四旋翼飛行器串級(jí)姿態(tài)穩(wěn)定性優(yōu)化控制研究

(中國(guó)人民解放軍66350部隊(duì) 技術(shù)室，河北 保定 071000)

0 引言

無(wú)人機(jī)按照機(jī)翼分為兩種模式：固定翼無(wú)人機(jī)和旋翼無(wú)人機(jī)。旋翼飛行機(jī)通過(guò)旋翼發(fā)出動(dòng)力，能夠完成垂直降落和垂直起飛，反應(yīng)靈敏，機(jī)動(dòng)性好，不受場(chǎng)地限制，在天氣預(yù)測(cè)、災(zāi)難搜救、礦山開(kāi)采、軍事安防等領(lǐng)域有很好的發(fā)展前景。四旋翼飛行器隸屬于旋翼無(wú)人機(jī)，通過(guò)四個(gè)半徑、規(guī)格完全相同的動(dòng)力組旋翼在空氣中不斷旋轉(zhuǎn)為飛行提供動(dòng)力，完成飛機(jī)的懸停、轉(zhuǎn)向等工作。相較于其它飛行器，四旋翼飛行器飛行過(guò)程更加平穩(wěn)，反應(yīng)速度更快，負(fù)載能力更強(qiáng)，同一軸的兩個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)方向始終相反，在靜態(tài)條件下飛行能力極強(qiáng)[1]。經(jīng)過(guò)近二十年的研究，該飛行器在技術(shù)上已經(jīng)得到長(zhǎng)足的進(jìn)步，但是若想真正融入到各個(gè)領(lǐng)域中還有許多關(guān)鍵性的問(wèn)題需要解決，如：抗干擾能力差、在復(fù)雜環(huán)境下難以精確識(shí)別、難以長(zhǎng)時(shí)間飛行等[2]。鑒于此，研究如何優(yōu)化控制四旋翼飛行器的方法對(duì)于推動(dòng)經(jīng)濟(jì)發(fā)展、強(qiáng)化國(guó)防建設(shè)、提高國(guó)家技術(shù)水平有重要意義。

1 四旋翼的空氣動(dòng)力學(xué)究

四旋翼飛行器的控制輸入量只有4個(gè)，狀態(tài)輸出量有6個(gè)，是一種欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，利用傳統(tǒng)建模方法根本難以完成精確的建模，因此成為控制學(xué)領(lǐng)域的難點(diǎn)。研究旋翼在空氣中受到的動(dòng)力學(xué)特性對(duì)于四旋翼飛行器串級(jí)姿態(tài)穩(wěn)定性優(yōu)化控制有重要意義。當(dāng)飛行器在空中處于不同的飛行狀態(tài)時(shí)，旋翼受到的空氣動(dòng)力也不同。例如：當(dāng)四旋翼飛行器的飛行方向?yàn)榇怪狈较驎r(shí)，空氣中氣流呈順時(shí)針運(yùn)動(dòng)，旋翼的旋轉(zhuǎn)軸也成順時(shí)針運(yùn)轉(zhuǎn)，二者運(yùn)轉(zhuǎn)方向相同，該狀態(tài)稱為軸流狀態(tài)；當(dāng)四旋翼飛行器的飛行方向?yàn)榉谴怪狈较蝻w行時(shí)，氣流的運(yùn)動(dòng)方向如果呈逆時(shí)針或者順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，旋翼的旋轉(zhuǎn)軸方向就會(huì)與其存在一定的夾角，該狀態(tài)稱為斜流狀態(tài)[3]。四旋翼飛行器在飛行狀態(tài)下各旋翼受到的相對(duì)氣流如圖1所示。

在圖1中，O-XYZ為空間直角坐標(biāo)系，旋翼通過(guò)該軸系完成整體構(gòu)造。如圖2所示，O表示指標(biāo)坐標(biāo)系的原點(diǎn)，同時(shí)也是各個(gè)旋翼的中心點(diǎn)，O-X軸表示飛行的正前方方向，O-Y軸代表四旋翼飛行器的構(gòu)造旋轉(zhuǎn)軸。飛行器在正方向上保持V0的速度向前飛行，此時(shí)氣流的相對(duì)速率和飛行速度一樣，該方向與旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的平面夾角為α[4]。根據(jù)上圖的各項(xiàng)系數(shù)可以求出飛行器旋翼運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的旋轉(zhuǎn)角速度和旋翼構(gòu)造平面速度：

圖1 飛行器旋翼所受相對(duì)氣流直觀圖

(1)

(2)

式中,θ代表旋翼的旋轉(zhuǎn)角速度，R為槳葉的旋轉(zhuǎn)半徑，V0代表飛行器的飛行速度，α代表旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的平面夾角，λ代表垂直軸旋轉(zhuǎn)速度，稱為流入比，μ代表平行軸的旋轉(zhuǎn)速度，稱為前進(jìn)比。λ和μ數(shù)值發(fā)生改變，會(huì)影響飛機(jī)的飛行狀態(tài)。

2 四旋翼飛行器控制模型設(shè)計(jì)

從空氣動(dòng)力學(xué)角度出發(fā)，引用機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)、滑流理論建立了四旋翼飛行器控制模型，根據(jù)Backstepping算法設(shè)計(jì)了控制器，并在串級(jí)姿態(tài)對(duì)飛行器控制模型進(jìn)行了線性化處理[5]。

2.1 四旋翼飛行器控制原理

四旋翼飛行器通過(guò)4個(gè)螺旋槳上的獨(dú)立電機(jī)控制飛行方向，并產(chǎn)生驅(qū)動(dòng)動(dòng)力。系統(tǒng)有4個(gè)輸入量，6個(gè)輸出量，是一個(gè)非完整性系統(tǒng)，具有欠驅(qū)動(dòng)特性。動(dòng)力不足導(dǎo)致線運(yùn)動(dòng)和角運(yùn)動(dòng)存在誤差，飛機(jī)在上述誤差影響下，會(huì)展現(xiàn)不同的飛行姿態(tài)，如：俯仰、橫滾等。此外，四旋翼飛行器耦合性強(qiáng)，改變其中一個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速就會(huì)影響到3個(gè)以上的自由度方向運(yùn)動(dòng)，如：當(dāng)右旋翼速度減小時(shí)，飛行器將會(huì)向右側(cè)滾動(dòng)飛行，導(dǎo)致飛機(jī)左右升力不等，失去動(dòng)力平衡；與此同時(shí)，飛機(jī)的航行方向也會(huì)出現(xiàn)改變，會(huì)在計(jì)劃的航行方向上向右偏離；航道的偏離會(huì)導(dǎo)致左右旋翼和前后旋翼出現(xiàn)反扭力作用。四旋翼飛行器某個(gè)飛行角度的偏差就會(huì)引起一系列改變，且很難確定改變后飛機(jī)的各項(xiàng)具體數(shù)據(jù)，飛行控制工作十分困難[6]。

控制優(yōu)化四旋翼飛行器的原理如圖2所示。

圖2 四旋翼飛行器控制原理

圖2中，x軸、y軸、z軸表示在地理坐標(biāo)系中，四旋翼飛行器的各坐標(biāo)方向，f代表飛行過(guò)程中旋翼需要的上升動(dòng)力，Q代表各運(yùn)動(dòng)下產(chǎn)生的反扭矩角度。根據(jù)圖2可知，當(dāng)改變無(wú)人機(jī)中四個(gè)旋翼電機(jī)轉(zhuǎn)速時(shí)，飛行器的運(yùn)動(dòng)形式也會(huì)隨之改變，而飛行機(jī)轉(zhuǎn)速由上升動(dòng)力決定。

2.2 四旋翼飛行器控制結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

四旋翼飛行器需要控制的主要結(jié)構(gòu)有4個(gè)：螺旋槳、陀螺儀、通道、路由。螺旋槳負(fù)責(zé)修正各個(gè)矢量；陀螺儀的主要工作是修正姿態(tài)，當(dāng)物體處于旋轉(zhuǎn)狀態(tài)時(shí)，穩(wěn)定性要優(yōu)于靜止?fàn)顟B(tài)(高速旋轉(zhuǎn)的陀螺轉(zhuǎn)子在不受到其它外力作用在陀螺儀上時(shí)，陀螺儀的自轉(zhuǎn)軸指向固定，且不會(huì)受到外力影響[7]。當(dāng)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、轉(zhuǎn)子角速度增加時(shí)，穩(wěn)定性會(huì)隨之增強(qiáng))；四旋翼飛行器擁有的通道越多，飛機(jī)能夠展現(xiàn)的姿態(tài)越多，通道狀態(tài)有零點(diǎn)狀態(tài)和給信號(hào)狀態(tài)兩種，利用微調(diào)系統(tǒng)控制信號(hào)狀態(tài)，精確性較高；路由負(fù)責(zé)反饋飛行器內(nèi)部畫(huà)面，載荷的數(shù)據(jù)越大，畫(huà)面清晰度越高，中心操作系統(tǒng)通過(guò)路由對(duì)飛行器實(shí)行遠(yuǎn)程遙控。

螺旋槳、陀螺儀、通道、路由等控制結(jié)構(gòu)通過(guò)改變四旋翼飛行器各旋翼的上升動(dòng)力來(lái)控制旋翼飛行狀態(tài)和穩(wěn)定性。四旋翼無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)速變化與運(yùn)動(dòng)形式對(duì)應(yīng)關(guān)系概括如表1所示。

表1 四旋翼無(wú)人機(jī)轉(zhuǎn)速變化與運(yùn)動(dòng)形式對(duì)應(yīng)關(guān)系

對(duì)表1進(jìn)行具體的分析：

1)上升/下降狀態(tài)。當(dāng)飛行器4個(gè)旋翼產(chǎn)生的上升動(dòng)力都相同時(shí)，即f1=f2=f3=f4，飛機(jī)處于平穩(wěn)狀態(tài)，如果上升動(dòng)力全部增加，則四旋翼飛行器將會(huì)穩(wěn)定地保持上升狀態(tài)，如果各旋翼上升動(dòng)力全部下降，無(wú)人機(jī)處于下降狀態(tài)。

2)俯仰狀態(tài)。如圖1所示，f2、f3分別代表飛行器左旋翼和右旋翼的上升動(dòng)力，而f1、f4則代表飛行器前旋翼和后旋翼的上升動(dòng)力。如果f1=f4且f2≠f3，飛行器的前后動(dòng)力能夠維持平衡，但左右動(dòng)力難以維持平衡，就會(huì)處于俯仰運(yùn)動(dòng)狀態(tài)。

3)橫滾狀態(tài)。當(dāng)無(wú)人機(jī)的左旋翼動(dòng)力f2和右旋翼動(dòng)力f3不變，前旋翼動(dòng)力f1或后旋翼動(dòng)力f4出現(xiàn)變化時(shí)，四旋翼飛行器將會(huì)難以平穩(wěn)飛行，而是以橫滾狀態(tài)運(yùn)動(dòng)。

4)偏航狀態(tài)。四旋翼飛行器任何一個(gè)旋翼的動(dòng)力與其它旋翼不等，即f1≠f4、f1≠f2、f1≠f3、f2≠f3、f2≠f4、f3≠f4，出現(xiàn)上述情況中的任何一種情況都會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)處于偏航運(yùn)動(dòng)狀態(tài)[8]。

四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)十分特殊，它的空氣動(dòng)力學(xué)部件只有旋翼，除此之外不包含其它空氣動(dòng)力學(xué)部件，飛行器外形嬌小，對(duì)于外界有很強(qiáng)的感應(yīng)度，靈敏性高，自動(dòng)控制系統(tǒng)在飛行器中發(fā)揮的作用尤為重要?？刂破髂軌虮３诛w行器穩(wěn)定在3個(gè)姿態(tài)中，即保證空氣中飛行器的運(yùn)轉(zhuǎn)角度穩(wěn)定，同時(shí)控制飛機(jī)的飛行高度、所在位置和航行線路。

通過(guò)改變四旋翼飛行器x軸和y軸上的拉力來(lái)控制飛機(jī)的仰俯和橫滾運(yùn)動(dòng)。飛行器結(jié)構(gòu)自身具有對(duì)稱性，在控制俯仰運(yùn)動(dòng)和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)，可以采取相同的原理。四旋翼俯仰和滾軸結(jié)構(gòu)如圖3和圖4所示。

圖3 四旋翼飛行器俯仰結(jié)構(gòu) 圖4 四旋翼飛行器滾軸結(jié)構(gòu)

通過(guò)調(diào)整x軸和y軸上電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)改變不同軸上的力矩，當(dāng)兩個(gè)軸上的力矩處于平衡狀態(tài)時(shí)，飛機(jī)兩端受力均勻，姿態(tài)穩(wěn)定。

飛機(jī)一旦進(jìn)入俯仰運(yùn)動(dòng)狀態(tài)或滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)之后，旋翼受到的拉力就會(huì)從垂直地表坐標(biāo)系的方向轉(zhuǎn)到其他方向，如圖5，拉力F的方向會(huì)轉(zhuǎn)變?yōu)槔′，因此必須要調(diào)整運(yùn)動(dòng)需要的升力來(lái)不斷補(bǔ)償修正拉力F改變導(dǎo)致的誤差[9]。

圖5 俯仰運(yùn)動(dòng)或滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的拉力改變情況

當(dāng)4個(gè)旋翼出現(xiàn)反扭矩時(shí)，飛機(jī)就會(huì)偏離原有的固定航線，即偏航運(yùn)動(dòng)。偏航運(yùn)動(dòng)與俯仰運(yùn)動(dòng)、滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的不同之處在于，除了要提供穩(wěn)定的偏航力矩，還要提供形同的拉力，同時(shí)確保機(jī)身各機(jī)翼受到相同的重力，能夠在同一個(gè)高度上平穩(wěn)有序地飛行。

四旋翼飛行器在一個(gè)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)會(huì)存在多種情況，對(duì)其進(jìn)行控制時(shí)必須要同時(shí)考慮各種情況，以便于做出更加準(zhǔn)確的判斷。

表2 控制器調(diào)控內(nèi)容

四旋翼飛行器為無(wú)人駕駛飛行器，內(nèi)部控制系統(tǒng)必須為反饋控制系統(tǒng)(閉環(huán)控制系統(tǒng))，通過(guò)探測(cè)瞬時(shí)狀態(tài)反饋飛行器運(yùn)動(dòng)情況。控制系統(tǒng)需要具有實(shí)時(shí)性，一旦飛機(jī)的某個(gè)變量發(fā)生改變，控制系統(tǒng)就要訊速遞探測(cè)到，并給出對(duì)應(yīng)的解決算法，利用驅(qū)動(dòng)器使飛機(jī)在最短的時(shí)間內(nèi)恢復(fù)到原來(lái)的狀態(tài)。四旋翼無(wú)人機(jī)控制器主要對(duì)以下三方面進(jìn)行控制：姿態(tài)、高度、位置。

四旋翼飛行器包含大量變量，具有非線性和強(qiáng)耦合性的特點(diǎn)，在飛行過(guò)程中，很容易受到氣壓影響。飛行器通過(guò)改變角速度和角位置來(lái)維持飛行姿態(tài)的穩(wěn)定，如果姿態(tài)角位置與預(yù)期角位置相同，則角速度為零。當(dāng)飛行器駛離預(yù)定的高度時(shí)，調(diào)控系統(tǒng)需要改變升降過(guò)程的動(dòng)力，將飛行器調(diào)到原來(lái)的高度上。同樣，當(dāng)飛行器的位置出現(xiàn)偏離時(shí)，飛行器測(cè)出新的位置，輸出驅(qū)動(dòng)力，帶領(lǐng)飛行器回到原來(lái)的位置并保持穩(wěn)定[10]。

基于PID理論研發(fā)的控制器具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、穩(wěn)定性高、魯棒性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，適用于四旋翼飛行器，其結(jié)構(gòu)如圖6所示。

圖6 控制器結(jié)構(gòu)圖

如圖6所示，控制器由比例單元P、積分單元I和微分單元D共同組成，在各個(gè)單元中設(shè)置合理參數(shù)，通過(guò)實(shí)際數(shù)據(jù)與參數(shù)數(shù)據(jù)的對(duì)比來(lái)完成控制工作。

控制器的工作過(guò)程根據(jù)Backstepping算法進(jìn)行，控制方程可以表示為：

(3)

公式(3)中，KP、KI、KD分別表示比例單元控制系數(shù)、控制積分單元固定系數(shù)和控制微分單元固定系數(shù)。在比例單元中安放一個(gè)可調(diào)控的放大器，通過(guò)改變響應(yīng)時(shí)間t，提高反饋速度；積分單元主要負(fù)責(zé)提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性；微分單元的主要工作是修正，當(dāng)飛行器出現(xiàn)問(wèn)題時(shí)，微分單元會(huì)增加阻尼，修正誤差?？刂破骺刂屏鞒倘鐖D7所示。

圖7 控制器控制流程

電源啟動(dòng)后，控制系統(tǒng)開(kāi)始初始化，初始化的內(nèi)容包括內(nèi)部參數(shù)、外部參數(shù)和系統(tǒng)運(yùn)行參數(shù)；然后系統(tǒng)的主程序?qū)?huì)啟動(dòng)運(yùn)行，對(duì)于輸入的飛行信號(hào)進(jìn)行判斷，如果與預(yù)期軌道出現(xiàn)偏離，系統(tǒng)就會(huì)解碼控制信號(hào)，將其轉(zhuǎn)變成控制能量，改變飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)；最后由組合監(jiān)測(cè)系統(tǒng)計(jì)算狀態(tài)誤差，在回路中分析控制器的控制效果，若未能達(dá)到預(yù)期效果，則需要再次控制，若能夠達(dá)到預(yù)期效果，則要確保飛行器穩(wěn)定運(yùn)行。

3 飛行器優(yōu)化控制方法驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)

3.1 實(shí)驗(yàn)?zāi)康?/h3>

為了檢測(cè)優(yōu)化設(shè)計(jì)的控制四旋翼飛行器飛行方法實(shí)際效果，與傳統(tǒng)方法進(jìn)行對(duì)比，在串級(jí)姿態(tài)下對(duì)飛行器的穩(wěn)定性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。

3.2 實(shí)驗(yàn)參數(shù)設(shè)置

為保證實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性，在Matlab中搭建了四旋翼飛行器飛行棋模型，設(shè)置實(shí)驗(yàn)參數(shù)如表3所示。

表3 優(yōu)化控制方法實(shí)驗(yàn)參數(shù)

根據(jù)上述參數(shù)進(jìn)行對(duì)比實(shí)驗(yàn)。首先令四旋翼飛行器進(jìn)行飛行，并繪制其實(shí)際飛行路線。實(shí)驗(yàn)起點(diǎn)為(0,0,20)的位置，中前期(起飛階段)飛行經(jīng)過(guò)固定點(diǎn)(5.0,3.0,18.0)，在中期(飛行階段)飛行經(jīng)過(guò)固定點(diǎn)(10.0,5.0,8.0)，在中后期(降落階段)飛行經(jīng)過(guò)固定點(diǎn)(15.0,7.5,9.0)，最終落在終點(diǎn)(20,10，0)的位置。然后分別采用傳統(tǒng)方法和本文優(yōu)化設(shè)計(jì)的PID方法控制四旋翼飛行器進(jìn)行飛行，并分別繪制兩種方法改進(jìn)后的四旋翼飛行器運(yùn)動(dòng)軌跡。最后將三條運(yùn)動(dòng)軌跡進(jìn)行對(duì)比分析，檢測(cè)本文方法對(duì)四旋翼飛行器控制的實(shí)際效果。

3.3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

根據(jù)上述參數(shù)進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，選用四旋翼飛行器從起點(diǎn)為(0,0,20)的位置起飛，飛到(20,10，0)的坐標(biāo)點(diǎn)上，距離單位為km。繪制飛機(jī)實(shí)際飛行路線、傳統(tǒng)方法控制后的運(yùn)動(dòng)軌跡、PID方法控制后的運(yùn)動(dòng)軌跡，得到的實(shí)驗(yàn)圖結(jié)果如圖8所示。

圖8 控制對(duì)比實(shí)驗(yàn)結(jié)果

觀察上述控制對(duì)比結(jié)果圖，選取圖中典型坐標(biāo)值進(jìn)行分析概括(各坐標(biāo)值距離單位為km)：飛機(jī)從坐標(biāo)點(diǎn)為(0.0,0.0,20.0)的位置起飛，預(yù)計(jì)中前期(起飛階段)飛行經(jīng)過(guò)固定點(diǎn)(5.0,3.0,18.0)，但實(shí)際飛行器在中前期經(jīng)過(guò)的坐標(biāo)點(diǎn)為(5.0,15.0,2.2)，使用傳統(tǒng)控制方法改善后，飛機(jī)經(jīng)過(guò)的坐標(biāo)點(diǎn)為(5.0,12.0,6.4)，使用PID控制法改善后，飛機(jī)經(jīng)過(guò)的坐標(biāo)點(diǎn)為(5.0,8.1,12.3)；預(yù)計(jì)在中期(飛行階段)四旋翼飛行器經(jīng)過(guò)固定點(diǎn)(10.0,5.0,8.0)，但實(shí)際飛行器在中前期經(jīng)過(guò)的坐標(biāo)點(diǎn)為(10.0,12.4,6.5)，使用傳統(tǒng)控制方法改善后，飛機(jī)經(jīng)過(guò)的坐標(biāo)點(diǎn)為(10.0,9.8,9.6)，使用PID控制法改善后，飛機(jī)經(jīng)過(guò)的坐標(biāo)點(diǎn)為(10.0,6.5,12.0)；預(yù)計(jì)在中后期(降落階段)四旋翼飛行器經(jīng)過(guò)固定點(diǎn)(15.0,7.5,9.0)，但實(shí)際飛行器在中前期經(jīng)過(guò)的坐標(biāo)點(diǎn)為(15.0,9.4,2.3)，使用傳統(tǒng)控制方法改善后，飛機(jī)經(jīng)過(guò)的坐標(biāo)點(diǎn)為(15.0,8.8,4.2)，使用PID控制法改善后，飛機(jī)經(jīng)過(guò)的坐標(biāo)點(diǎn)為(15.0,8.0,6.7)。

3.4 實(shí)驗(yàn)結(jié)論

根據(jù)上述實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析，得到如下實(shí)驗(yàn)結(jié)論：預(yù)期的飛行線路呈現(xiàn)一條圓滑的曲線，但飛行器在實(shí)際運(yùn)行過(guò)程中會(huì)受到多種外來(lái)阻力影響，如旋翼產(chǎn)生的拉力、線速度、角速度等等，因此運(yùn)行軌跡和預(yù)期軌跡很容易出現(xiàn)很大的偏差。經(jīng)過(guò)傳統(tǒng)方法控制后，雖然有所改善，但是改善效果不明顯，在相同的橫坐標(biāo)下，飛行器的各項(xiàng)拉力不能保持平衡狀態(tài)，即使調(diào)節(jié)之后，與預(yù)期軌道依舊存在較大差異。

PID控制法符合運(yùn)動(dòng)學(xué)規(guī)律，根據(jù)輸入量對(duì)飛行器的四個(gè)旋翼進(jìn)行耦合分析，并劃分出四個(gè)通道，分別為高度控制通道、滾轉(zhuǎn)飛行操控通道、俯仰飛行控制通道和偏航飛行控制通道。高度控制通道通過(guò)控制各旋翼的拉力，改變飛行器在豎直方向的速度，從而改變飛行器所處高度；滾轉(zhuǎn)控制通道利用輸入的滾轉(zhuǎn)力、滾轉(zhuǎn)角度控制橫向速度和橫向位置；俯仰通道通過(guò)改變俯仰力矩調(diào)整俯仰角度，改善飛行器縱向位置；偏航通道根據(jù)輸入的偏航力矩調(diào)整偏航角度，控制偏航速度。

圖中實(shí)驗(yàn)結(jié)果證明，PID控制法能夠較好地將四旋翼飛行器引入預(yù)期軌跡，提高飛機(jī)的穩(wěn)定性。

4 總結(jié)與展望

四旋翼飛行器的組成結(jié)構(gòu)相較于其它飛行器而言更加簡(jiǎn)單、性能十分穩(wěn)定、消耗成本低，在各個(gè)領(lǐng)域都有很好的發(fā)展前景。研究圍繞四旋翼飛行器的控制問(wèn)題完成了以下工作：

1)通過(guò)研究動(dòng)力學(xué)原理，給出最佳控制方式，針對(duì)四旋翼飛行器在空中受到的不同作用力，推導(dǎo)出飛行器旋翼運(yùn)動(dòng)狀態(tài)下的旋轉(zhuǎn)角速度和旋翼構(gòu)造平面速度計(jì)算公式，為控制器設(shè)計(jì)打下基礎(chǔ)。

2)設(shè)計(jì)了四旋翼飛行器控制模型，分析了串級(jí)姿態(tài)下飛機(jī)的飛行方式，介紹了螺旋槳、陀螺儀、通道、路由四個(gè)主要元件的工作內(nèi)容。根據(jù)PID控制原理設(shè)計(jì)控制結(jié)構(gòu)，對(duì)控制結(jié)構(gòu)進(jìn)行詳細(xì)地闡述。

3)利用Backstepping控制算法推導(dǎo)出具體的控制方法，通過(guò)仿真實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證方法的實(shí)際工作效果。由實(shí)驗(yàn)結(jié)果可知：PID控制系統(tǒng)的控制能力遠(yuǎn)遠(yuǎn)強(qiáng)于傳統(tǒng)的控制方法，可以在短時(shí)間內(nèi)將飛行器調(diào)制到預(yù)期位置上。

四旋翼飛行器在解決控制問(wèn)題上依舊存在很多難點(diǎn)，還需要對(duì)其進(jìn)行進(jìn)一步研究：

1)需深入研究空氣阻力對(duì)四旋翼飛行器產(chǎn)生的影響，完善控制器模型。

2)在辨識(shí)角速度和角運(yùn)動(dòng)的基礎(chǔ)上，提高對(duì)線運(yùn)動(dòng)的認(rèn)識(shí)，構(gòu)建線性系統(tǒng)下的控制器。

3)飛行器的實(shí)際飛行狀態(tài)為離散狀態(tài)，并非理想的連續(xù)狀態(tài)，需要通過(guò)大量實(shí)驗(yàn)研究得出有效的飛行控制器。

4)研究?jī)?nèi)容多是在仿真情況下進(jìn)行，缺少實(shí)踐論證，需要在實(shí)際飛行過(guò)程中深入驗(yàn)證。