人機電機自抗擾控制方法具有重要意義。目前，無人機電機自抗擾方法存在控制穩(wěn)定性差和控制效率不高等問題，為此本文提出基于極值搜索的輸電通道無人機電機自抗擾控制方法，該方法可在較短的時間內(nèi)有效地實現(xiàn)自抗擾控制，并且控制的穩(wěn)定性高，抗干擾能力強，解決了目前方法中存在的問題，為無人機技術(shù)的發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。