基于自抗扰解耦模型的四旋翼姿态控制器设计

施 建

(浙江科技学院 信息与电子学院，杭州 310023)

0 引言

小型四旋翼飞行器拥有六自由度(位置及姿态)以及4个控制输入(旋翼转速)的强抗干扰驱动系统，具备变量多元、非线性、强耦合以及干扰敏感性等特点，导致飞行操控系统设计有很大挑战[1]。另外，控制器功能特性会被模型精准度以及传感器准确度干扰，控制姿态是飞行控制中最为重要的一环[2]。对于小型四旋翼飞行器姿态的管控，当前研究比较多的是鲁棒、自适应、非线性的控制等，但是以上这些方法要求模型精度达到很高的标准，控制系统设计具有复杂性，也会存在诸多不同的缺陷，造成应用具有局限性[3]。在此基础上，以自抗扰解耦模型为基础的四旋翼姿态控制器的设计被提出来。自抗扰控制器无需借助系统精度，而利用避免误差的方式，算法运算简便、具有鲁棒性、适应性强、抗干扰能力强等优势，而且控制系统的动态性和稳态性很好。引进自抗扰控制技术，能够有效缓解非线性耦合系统的操控问题。

1 四旋翼姿态控制器硬件结构设计

基于自抗扰解耦模型的四旋翼姿态控制器硬件结构设计如图1所示。

图1 硬件结构设计

计算机通过PCIE-PCI转接卡和运动控制板卡连接起来，它借助安置在平台的三个编码器对飞行仿真器的俯仰角、横滚角、偏航角的信息数据进行实时探测与记录，之后借助运动控制板卡对控制器计算4个电机的控制量进行反馈，同时启动电机，使螺旋桨形成升、降力，进而保证控制的稳定性[4-6]。

1.1 运动控制板卡

选择MACH4运动控制板卡具有8个IO接口，使用隔离开路输出方式，获取驱动电流，支持4轴联动，同时从8路输出口中获取最大电流，从16路输入口中获取最大电压。使用步进/伺服驱动器，具有USB2.0标准接口，支持全速传输模式[7]。该结构支持Mach4 个人爱好者版本,只适合Windows操作系统，全面支持USB热插拔，随时监测USB连线状态，Mach4工作中，USB电缆拔出再插上，也可正常连线。拥有2 000 kHz的脉冲输出，支持伺服/步进电机[8]。支持主轴PWM调速输出；支持主轴脉冲+方向输出；支持主轴0～10 V模拟电压调速输出[9-10]。

1.1.1 继电器

继电器为电气控制器件之一，在输入量(激励量)改变符合标准情况下，作用是在电气输出电路中，造成控制量产生预设的阶跃改变[11]。继电器包含控制系统(又名为输入回路)与被控制系统(又名为输出回路)间的互动联系。一般情况下在自动化的控制电路领域应用较为广泛，本质上是借助小电流去操控大电流工作的一种“自动开关”[12]。因此在电路中的作用是自动调节、安全防护、改变电路等[13]。选择JQX-13F型号继电器内部结构如图2所示。

图2 JQX-13F继电器内部结构

继电器运作时，借助加上特定电压值在线圈端部，线圈中形成电流，继而发生电磁效应，衔铁便在电磁力吸引下摆脱复位弹簧的拉力被铁芯吸引过去，管控触点的闭合情况。若线圈失去供电，电磁吸力将不会产生，衔铁将在复位弹簧的反作用力下回到初始位置，造成触点被断开，借此管控电路的通与断。

1.1.2 伺服驱动器

选择MS-S3型号带数显伺服驱动器运行更加平稳，采用专用电机控制DSP芯片和矢量闭环控制技术，快速克服伺服驱动器丢步问题，同时提升电机性能，降低机器能耗。混合伺服驱动器系统高速心梗要比开环步进提高20%以上，有效转矩能够提升到70%以上，进而使电机在高速运动过程中保持高转矩运行。采用电流控制技术，可根据负载不同，自动调节驱动器输出电流大小，进而有效降低电机和驱动器发热，提高运行效率[14]。

主流的伺服驱动器都由数字信号处理器充当管控的关键，能够完成较为复杂的控制算法运算，达到数字化、网络化以及智能化的目的。功率器件通常借助以智能功率为关键的驱动电路，IPM内存在驱动电路,并借助过电压、过电流、过热、欠压等对电路进行安全监测与保护,主回路中引入软启动电路,使启动过程中驱动器产生的冲击力减弱[15]。功率驱动模块先借助三相全桥整流电路将进入的三相电市电执行整合电流操作，获得直流电。将整流完毕的三相电或者是市电，之后借助三相正弦PWM电压型逆变器变频使三相永磁式同步交流伺服电机被启动。功率驱动模块概括来说即为AC-DC-AC。整流模块(AC-DC)的拓扑电路以三相全桥不控整流电路为主[16]。

1.2 编码器

选择h264R型号编码器，具有可嵌入式硬件编码、支持WINDOWS及LINUX等操作系统、支持多协议和多码流、一键还原远程升级维护，该编码器支持1路高清HDMI音视频采集功能，具有独立音频接口采集模式。编码输出双码流H.264格式，音频MP3/AAC格式，画面质量可控制，使用方便，不存在硬件兼容性问题。使用H.264格式，具有稳定高效、低时延、低码率，高质量视频画面，错误恢复功能等特点，支持多协议、兼容多平台。

使用编码器可将比特流数据进行编制和转换，通过通讯、传输等形式，将角位移或直线位移转变成电信号形式。按照读出方式编码器可分为直接基础和非接触两种，通过确定每个位置上的数字码，可确定示意值和测量值的关系，进而确定起始和终止位置。采用高速端安装方式，将其安装于马达转轴端，该方法分辨率高，马达转动圈数在该量程范围内，可充分提高分辨率，保证来回有齿轮间隙误差达到最小，不易于损坏编码器。

1.3 微控制器

姿态控制器中的关键芯片利用ST意法半导体公司以Cortex- M4内核结构为基础研制的STM32F407VGT6，它的通信接口资源可选择性强、低功耗、低成本以及具备较全面的外设功能，而且可以进行FPU浮点运算，使数据运算精准度有所提高。芯片把惯性测量模块获取到的加速度、角速度数值解算为姿态角，进行增量式控制算法分析，得出对应占空比的PWM波。惯性检测模块由获取到传输给主控制芯片需要大概3 ms时间，所以微控制器响应速率需达到特定要求。以STM32F407VUT6特性角度看，接口选择性多可以轻松达到上位机、串口、传感器等对接口的标准需求。该控制器参数设置如表1所示。

表1 控制器参数设置

四旋翼控制器应用32位ARM微控制器，168 MHz是频率的最高值，作用是对多传感器获取的实时飞行器状态信息数据进行分析与处理。惯性测量模块具有陀螺仪与加速度计，借助llC串行总线获取、传输数据信息到主控芯片，数据经过处理操作之后传输给1路PWM波控制电机。四旋翼姿态控制器结构如图3所示。

图3 四旋翼姿态控制器结构

2 自抗扰解耦模型控制算法

建立如图4所示的OXYZ坐标系。

图4 四旋翼姿态控制器受力分析

坐标原点为支撑点o，指向正前方电机X轴，指向右侧电机是Y轴，利用左手定则将Z轴方向确定出受力方向。前向、左侧、右侧电机的转动使螺旋桨转动形成力沿着Z轴，设为正方向。尾端电机旋转使螺旋桨转动形成的力沿着Y轴，规定为正方向。

为分析动力学分析及构建相关模型，有如下假设：

1)设定控制器是刚体，将系统摩擦力、电机阻尼转矩忽略不计；

2)设系统左右部分对称，质心设在几何中心o；

3)将伺服电机转到特定转速所需时长忽略不计；

4)设螺旋桨转动时不发生形变。

设α、β、θ分别为滚转角、俯仰角和偏航角，l、E分别为螺旋桨中心至机体坐标原点的距离、惯性力矩，令:

(1)

引入虚拟控制量Ri(i=1,2,3)及外部其他干扰λi(i=1,2,3)，设：

R=[R1R2R3]T=W(α，β，θ)[G1G2G3]T

(2)

则有：

(3)

式(3)中，ni(·)表示动态耦合，通过扩张状态控制器轨迹值对动量加以补偿，在控制输入和输出向量间并行嵌入自抗扰解耦模型就能实现控制器的解耦控制。

3 四旋翼姿态控制器软件设计

四旋翼姿态控制器软件部分采用Visual C + + 6.0平台，引入自抗扰解耦模型控制算法实现四旋翼姿态解耦控制，并将控制信息发送至主机，主机接收信息，实现四旋翼姿态调控。

对于软件设计要借助Visual C++6.0充当系统设计背景，建立对话框，通过界面设计以及有关程序设计，进行四旋翼姿态控制器性能模块设计。借助软件界面设计，用户可以了解掌握控制器状态，借助参数的设定，对空间飞行器飞行姿势进行调控。

在Visual C + + 6.0平台上，同步监控上位机，需利用平台编译环境性能，能够满足实际效果需求。借助Visual C + + 6.0能够达到主机同外界设备相连的目的，它的接口数据可以借助此模块与储存数据库进行连接，程序流程设计如图5所示。

图5 控制流程设计

依据显示控制器姿势信息的变化，可设定人为数值的输入或是滑杆控制，借助模式转换能够选取一种调控控制器飞行姿势，调节之后将信息进行改变，依据协议格式通过编码传输给控制器对飞行姿态进行调节。

4 实验结果与分析

为了验证基于自抗扰解耦模型的四旋翼姿态控制器合理性，需进行姿态调试。

4.1 实验方法

四旋翼姿态控制器包括四旋翼机架、电调、电机、桨叶等构件组成，在四旋翼室外试飞行之前，必须要进行调试来对四翼的滚转、俯仰与偏航姿态的平稳性进行判别。由于四旋翼桨叶飞速旋转可能产生危险，借助万向云台以及四旋翼飞行器构成姿态调试系统来检测危险。

万向云台调试优势显著：1)仅对四旋翼机体产生向下的力，不会改变飞行姿势；2)能够进行小范围的调试保障安全。在该姿态调试平台下，进行参数设置，为调试分析提供支持。

平台参数设置如表2所示。

表2 平台参数设置

4.2 结果与讨论

选取上述表2中的数据，信息参数获取周期是40 ms，NRF24L01无线模块把获取的加速度、角速度以及姿态角等信息传输给上位机储存，在不同周期下的XYZ轴加速度、角速度以及姿态角与时间关系曲线如图6所示。

图6 加速度、角速度和姿态角-时间曲线

图6(a)的X,Y轴加速度由初始值渐渐接近零，而Z轴始终在零值附近波动；图6(b)中3个轴上的角速度变小并有趋于一致的发展趋势，呈大幅度下降趋势；图6(c)中姿态角在小幅度的范围里波动，从3个变量运动趋势中能够判断四旋翼逐渐趋于平稳。

依据上述内容，分别采用传统非线性控制器和以自抗扰解耦为基础的控制器进行四旋翼姿态控制研究。

表3 两种控制器加速度控制对比结果 m/s2

表4 两种控制器角速度控制对比结果 m/s

表5 两种控制器姿态角控制对比结果 (°)

根据上述内容可知，采用自抗扰解耦控制器要比传统非线性控制器更贴近实际控制效果。针对加速度控制分析，采用传统控制器缺少运动控制板卡，无法获取驱动电流，导致加速度控制效果较差，而使用自抗扰解耦控制器支持4轴联动，具有USB2.0标准接口，采用全速传输模式，加速度控制效果较好；针对角速度控制分析，采用传统控制器缺少继电器，导致角速度控制效果较差，而使用自抗扰解耦控制器可通过衔铁在电磁力吸引下摆脱复位弹簧的拉力被铁心吸引过去，角速度控制效果较好；针对姿态角控制分析，采用传统控制器缺少该步骤的设计，导致姿态角控制效果较差，而使用自抗扰解耦控制器通过增量式控制算法获取姿态角，姿态角控制效果较好。

5 结束语

引进自抗扰控制技术，以自抗扰解耦为基础的四旋翼姿态控制器被设计制造出，以俯仰通道作为例子，证实了自抗扰控制器是有效果的。借助参数整合和仿真结果表示，制造的自抗扰控制器鲁棒性强、抗干扰性强，系统有优良的动态性和强稳态性能，有效管控非线性耦合系统。设计制造的控制器应用的信号在现实应用的系统中都能够借助传感器进行数据信息的检测，可行性强，后续可进行高精确度的检测应用，借助高阶滑模设计更深层次地避免颤振现象，将控制器中部分复杂函数项简化、近似处理，为控制方法在现实四旋翼无人机系统应用上提供技术支持。