一种自主四旋翼飞行器控制系统结构研究

杨立本, 章卫国, 何墉, 黄得刚

(1.西北工业大学 自动化学院, 陕西 西安 710129;2.陕西省飞行控制与仿真重点实验室, 陕西 西安 710129)



一种自主四旋翼飞行器控制系统结构研究

杨立本1,2, 章卫国1,2, 何墉1,2, 黄得刚1,2

(1.西北工业大学 自动化学院, 陕西 西安 710129;2.陕西省飞行控制与仿真重点实验室, 陕西 西安 710129)

摘要:四旋翼无人飞行器在军事及民用领域都有很重要的应用,但目前主要是以遥控控制为主,其自主飞行能力较弱,因此提出了一种针对四旋翼飞行器的自主控制架构,它可根据设置好的飞行轨迹进行自主巡航飞行。该自主飞行架构主要分为两部分,分别为导航控制系统和姿态控制系统。导航控制系统根据航线信息解算系统控制姿态角及飞行速度,并把解算结果交给姿态控制系统,由姿态控制系统完成实际飞行器姿态的控制。通过航线自主飞行仿真对该方法的可行性进行了验证。结果表明,该自主控制架构明晰,易于实际控制系统的实现,具有实际应用价值。

关键词:四旋翼; 自主飞行控制; 导航控制; 姿态控制

0引言

四旋翼飞行器由4个相对独立的无刷电机驱动,是一种由4个螺旋桨控制的直升机,具有重要的军事及民用应用价值。它是一种不稳定系统,其控制难度较大,由于四旋翼飞行器的静不稳定性,需要实时对系统进行控制才能保证飞行器的稳定[1]。

目前有关四旋翼飞行器的控制主要集中在姿态及轨迹控制、抗干扰控制及非线性控制方面。文献[2-4]分别利用PID、模糊控制、LQ控制、回路成型理论设计了四旋翼无人飞行器的控制系统。文献[5-6]利用反馈线性化设计了四旋翼飞行器的非线性控制器,但反馈线性化控制性能易受系统非线性建模误差的影响。文献[7-8]研究了四旋翼飞行器的反演控制问题,而反演法也需要建立精确的系统非线性模型。文献[9]利用动态面控制方法设计了四旋翼的控制器,动态面主要用于解决反演控制中的导数爆炸问题。文献[10-11]利用滑模控制设计了四旋翼飞行器的控制系统,滑模控制有较强的抗干扰性。可见四旋翼飞行器的姿态及轨迹控制方法已相对成熟,但有关四旋翼自主控制的研究相对较少。

本文从实际需求出发,研究了一种自主四旋翼飞行器控制架构,该架构将飞行器的自主控制分解成两个部分,飞行轨迹首先交由导航控制级进行分析和解算,将解算出的信息交由姿态控制级,并由姿态控制级控制执行器完成实际飞行器的控制。通过仿真验证了这种自主控制架构的可行性。

1四旋翼飞行器模型

由于四旋翼飞行器一般为对称结构,因此假设飞行器中心和重心重合,并利用机体坐标系描述飞行器的运动,系统的结构如图1所示。

图1　四旋翼UAV飞行原理Fig.1　Quadrotor UAV flight principles

根据图1,并做适当假设，可得到四旋翼飞行器的非线性模型为[12]:

(1)

式中:ξ,ν∈R3为四旋翼飞行器在地面坐标系中的位置坐标和速度向量;e3=[001]T;R为从四旋翼飞行器机体坐标到地面坐标的转换矩阵;F为四旋翼飞行器除重力外所受到的合外力向量;η=[φθψ]T∈R为四旋翼飞行器的欧拉角;W(η)为从绕飞行器机体轴的角速度到欧拉角速度的转换矩阵;λ=[pqr]T∈R为四旋翼飞行器的角速度;J为惯性矩阵,由于四旋翼飞行器的结构特性,其为对角阵;τ=[τφτθτψ]为四旋翼飞行的控制力矩。

2自主飞行控制结构

为使飞行器能够按照事先设置好的航线飞行,本文的自主飞行控制系统包括两级控制结构,分别为导航控制级和姿态控制级。导航控制级利用飞行器当前的位置航向及目标位置解算四旋翼飞行器当前位置和目标位置的关系,得到飞行器的目标航向角、俯仰角、滚转角及最大飞行速度等;姿态控制级通过控制电机转速从而实现导航级解算出的姿态角。通过上述两级控制结构实现了飞行器的自主飞行控制。

2.1飞行器导航控制级设计

飞行器要按照设置好的航线飞行,首先需要利用导航控制级解算出飞行器的姿态角。导航控制级结构如图2所示。

图2　导航控制级系统结构Fig.2　Structure of navigation control system

位置及飞行信息获取是指利用位置及磁力传感器得到飞行器当前的位置坐标及飞行器的实际航向。导航角计算用来计算导航航向角,设飞行器当前位置坐标为xr,yr,zr。期望航迹以航迹点队列的方式存放在飞行控制器中,设下一个航点的坐标为xwp,ywp,zwp,则导航航向角ψnav为:

(5)

当飞行器到达一个航点时,飞行器保持悬停,然后利用ψnav调整飞行器机头方向,使其指向下个路径点。

稳态飞行速度计算用于计算飞行器飞行过程中的稳态飞行速度Vhold。四旋翼飞行器要从一个航点飞到下一个航点,首先加速,当速度到达稳态飞行速度时保持匀速,当即将接近目标点时进行减速以保证到达目标点时速度为零,因此计算稳态飞行速度非常关键。设飞行器的速度上限值为Vmax,Vmax主要与飞行器结构及实际用途有关,事先写入到飞行控制器中,则Vhold为:

(6)

式中:pdis为两个航迹点之间的距离。

通过上式可以看出,当两个航迹点位置较近时,即飞行器无法达到Vmax,因此无匀速飞行过程,则飞行器首先加速,当速度达到Vhold时,减速飞行。

俯仰角和滚转角解算用于解算出飞行器自主飞行所需要的俯仰角和滚转角,假设当前飞行器实际的飞行速度为Vreal,具体的解算过程分为3步。

第1步:由传感器测量得到飞行器南北方向及东西方向的速度Vreal-x和Vreal-y;然后利用以前求得的ψnav及Vhold计算Vhold在南北和东西方向的速度分量Vhold-x和Vhold-y,如图3所示。

图3　飞行器速度矢量分解图Fig.3　Aircraft velocity vector decomposition

计算公式如下:

(7)

第2步:计算南北及东西方向期望速度与实际速度的差Vx-error,Vy-error,计算公式如下:

(8)

然后利用此速度差计算PID控制量ux和uy,计算公式为:

(9)

第3步:通过ux和uy计算飞行器自主飞行所需要的俯仰角控制量θcon和滚转角控制量φcon。计算公式如下:

(10)

式中:θcon为俯仰角控制量,用来调节飞行器速度;φcon为滚转角控制量,用来使飞行器能够压航线飞行。

从式(10)可以看出,当飞行器实际速度和偏航角与Vhold和ψnav相同时,θcon及φcon为零,则飞行器保持匀速直线飞行;当实际速度和偏航角与Vhold和ψnav出现偏差时,可以通过θcon和φcon的调节使飞行器能够按照期望值Vhold和ψnav自主飞行。

至此,就完成了导航控制级的设计,它根据期望航迹输入解算出ψnav,θcon及φcon。

2.2飞行器姿态控制级设计

姿态控制级利用导航控制级解算出的ψnav,θcon及φcon计算旋翼的转速,飞行器控制力矩τ分别为偏航控制力矩τψ、俯仰控制力矩τθ和滚转控制力矩τφ。设计步骤如下:

第1步:利用姿态传感器获取飞行器的实际姿态角ψreal,θreal及φreal,并与导航级获取的控制姿态角相减得到姿态角误差值ψerror,θerror及φerror, 然后利用PID算法得到τ,计算方法如下:

(11)

(12)

则U=MR,可得电机转速R=M-1U。

至此,就完成了姿态控制级的设计,它根据导航级解算出的姿态角控制量求取实际的电机转速,完成对飞行器的实际控制。

3仿真结果及分析

为了验证本文算法的有效性,进行了飞行仿真分析。系统仿真的四旋翼飞行器的参数为:m=0.75 kg,l=0.25 m,kt=3.13e-5N·s2,kd=7.5e-7N·ms2,Ix=19.688e-3kg·m2,Iy=19.681e-3kg·m2,Iz=3.938e-2kg·m2,Jrotor=6e-5kg·m2,飞行器的初始位置为[xyz]=[000]m,初始姿态为[φθψ]=[000] rad,初始角速度为[pqr]=[000] rad/s,自主飞行轨迹为五边形。5个路径点为:[(00),(500),(65.447.5),(2576.9),(-15.447.5)] m,飞行高度为10 m。 仿真结果如图4～图6所示。

图4　自主飞行俯仰角曲线Fig.4　Curve of autonomous flight pitch angle

图5　自主飞行滚转角曲线Fig.5　Curve of autonomous flight roll angle

图6　飞行器自主轨迹跟踪Fig.6　Autonomous trajectory tracking of aircraft

由图4可以看出,系统可实现对俯仰角期望值的精确跟踪。由图5可以看出,滚转角的跟踪效果较好。由图6可以看出,飞行器能够自主完成对轨迹的精确跟踪,而且跟踪精度较高。

4结束语

本文提出了一种四旋翼无人机自主飞行的控制结构,该结构能够根据事先设置好的飞行轨迹进行自主巡航飞行,不需要人为干预,其自主飞行轨迹跟踪效果较好,具有很高的实际应用价值。仿真结果验证了这种自主控制系统的有效性。另外,该控制结构还可以进一步拓展,可应用到其他更多的领域中去。

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(编辑：姚妙慧)

An autonomous control system research of quadrotor UAV

YANG Li-ben1, 2, ZHANG Wei-guo1, 2, HE Yong1, 2, HUANG De-gang1, 2

(1.School of Automation, NWPU, Xi’an 710129, China;2.Shaanxi Key Laboratory of Flight Control and Simulation, Xi’an 710129, China)

Abstract:The quadrotor UAV has very important application in the military and civil field. But at present it is mainly remote controlled by the operator. The automatic flight capability is weak, so we proposed a new automatic control architecture. It can perform automatic cruise flight according to the trajectory. The automatic flight architecture includes the navigation control system and the attitude control system. Navigation control system calculates the control attitude angle and flight velocity according to the trajectory information, and the calculation results will be sent to the attitude control system, which will complete the actual vehicle attitude control. The simulation results of automatic flight verified the feasibility of the method. The architecture of the automatic control is clear and easy to realize the practical control, and has the practical application value.

Key words:quadrotor; automatic flight control; navigation control; attitude control

中图分类号：V249.1

文献标识码：A

文章编号：1002-0853(2016)01-0059-04

作者简介:杨立本(1982-)，男，甘肃庆阳人，讲师，博士研究生，研究方向为无人机自主控制、自修复控制等。

基金项目:国家自然科学基金资助(61374032)；航空科学基金资助(20140753012)

收稿日期:2015-03-26;

修订日期:2015-06-11; 网络出版时间:2015-08-17 11:05