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    基于L1自適應(yīng)控制的四旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制

    2018-03-08 09:03:18黃天鵬劉小雄馬青原張永杰
    關(guān)鍵詞:適應(yīng)控制姿態(tài)控制低通濾波器

    黃天鵬,劉小雄,馬青原,張永杰

    (西北工業(yè)大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院,西安 710072)

    0 引言

    近年來四旋翼無人機(jī)成為航空領(lǐng)域的一大研究熱點(diǎn),由于四旋翼無人機(jī)優(yōu)異的垂直起降和低成本特性,使其在軍事、公共安全、政府應(yīng)急救援指揮以及民用航拍、農(nóng)業(yè)植保等領(lǐng)域具有廣泛用途。但是四旋翼無人機(jī)作為典型的欠驅(qū)動(dòng)非線性系統(tǒng),其位置控制是通過姿態(tài)控制實(shí)現(xiàn)的,并且所有的運(yùn)動(dòng)都建立在對(duì)4個(gè)電機(jī)的控制基礎(chǔ)上,因此四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)控制至關(guān)重要。由于四旋翼無人機(jī)在飛行中受到環(huán)境干擾,自身電機(jī)高速轉(zhuǎn)動(dòng)引起的陀螺力矩,存在的電機(jī)未建模動(dòng)態(tài),旋翼葉片之間的氣動(dòng)干擾和由于質(zhì)量分布不均引起的未知慣性力矩干擾,使得依賴精確建模的傳統(tǒng)控制方法[1-3]在實(shí)際中難以達(dá)到四旋翼的控制要求[4-5];雖然普通的自適應(yīng)控制可以達(dá)到在控制信號(hào)中補(bǔ)償未知影響的效果,但是快速自適應(yīng)會(huì)導(dǎo)致系統(tǒng)控制量的高頻振蕩,這樣的高頻控制信號(hào)在實(shí)際中不可實(shí)現(xiàn),并且對(duì)系統(tǒng)魯棒性造成嚴(yán)重影響[6]。

    針對(duì)以上問題,本文采用L1自適應(yīng)控制理論[7]進(jìn)行四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)控制律設(shè)計(jì),達(dá)到在快速自適應(yīng)的同時(shí)保證系統(tǒng)魯棒性的性能要求[8-9]。L1自適應(yīng)控制理論通過在控制信號(hào)中引入低通濾波器,在低通帶寬內(nèi)補(bǔ)償模型的不確定干擾;通過采用投影算子自適應(yīng)律來保證估計(jì)參數(shù)的有界性,由于將快速自適應(yīng)與魯棒性解耦,因此可以在硬件限制范圍內(nèi)任意提高自適應(yīng)的快速性來達(dá)到系統(tǒng)需要的動(dòng)態(tài)性能而又不失系統(tǒng)的穩(wěn)定性[10]。本文主要講述了針對(duì)“X”型四旋翼無人機(jī)的非線性模型設(shè)計(jì)L1自適應(yīng)角速率控制器,在此基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)PID控制器將姿態(tài)控制轉(zhuǎn)化到內(nèi)環(huán)的L1自適應(yīng)角速率控制。分析了系統(tǒng)的穩(wěn)定性和魯棒性,最后通過仿真說明了所設(shè)計(jì)L1自適應(yīng)控制系統(tǒng)在滿足快速動(dòng)態(tài)性能的情況下仍然具備良好的魯棒性。

    1 四旋翼姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型建立

    本文采用“X”型四旋翼無人機(jī)為研究對(duì)象,根據(jù)其飛行控制原理,4個(gè)旋翼通過高速轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生升力,進(jìn)而產(chǎn)生滾轉(zhuǎn)力矩和俯仰力矩控制滾轉(zhuǎn)角和俯仰角,旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)產(chǎn)生的反扭矩控制偏航角,當(dāng)旋翼機(jī)身滾轉(zhuǎn)角和俯仰角不為零時(shí)升力產(chǎn)生水平分力控制水平位置,升力在重力反方向的分力控制垂直位置,六個(gè)自由度的控制是通過調(diào)節(jié)4個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速即旋翼產(chǎn)生的升力和反扭矩實(shí)現(xiàn)的。因此定義U1,U2,U3,U4為四旋翼無人機(jī)的高度、滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航4個(gè)獨(dú)立控制通道的控制輸入:

    (1)

    由旋翼電機(jī)轉(zhuǎn)速與產(chǎn)生力和力矩關(guān)系進(jìn)一步有:

    (2)

    其中:CT為升力系數(shù),CM為反扭矩系數(shù),?i為電機(jī)i的轉(zhuǎn)速。四旋翼的姿態(tài)角與機(jī)體系的角速度之間有如下關(guān)系[11]:

    (3)

    (4)

    其中:φ、θ、ψ分別為滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角;p、q、r分別為滾轉(zhuǎn)角速率、俯仰角速率和偏航角速率;Ix、Iy、Iz為四旋翼無人機(jī)繞x、y、z軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量,J為每個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;d為旋翼葉片中心到四旋翼無人機(jī)重心的距離;ΩM=-?1-?2+?3+?4為由于電機(jī)差動(dòng)產(chǎn)生的陀螺力矩轉(zhuǎn)速。以上通過經(jīng)典力學(xué)運(yùn)動(dòng)方程建立四旋翼無人機(jī)姿態(tài)運(yùn)動(dòng)模型,為下面設(shè)計(jì)L1自適應(yīng)控制器提供基礎(chǔ)。

    2 四旋翼L1自適應(yīng)控制器結(jié)構(gòu)

    考慮與四旋翼模型相對(duì)應(yīng)的非線性系統(tǒng):

    x(0)=x0

    y(t)=CTx(t)

    (5)

    其中:x(t)∈Rn是可測(cè)量的系統(tǒng)狀態(tài),u(t)∈Rm為系統(tǒng)的控制輸入信號(hào),Am是n×n的赫爾維茲矩陣,Bm∈Rn×m和C∈Rn×n是已知常數(shù)矩陣,ω∈Rm×m為未知常數(shù)對(duì)角矩陣,包含了由于質(zhì)量分布不均引起輸入力矩干擾,f(·)是未知非線性函數(shù),包含四旋翼模型的陀螺力矩干擾、與狀態(tài)有關(guān)的非線性和外界干擾。

    L1自適應(yīng)控制通過設(shè)計(jì)滿足系統(tǒng)瞬態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)性能的狀態(tài)觀測(cè)器,然后以觀測(cè)狀態(tài)和實(shí)際系統(tǒng)狀態(tài)之間的誤差作為快速自適應(yīng)律的輸入,估計(jì)出系統(tǒng)的未知參數(shù),進(jìn)而用估計(jì)參數(shù)構(gòu)造控制信號(hào),去抵消在低通濾波器帶寬范圍內(nèi)的不確定干擾,使系統(tǒng)輸出信號(hào)跟蹤輸入信號(hào),L1控制器的結(jié)構(gòu)如圖1所示。

    圖1 L1自適應(yīng)控制結(jié)構(gòu)

    2.1 狀態(tài)觀測(cè)器

    根據(jù)被控對(duì)象模型設(shè)計(jì)如下狀態(tài)觀測(cè)器:

    y(t)=CTx(t)

    (6)

    2.2 自適應(yīng)律設(shè)計(jì)

    由于自適應(yīng)控制律中包含估計(jì)參數(shù),因此為了確??刂菩盘?hào)的有界性和可實(shí)現(xiàn)性,必須保證在快速自適應(yīng)估計(jì)參數(shù)的同時(shí)保證估計(jì)參數(shù)的有界性,因此采用基于投影算子的自適應(yīng)律,避免估計(jì)參數(shù)漂移和保證系統(tǒng)較好的魯棒性。設(shè)計(jì)基于投影算子的自適應(yīng)律結(jié)構(gòu)如下:

    (7)

    2.3 控制律

    為了使被控對(duì)象的性能達(dá)到理想模型:

    ym(t)=CTxm(t)

    (8)

    在自適應(yīng)律估計(jì)出未知參數(shù)后,構(gòu)造控制信號(hào)抵消系統(tǒng)的不確定性部分,并且使系統(tǒng)跟蹤上輸入信號(hào),同時(shí)為了保證系統(tǒng)的魯棒性[14],引入低通濾波器解決快速自適應(yīng)導(dǎo)致的控制信號(hào)高頻振蕩的問題,因此在控制信號(hào)中加入低通濾波器,控制結(jié)構(gòu)如下:

    (9)

    其中:

    C(s)=ωkD(s)(I+ωkD(s))-1

    (10)

    3 四旋翼姿態(tài)控制律設(shè)計(jì)

    基于以上分析,設(shè)計(jì)L1自適應(yīng)控制結(jié)構(gòu)進(jìn)行四旋翼姿態(tài)控制,模型參數(shù)見表1。

    表1 模型參數(shù)

    3.1 L1自適應(yīng)控制器增益

    將四旋翼參數(shù)帶入模型方程中,得到狀態(tài)方程矩陣,通過極點(diǎn)配置方法求解反饋增益矩陣為:

    從而求解出理想閉環(huán)系統(tǒng)Am和Bm陣如下:

    極點(diǎn)配置后,非線性函數(shù)向量為:

    (11)

    其中:Kii為反饋增益矩陣K第i個(gè)對(duì)角線元素。

    根據(jù)實(shí)際飛行狀態(tài),四旋翼機(jī)體角速率最大值3.5rad/s,電機(jī)轉(zhuǎn)速最大值設(shè)為6000rpm,則陀螺力矩轉(zhuǎn)速最大值為ΩM max=2513rad/s。根據(jù)以上物理量范圍,求得參數(shù)范圍θbi=0.1,并取任意正常數(shù)ε=0.1,則σbi=0.1,則投影算子邊界為:

    Θ=[-0.1,0.1],Δ=[-0.1,0.1]

    則L=max‖θ‖1=0.3。由于質(zhì)量分布不均引起的未知輸入增益范圍選取如下:

    ω11∈[0.1,0.2],ω22∈[0.1,0.2],ω33∈[0.5,1.5]

    3.2 自適應(yīng)律設(shè)計(jì)

    選取自適應(yīng)增益Γ=1000。

    為了使角速率輸出以零穩(wěn)態(tài)誤差跟蹤到理想系統(tǒng)輸出:

    yid=CTH(s)kgr(s)

    (12)

    設(shè)置:

    選取D(s)=1/s,則有:

    G(s)=H(s)(1-C(s))=

    L1自適應(yīng)控制方法范數(shù)穩(wěn)定條件為:

    由G(s)的形式可知,在狀態(tài)矩陣Am對(duì)應(yīng)的系統(tǒng)閉環(huán)性能條件下,為了滿足范數(shù)穩(wěn)定條件,增大低通濾波器帶寬可以保證系統(tǒng)滿足范數(shù)穩(wěn)定條件和閉環(huán)自適應(yīng)系統(tǒng)良好的跟蹤性能。但是高帶寬低通濾波器會(huì)導(dǎo)致控制信號(hào)對(duì)外部噪聲敏感,系統(tǒng)魯棒性降低。因此低通濾波器的設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)化為系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能和魯棒性的約束優(yōu)化問題[15]。本文選取低通濾波器帶寬選取ωk=100。

    在L1角速率控制器的基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)由目標(biāo)角度到目標(biāo)角速率的PID控制器,結(jié)構(gòu)如下:

    (13)

    因此系統(tǒng)控制結(jié)構(gòu)為PID控制與L1自適應(yīng)控制串聯(lián)結(jié)構(gòu)。目標(biāo)角度到目標(biāo)角速率解算由于只涉及到目標(biāo)信號(hào)的轉(zhuǎn)化,因此利用PD控制保證了角度控制的快速性與精確性,角速率控制中采用L1自適應(yīng)控制作為整個(gè)旋翼姿態(tài)控制系統(tǒng)的核心,充分發(fā)揮L1自適應(yīng)控制優(yōu)異的抗干擾能力和快速跟蹤性能,保證系統(tǒng)的快速性和魯棒性。

    3.3 魯棒性分析

    根據(jù)p、q、r通道的獨(dú)立控制可得,存在如下開環(huán)傳遞函數(shù):

    (14)

    (15)

    Ami,Bmi,Ci(s)分別為對(duì)角矩陣Am,Bm,C(s)的第i個(gè)對(duì)角線元素。則由式(5)、(6)、(7)、(9)組成的L1自適應(yīng)控制系統(tǒng)的保守時(shí)間增益為:

    其中:φmi,ωgc i分別為開環(huán)傳遞函數(shù)矩陣Lo(s)的第i個(gè)對(duì)角線傳遞函數(shù)的相角裕度和截止頻率[7]。根據(jù)以上結(jié)論,將第3節(jié)模型參數(shù)帶入式(14),分別畫出p、q、r通道傳遞函數(shù)波特圖見圖2~圖4。

    圖2 滾轉(zhuǎn)角速率通道波特圖

    圖3 俯仰角速率通道波特圖

    圖4 偏航角速率通道波特圖

    由圖2~4可知,3個(gè)通道閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定,并且可以直接得到估計(jì)的保守時(shí)間余度分別為τ1=τ2=0.00 142s,τ3=0.00 056s。說明L1自適應(yīng)控制器在快速自適應(yīng)的同時(shí)保證了系統(tǒng)的時(shí)間延遲余度,因此也保證了系統(tǒng)的魯棒性。

    4 仿真結(jié)果與分析

    根據(jù)以上控制器設(shè)計(jì),在系統(tǒng)初始姿態(tài)和角速率狀態(tài)為零的條件下,輸入幅值5°、周期為10s的方波信號(hào)作為目標(biāo)姿態(tài)角指令進(jìn)行仿真驗(yàn)證,仿真曲線如圖5所示。

    圖5 L1自適應(yīng)控制器性能

    由圖5可知,在方波信號(hào)的姿態(tài)角指令輸入下,通過設(shè)計(jì)PID角度控制和基于投影算子的L1自適應(yīng)控制器,四旋翼無人機(jī)的角度輸出在不確定非線性存在的情況下,能夠快速跟蹤到輸入姿態(tài)角,調(diào)節(jié)時(shí)間為1.2s,并且無超調(diào)量和穩(wěn)態(tài)誤差。在快速自適應(yīng)的同時(shí),姿態(tài)控制量U2、U3、U4沒有出現(xiàn)高頻振蕩。

    為了驗(yàn)證系統(tǒng)的魯棒性,根據(jù)第3節(jié)算出的時(shí)間延遲余度,分別在滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航通道的控制量中加入15 ms、10 ms、5 ms的時(shí)間延遲,仿真結(jié)果如圖6所示。

    圖6 三通道時(shí)間延遲分別為15 ms、10 ms、5 ms條件下L1自適應(yīng)控制器性能

    由圖6可知,在控制量延遲的情況下系統(tǒng)的跟蹤速度稍微變慢,調(diào)節(jié)時(shí)間為1.5 s,無超調(diào),無穩(wěn)態(tài)誤差,角速率變化在實(shí)際范圍內(nèi),控制量無高頻振蕩。以上仿真結(jié)果綜合說明了所設(shè)計(jì)L1自適應(yīng)控制器在快速自適應(yīng)滿足動(dòng)態(tài)性能的條件下可以保持良好的魯棒性以抵抗外界干擾。

    5 結(jié)論

    本文針對(duì)“X”型四旋翼的角度控制問題,提出PID控制與基于投影算子自適應(yīng)律的L1自適應(yīng)控制相結(jié)合的控制結(jié)構(gòu),重點(diǎn)闡述了L1自適應(yīng)控制的結(jié)構(gòu),設(shè)計(jì)過程,魯棒性以及穩(wěn)定性分析,將非線性模型等效轉(zhuǎn)化成線性模型來設(shè)計(jì)常規(guī)狀態(tài)觀測(cè)器,提出估計(jì)未知參數(shù)范圍的方法,并通過系統(tǒng)波特圖具體說明了系統(tǒng)保守的魯棒性能估計(jì)和抵抗外界干擾的能力。通過采用投影算子自適應(yīng)律保證了參數(shù)估計(jì)的范圍,并且在低通濾波器帶寬范圍內(nèi)補(bǔ)償不確定干擾。通過添加周期性方波輸入信號(hào)和在滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航控制通道中加入時(shí)間延遲條件下進(jìn)行仿真,仿真結(jié)果說明了L1自適應(yīng)控制結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn),即在模型中存在非線性和外界干擾的情況下,控制結(jié)構(gòu)既能通過快速自適應(yīng)滿足系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)精度,又能保證系統(tǒng)良好的魯棒性,因此本文所設(shè)計(jì)的基于L1自適應(yīng)控制的四旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制方法能保證無人機(jī)的穩(wěn)定性和抗干擾能力,具有很好的實(shí)際應(yīng)用價(jià)值。

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