無人駕駛直升機的飛行控制算法

劉明亮，李克媛，關(guān)妍妍

（黑龍江省電子工程高校重點實驗室，哈爾濱 150080）

0 引 言

無人駕駛直升機具有強耦合、非線性、多輸入多輸出的復雜特點，對其飛行狀態(tài)的研究至關(guān)重要。在復雜的飛行狀態(tài)下，由于無人駕駛直升機自身的不穩(wěn)定性，應該具備良好的飛行控制系統(tǒng)，良好的飛行控制系統(tǒng)可以很好地改善直升機的飛行品質(zhì)、迅速完成飛行任務。為了更加精確地確定飛行的姿態(tài)、速度、高度和航向，一直以來，控制工程師們都在尋找更好的無人駕駛直升機的飛行控制算法。國外的許多科研機構(gòu)分別開展了對小型無人駕駛直升機的研究工作，研究人員基于所建立的微小型無人直升機數(shù)學模型，提出了多種控制算法，做出了多種嘗試。卡耐基梅隆大學研究人員設(shè)計生產(chǎn)的小型無人駕駛直升機，主要利用PID控制算法并對控制器的參數(shù)進行了優(yōu)化；麻省理工學院采用模型直升機，用卡爾曼波濾器提高了導航的精度，采用小波神經(jīng)網(wǎng)絡控制的算法對直升機的內(nèi)環(huán)姿態(tài)進行控制；NASA的Ames無人駕駛直升機研究中心將帶模型逆前饋的顯模型跟蹤方法應用到ADOCS項目上，實現(xiàn)了黑鷹直升機的飛行控制［1－2］。文章對經(jīng)典的PID控制算法、模糊PID控制算法、自抗擾控制算法、小波神經(jīng)網(wǎng)絡控制算法、帶逆模型前饋的顯模型跟蹤控制算法、H∞回路成形控制算法在飛行控制中的應用進行了分析［3］。

1 經(jīng)典PID控制

PID控制算法具有結(jié)構(gòu)簡單、可靠性強等優(yōu)點，被廣泛應用在工程中的各個領(lǐng)域。PID調(diào)節(jié)器包含一個比例環(huán)節(jié)、一個積分環(huán)節(jié)、一個微分環(huán)節(jié)。主要通過偏差的比例、積分、微分進行線性組合對被控對象進行控制。PID控制器見圖1。

圖1 PID控制器Fig．1 PID controller

如果被控對象的參數(shù)不能完全確定，被控對象的數(shù)學模型很難精確地獲得，采用PID控制方法最為有效。PID控制器通過比例、積分、微分求出控制量，目的是提高系統(tǒng)的頻響特性?；赑ID控制算法的飛行控制系統(tǒng)主要由3個控制回路構(gòu)成：①姿態(tài)控制；②速度控制；③高度控制。為更精確地獲得無人駕駛直升機的狀態(tài)信息，達到更好地控制效果，采用一個愛普科佳斯EMI濾波器對直升機的狀態(tài)信息進行濾波［4］。基于PID控制算法的飛行控制系統(tǒng)框圖見圖2。

圖2 PID控制算法的飛行控制系統(tǒng)框圖Fig．2 Flight control system block diagram of the PID control algorithm

本文基于經(jīng)典PID控制方法，設(shè)計了一種無人駕駛直升機的飛行控制系統(tǒng)，主要包含姿態(tài)、速度、高度的控制，能實現(xiàn)無人駕駛直升機的位置懸停、轉(zhuǎn)彎與起飛等飛行控制功能。

2 模糊PID控制

經(jīng)典PID控制器的結(jié)構(gòu)比較簡單而且魯棒性比較強，但其在靜態(tài)和動態(tài)性能以及跟蹤設(shè)定值與抑制擾動能力之間存在矛盾，使系統(tǒng)不能達到預期效果。模糊PID控制算法基本設(shè)計思想是結(jié)合模糊理論和PID控制兩者的優(yōu)點，其響應特性比數(shù)字PID控制更優(yōu)越，并且具有較好的魯棒性。模糊PID控制算法對于非線性、時變性的被控對象能夠獲得較滿意的控制效果?？刂乒δ苤饕鶕?jù)被控過程的運行狀態(tài)給出合適的控制量；學習功能主要根據(jù)給出控制量的控制效果，對控制器的控制決策進一步改進。模糊PID控制算法主要通過控制飛行中的參數(shù)，實現(xiàn)對無人駕駛直升機姿態(tài)、速度、高度的控制，系統(tǒng)框圖見圖3。

圖3 模糊PID控制算法系統(tǒng)框圖Fig．3 Fuzzy PID control algorithm system

模糊PID控制具有快速性和良好的穩(wěn)態(tài)精度，改變了模糊控制在控制小偏差范圍時精度不高的特點，可以有效增強抗干擾能力，針對無人駕駛直升機這種控制方法具有很大的推廣意義［5］。

3 自抗擾控制 （ADRC）

自抗擾控制器依據(jù)期望軌跡和實際軌跡誤差大小及方向來控制，是通過過程誤差來抑制或消除誤差的方法。自抗擾控制具有特殊的優(yōu)點，在許多方面得到了應用。自抗擾控制器包括安排過渡過程，擴張狀態(tài)觀測器 （ESO），非線性組合3個部分。自抗擾控制器的結(jié)構(gòu)框圖見圖4。

圖4 自抗擾控制器的結(jié)構(gòu)框圖Fig．4 ADRC structure block diagram

自抗擾控制算法在無人駕駛直升機導航控制中利用了ADRC強的干擾補償能力，與PID控制器相比，抗干擾能力明顯增強。由于導航控制系統(tǒng)模型的不確定性、外界干擾能力強，無人駕駛直升機的航向控制問題是個難點，所以基本的控制方法很難取得好的效果。由于ADRC控制器不依賴精確的數(shù)學模型，ADRC能夠很容易進行解耦控制，所以經(jīng)常把自抗擾控制算法應用在導航控制中。自抗擾控制參數(shù)的準確設(shè)定對于導航控制起著至關(guān)重要的作用：主要包括跟蹤微分器參數(shù)整定；擴張狀態(tài)觀測器的參數(shù)整定；非線性反饋控制率的參數(shù)整定［6－8］。根據(jù)二階自抗擾控制器的結(jié)構(gòu)、導航運動的數(shù)學模型，使用Matlab中Simulink搭建了自抗擾導航控制系統(tǒng)見圖5。

圖5 基于自抗擾控制器的導航控制系統(tǒng)Fig．5 Navigation control system of ADRC controller

運用自抗擾控制算法，搭建了導航控制系統(tǒng)。從而進行控制量的動態(tài)補償，有效地消除了模型的誤差及外界干擾對控制效果帶來的影響，能夠保證直升機正常飛行［9－10］。

4 小波神經(jīng)網(wǎng)絡控制

小波變換是空間和頻率的局部變換，小波變換能夠有效地從信號中提取有效的信息。通過伸縮、平移、角度變換等運算功能對所研究的對象進行細微的分析，而神經(jīng)網(wǎng)絡具有自適應性、魯棒性好等優(yōu)點，如能把二者有效的結(jié)合在一起，將其應用在無人駕駛直升機的飛行控制算法中，能夠提高直升機的飛行控制能力。首先用小波對信號進行預處理，然后提取特征向量送入神經(jīng)網(wǎng)絡［11－12］。小波神經(jīng)網(wǎng)絡是以小波函數(shù)為基底的一種函數(shù)型網(wǎng)絡，具有2個優(yōu)點：①小波神經(jīng)網(wǎng)絡可以避免BP神經(jīng)網(wǎng)絡結(jié)構(gòu)設(shè)計上的盲目性；②小波神經(jīng)網(wǎng)絡可以避免局部最優(yōu)等非線性問題［13］。小波神經(jīng)網(wǎng)絡算法應用在無人駕駛直升機中，主要用于對直升機姿態(tài)的控制，包括角度、速度等?；谛〔ㄉ窠?jīng)網(wǎng)絡算法可以控制直升機的姿態(tài)，能夠改善飛機在姿態(tài)控制中的穩(wěn)定性［14］。利用小波神經(jīng)網(wǎng)絡控制算法控制直升機的姿態(tài)框架圖見圖6，圖中濾波器是用來產(chǎn)生理想輸入并且限制其幅度［15］。

5 帶逆模型前饋的顯模型跟蹤控制

圖6 小波神經(jīng)網(wǎng)絡控制直升機的姿態(tài)Fig．6 Wavelet neural network control helicopter gesture

模型跟蹤分為隱模型跟蹤控制與顯模型跟蹤控制。隱模型跟蹤是將理想的控制目標模型隱式地包含在控制系統(tǒng)中；顯模型跟蹤是將理想目標模型顯式地設(shè)計在控制系統(tǒng)中，應用反饋控制，使無人駕駛直升機的飛行狀態(tài)與顯模型的輸出狀態(tài)相同。顯模型跟蹤設(shè)計方法主要分為經(jīng)典的單回路設(shè)計方法、LQ最優(yōu)設(shè)計方法和帶逆模型前饋的設(shè)計方法。帶逆模型前饋的顯模型跟蹤控制比傳統(tǒng)的顯模型跟蹤控制增加了逆模型前饋模塊，反饋模塊用來補償模型的差異，實現(xiàn)了基本的控制性能［16］。圖7為顯模型跟蹤的控制框圖，控制系統(tǒng)分為4個模塊：被控對象模塊、對象逆模塊、前饋模塊和反饋模塊。

圖7 顯模型跟蹤的控制框圖Fig．7 Significant model tracking control block diagram

顯模型跟蹤控制采用逆模型前饋，因為無人駕駛直升機對象的高度復雜性，其對象的逆模型建立不可能十分精確，因此仍需反饋控制來補償逆模型的誤差。這種控制算法建立的難點在于逆模型的獲取，由于對象都是非線性和不穩(wěn)定的，并且耦合能力強，不確定性高，所以逆模型很難求解。由于逆模型的簡化處理，所以逆模型在高頻段準確度不高，這種方法的高頻控制性能不強。該方法沒有仔細考慮系統(tǒng)的不確定性，所以其魯棒性能不足。

6 H∞回路成形控制

H∞回路成形是指根據(jù)要求指定系統(tǒng)的開環(huán)傳遞函數(shù)，用H∞設(shè)計來保證系統(tǒng)的特性。H∞回路成形控制是將經(jīng)典控制理論與魯棒性控制相結(jié)合，進行控制系統(tǒng)設(shè)計的一種方法。H∞回路成形控制方法的設(shè)計過程不用考慮系統(tǒng)閉環(huán)頻率特性，其設(shè)計方法簡單。H∞回路成形控制主要采用前置模塊與后置模塊來配置控制變量的變化，目的是獲得良好的分布曲線［17］。H∞回路成形控制框圖見圖8。

圖8 H∞回路成形控制Fig．8 H∞loop shaping control

H∞回路成形控制中控制器有前向與反饋控制器，既能保證魯棒性，又能提高抗干擾能力。H∞回路成形的設(shè)計流程分為3個步驟：回路成形、魯棒鎮(zhèn)定、組合H∞控制器。由于在飛行過程中要求對象飛行狀態(tài)變化的多樣性，控制律只能根據(jù)某些狀態(tài)點設(shè)計，但不能保證全局控制的最優(yōu)性。在設(shè)計完控制器之后，必須做大量仿真，來有效的驗證控制系統(tǒng)的正確性［18］。

7 控制算法對比

無人駕駛直升機是一個典型的強耦合、非線性、多輸入多輸出的復雜高階系統(tǒng)。為了設(shè)計出先進的飛行控制器，以尋求更好的控制效果。在直升機數(shù)學建模的基礎(chǔ)上，針對控制對象的特點，對直升機模型的控制算法進行了比對。對比結(jié)果見表1。

表1 控制算法對比情況Table 1 Control algorithm contrast

8 總結(jié)與展望

無人駕駛直升機無論是在工業(yè)上還是在國防上都具有廣泛的應用價值。由于無人駕駛直升機的飛行控制系統(tǒng)具有易于控制和實驗性強的優(yōu)點，所以我們必須在控制算法上進行深入與持續(xù)的研究。其難點是對無人駕駛直升機的控制模型進行控制算法的改進和選取，設(shè)計先進的控制器，以尋求更好的飛行控制效果。無人駕駛直升機飛行控制系統(tǒng)研究是一個長期的課題，目前只是對模型直升機的姿態(tài)控制做了初步探討。要得到無人駕駛直升機在其它飛行狀態(tài)下的控制算法，還要將它的全面運動方程考慮在內(nèi)，并針對飛行器各部分的應用特點結(jié)合設(shè)計。通過有效地選擇飛行控制算法，可以提高無人駕駛直升機的可靠性、精確性和有效性。帶逆模型前饋的顯模型跟蹤控制算法和H∞回路成形控制算法的魯棒性較強，是目前應用在直升機飛行控制系統(tǒng)中比較先進的控制算法。若能將多種飛行控制算法相結(jié)合，就能夠更有效地完成飛行模型的控制?？傊?，隨著飛行控制算法的不斷完善和進步，無人駕駛直升機飛行控制技術(shù)也正朝著數(shù)字化、綜合化和智能化的方向發(fā)展。

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