無人機(jī)的專家S面控制方法*

陳鵬云 張鵬飛 趙興成 常建龍 原梅妮 沈 鵬

1.中北大學(xué)，山西太原 030051 2. 國家深?；毓芾碇行?，山東青島 266327

作為一種新型智能化無人設(shè)備，UAV在軍事、民用和科學(xué)研究領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。隨著技術(shù)的進(jìn)步和UAV飛行任務(wù)的多樣化，人們對(duì)UAV精確制導(dǎo)和控制的要求不斷提高，如何實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確、高效的控制成為UAV技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)之一[1-3]。

UAV的運(yùn)動(dòng)為空間六自由度運(yùn)動(dòng)，具有很強(qiáng)的非線性，各自由度之間相互耦合，極易受環(huán)境干擾，以及難以獲得精確的運(yùn)動(dòng)模型等特點(diǎn)，因此較難實(shí)現(xiàn)精確的運(yùn)動(dòng)控制[4]。目前，PID控制[5]、模糊控制[6]、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制[7]及魯棒控制[8]等多種控制算法已被應(yīng)用于UAV的運(yùn)動(dòng)控制研究中。對(duì)于UAV這種容易受外界干擾的被控對(duì)象，PID控制需要不斷改變控制器參數(shù)以適應(yīng)飛行條件的要求，因此難以達(dá)到理想的控制效果；模糊控制不需要精確的數(shù)學(xué)模型，魯棒性較強(qiáng)，但其需要不斷切換輸出比例因子，容易引起算法震蕩甚至收斂困難；神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制擁有很強(qiáng)的非線性擬合能力，魯棒性強(qiáng)，但控制算法復(fù)雜，控制過程中容易丟失信息；魯棒控制性能較高，但其需要對(duì)UAV建模，飛機(jī)設(shè)置若有較大變動(dòng)需要重新建模。

一般來說，控制模型越簡單，控制精度越高，越能滿足UAV這一特殊載體的需求[9]。與UAV類似，水下機(jī)器人的運(yùn)動(dòng)也具有強(qiáng)非線性和高度耦合性等特點(diǎn)，因此理論上二者的控制算法要解決的關(guān)鍵問題一致。針對(duì)水下機(jī)器人的運(yùn)動(dòng)控制問題，劉學(xué)敏[10]等提出的S面控制器，具有結(jié)構(gòu)簡單、參數(shù)少、易調(diào)整及應(yīng)用方便等特點(diǎn)，成功應(yīng)用于多型水下機(jī)器人的運(yùn)動(dòng)控制，取得了良好效果。本文將S面控制器引入U(xiǎn)AV的運(yùn)動(dòng)控制中，結(jié)合專家控制思想[11]，提出一種適用于UAV運(yùn)動(dòng)控制的專家S面控制方法，試驗(yàn)表明該方法具有較好的控制精度和動(dòng)態(tài)性能。

1 S面控制器

從模糊控制出發(fā)，將模糊控制規(guī)則表進(jìn)行非線性擬合得到Sigmoid 曲面(圖1)，并用其代替模糊規(guī)則庫，可得到S面控制器如下：

(1)

圖1 Sigmoid曲面

從以上分析可知，S面控制器實(shí)質(zhì)上是一種非線性的PD控制器，非常適用于UAV這種難以獲得準(zhǔn)確模型載體的非線性運(yùn)動(dòng)控制問題，PD控制的實(shí)質(zhì)可有效保證UAV的運(yùn)動(dòng)控制效果。但是單純的S面控制器不具備自適應(yīng)調(diào)節(jié)能力。李曄[12]和呂翀[13]分別給出了基于免疫遺傳算法和粒子群優(yōu)化算法的參數(shù)離線優(yōu)化方法，但由于該類型方法采用離線學(xué)習(xí)模式，其結(jié)果只能提供參考。唐旭東[14]等提出一種基于神經(jīng)元優(yōu)化的自適應(yīng)S面控制器，實(shí)現(xiàn)了控制參數(shù)的在線優(yōu)化，但該方法受外界環(huán)境影響比較大，容易引起學(xué)習(xí)效果的不穩(wěn)定，導(dǎo)致控制結(jié)果發(fā)散。李岳明[15]參考滑?？刂扑枷?，提出一種變結(jié)構(gòu)S面控制器，但該方法在某些特性情況下容易引起輸出結(jié)果的抖動(dòng)。本文引入專家控制技術(shù)，將人工參數(shù)調(diào)整經(jīng)驗(yàn)寫成專家控制優(yōu)化算法形式，以實(shí)現(xiàn)S面控制器參數(shù)的在線自適應(yīng)調(diào)整，提高系統(tǒng)的控制精度和自適應(yīng)能力。

2 專家S面控制器設(shè)計(jì)

2.1 專家控制器

專家系統(tǒng)是一個(gè)具有大量專門知識(shí)和經(jīng)驗(yàn)的程序系統(tǒng)，是一種基于知識(shí)的、專家的計(jì)算機(jī)程序。它應(yīng)用人工專家技術(shù)，根據(jù)該領(lǐng)域內(nèi)專家提供的經(jīng)驗(yàn)知識(shí)進(jìn)行推理和判斷，模擬人類專家做決策的過程解決問題。將專家系統(tǒng)原理與控制算法相融合，可得到專家控制系統(tǒng)。專家控制系統(tǒng)把抽象的知識(shí)模型轉(zhuǎn)化成具體的數(shù)學(xué)模型，是一種具有獲得反饋信息并能實(shí)現(xiàn)在線實(shí)時(shí)控制的系統(tǒng)?？紤]到控制性能指標(biāo)、可靠性和實(shí)時(shí)性的要求，通常將專家控制系統(tǒng)簡化得到專家控制器。專家控制器主要包括知識(shí)庫、控制規(guī)則、推理機(jī)、信息獲取和處理等4個(gè)部分。專家控制器的結(jié)構(gòu)如圖2所示：

圖2 專家控制器結(jié)構(gòu)

2.2 專家S面控制器

S面控制器具有結(jié)構(gòu)簡單、參數(shù)易調(diào)整、無需對(duì)被控對(duì)象進(jìn)行建模和系統(tǒng)魯棒性好等優(yōu)點(diǎn)；但S面控制器沒有考慮控制參數(shù)隨系統(tǒng)被控制量變化的自適應(yīng)調(diào)整的情況，其控制參數(shù)需要隨著UAV運(yùn)動(dòng)狀態(tài)以及環(huán)境干擾的變化人工調(diào)整。專家控制器可根據(jù)該領(lǐng)域內(nèi)已有的經(jīng)驗(yàn)知識(shí)，對(duì)復(fù)雜問題進(jìn)行有效的推理和判斷。因此本文將專家控制思想引入傳統(tǒng)的S面控制器中，設(shè)計(jì)了專家S面控制器，其結(jié)構(gòu)如圖3所示：

圖3 專家S面控制器結(jié)構(gòu)

由圖可以看出，專家S面控制器由2部分組成：基本控制級(jí)(S面控制器)和專家智能協(xié)調(diào)級(jí)。專家協(xié)調(diào)級(jí)由初始化設(shè)置、知識(shí)庫和推理機(jī)等部分組成。初始化設(shè)置包括設(shè)置UAV的控制目標(biāo)狀態(tài)、狀態(tài)變化閾值和初始控制參數(shù)等；知識(shí)庫是根據(jù)大量人工參數(shù)調(diào)整經(jīng)驗(yàn)所制定出的專家控制規(guī)則集合；根據(jù)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)信息，通過專家推理機(jī)對(duì)S面控制器的參數(shù)k1和k2在線調(diào)整，使得系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)定性能達(dá)到最優(yōu)。一般來說控制規(guī)則較少，推理搜索空間有限，因此可以對(duì)控制規(guī)則進(jìn)行逐條匹配的模式進(jìn)行推理。

2.3 參數(shù)調(diào)整規(guī)則

大量人工參數(shù)調(diào)整經(jīng)驗(yàn)表明：在S面控制器中，隨著k1和k2取值增大，控制器的靈敏度隨之增加，但也將產(chǎn)生較強(qiáng)的超調(diào)和振蕩；但若k1和k2取值過小，雖然超調(diào)和振蕩減弱，但控制器反應(yīng)遲鈍。在調(diào)節(jié)S面控制器參數(shù)時(shí)，一般選取k1和k2的初始值為3.0。若超調(diào)太大，可逐步減小k1，同時(shí)增大k2；若收斂速度過慢，則應(yīng)逐步增大k1，同時(shí)減小k2。基于人工調(diào)整經(jīng)驗(yàn)，設(shè)計(jì)參數(shù)調(diào)整規(guī)則如下：

表1 參數(shù)調(diào)整規(guī)則

(2)

k1(0)，k1(0)可根據(jù)控制系統(tǒng)特性和經(jīng)驗(yàn)選取和設(shè)置，一般取k1(0)=k2(0)=3.0。

3 UAV運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)

本文設(shè)計(jì)的運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)的硬件采用的是SBS-PC/104-PMI2 (PC/104)嵌入式計(jì)算機(jī)，其具有高性能、低功耗、存儲(chǔ)空間大、外圍接口豐富、可方便與外部設(shè)備和傳感器連接等優(yōu)點(diǎn)，與傳統(tǒng)的51單片機(jī)等相比具有較大優(yōu)勢。PC/104的操作系統(tǒng)采用在航空航天領(lǐng)域已廣泛應(yīng)用的VxWorks嵌入式實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)，系統(tǒng)版本號(hào)為5.5。UAV的運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)構(gòu)成如圖4所示：

圖4 控制系統(tǒng)構(gòu)成

UAV運(yùn)動(dòng)控制的軟件部分主要包括地面站監(jiān)控系統(tǒng)和底層控制程序2部分。底層控制程序基于上節(jié)提出的專家S面控制器，地面站監(jiān)控系統(tǒng)主要用于對(duì)UAV控制系統(tǒng)進(jìn)行初始化設(shè)置和任務(wù)規(guī)劃，同時(shí)監(jiān)測并顯示UAV載體的實(shí)時(shí)位姿信息，二者的信息交互如圖5所示：

圖5 信息交互

由于UAV的運(yùn)動(dòng)為空間六自由度運(yùn)動(dòng)，具有很強(qiáng)的非線性，并且各自由度存在耦合。為了優(yōu)化控制算法、減小控制計(jì)算量，可在對(duì)UAV的空間運(yùn)動(dòng)方程解耦后，每個(gè)自由度使用一個(gè)控制器，從而實(shí)現(xiàn)UAV的有效控制。

4 試驗(yàn)研究

4.1 仿真試驗(yàn)

仿真試驗(yàn)在以運(yùn)動(dòng)控制系統(tǒng)采用的PC/104嵌入式計(jì)算機(jī)為核心的半實(shí)物仿真系統(tǒng)中進(jìn)行，仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)如圖6所示：

圖6 半實(shí)物仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

由圖6可知，半實(shí)物仿真系統(tǒng)包含3個(gè)主要部分：PC/104嵌入式計(jì)算機(jī)、地面站監(jiān)控計(jì)算機(jī)、環(huán)境仿真計(jì)算機(jī)。環(huán)境仿真計(jì)算機(jī)用于模擬真實(shí)環(huán)境干擾、UAV的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和搭載傳感器；PC/104嵌入式計(jì)算機(jī)和地面站監(jiān)控計(jì)算機(jī)均為實(shí)際所應(yīng)用的設(shè)備。半實(shí)物仿真與真實(shí)外場試驗(yàn)唯一的不同是外界環(huán)境干擾和傳感器測量數(shù)據(jù)由環(huán)境仿真計(jì)算機(jī)通過以太網(wǎng)發(fā)送給PC/104，同時(shí)執(zhí)行器信息也通過以太網(wǎng)發(fā)送給環(huán)境仿真計(jì)算機(jī)。為了驗(yàn)證本文提出控制器的有效性，選擇文[16]所提出的無人機(jī)標(biāo)稱模型，并與標(biāo)準(zhǔn)S面控制器做比較，進(jìn)行對(duì)比仿真試驗(yàn)，仿真結(jié)果如下：

1)高度控制仿真

仿真中，設(shè)定保持UAV的目標(biāo)飛行高度為50m，對(duì)比結(jié)果如下：

圖7 高度控制仿真結(jié)果

由圖7可以看出與標(biāo)準(zhǔn)S面控制器相比，專家S面控制器的控制精度更高，高度控制誤差<1m的概率約98%，控制結(jié)果穩(wěn)定且準(zhǔn)確。

2)定速飛行仿真

仿真中，維持UAV的飛行速度為10m/s勻速飛行，對(duì)比結(jié)果如下：

圖8 定速飛行仿真結(jié)果

在定速飛行仿真中，專家S面控制器的控制誤差<0.2m/s的概率約97%，控制結(jié)果穩(wěn)定且準(zhǔn)確。

3)航向控制仿真

仿真中，維持UAV的航向交為北向0°，對(duì)比結(jié)果如下：

圖9 航向控制仿真結(jié)果

在航向控制仿真中，專家S面控制器的控制誤差<1.5°的概率約99%，控制結(jié)果穩(wěn)定且準(zhǔn)確。

通過上述對(duì)比仿真試驗(yàn)可以看出本文提出的專家S面控制器明顯提升了UAV運(yùn)動(dòng)控制精度，對(duì)比標(biāo)準(zhǔn)S面算法有較大優(yōu)勢。這是因?yàn)閷＜襍面控制器將人的參數(shù)調(diào)整經(jīng)驗(yàn)編寫成自適應(yīng)參數(shù)調(diào)整規(guī)則，使控制器能夠根據(jù)需求自適應(yīng)調(diào)整S面控制器參數(shù)，以獲得最優(yōu)控制性能。

4.2 外場試驗(yàn)

外場試驗(yàn)基于自主設(shè)計(jì)制作的某型UAV平臺(tái)(圖10)，該UAV具有飛行性能穩(wěn)定、操縱性好和負(fù)載能力強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)。外場試驗(yàn)區(qū)域?yàn)槿A北某地，附近空氣質(zhì)量良好，無高層建筑，但試驗(yàn)區(qū)域北邊和西邊靠近山脈，具有一定的隨機(jī)環(huán)境擾動(dòng)，總體來說適合檢驗(yàn)控制效果。圖11所示為外場試驗(yàn)的UAV路徑，UAV起飛時(shí)垂直爬升，最大爬升率為3m/s，當(dāng)其離地高度達(dá)到50m時(shí)進(jìn)入巡航階段，梳狀飛行階段的長邊飛行速度10m/s，轉(zhuǎn)彎和短邊飛行速度2m/s。UAV經(jīng)過梳狀飛行的最后一個(gè)規(guī)劃點(diǎn)(210370, 3762683)后進(jìn)入下降階段，此時(shí)UAV從2棟樓間穿過，隨機(jī)干擾較強(qiáng)，為了驗(yàn)證本文提出方法的有效性，在下降階段UAV首先降低到指定高度(20m)并減速到3m/s (此階段水平位移約50m)；在保持等速度、等高度穿越兩棟樓并到達(dá)降落點(diǎn)后，UAV垂直降落于地面并回收。

外場試驗(yàn)中，UAV采用從起飛到降落的全自主飛行模式，整個(gè)飛行過程中除非發(fā)生意外情況操作人員僅監(jiān)控UAV的飛行狀態(tài)。圖12為外場試驗(yàn)結(jié)果，其中圖12(a)為航跡控制誤差，圖12(b)為起飛到水平飛行階段的高度控制結(jié)果，圖12(c)為轉(zhuǎn)入穩(wěn)定水平飛行到UAV進(jìn)入降落階段(梳狀掃描飛行)的速度控制結(jié)果，圖12(d)為下降階段的軌跡跟蹤結(jié)果?？梢钥闯鲈谕鈭鲈囼?yàn)中，各項(xiàng)控制效果良好，即使在穿越兩棟樓間隨機(jī)干擾較強(qiáng)區(qū)域仍有很好的控制能力，因此本文提出的方法能自適應(yīng)克服隨機(jī)環(huán)境干擾，滿足UAV飛行控制的需求。

圖10 UAV平臺(tái)

圖11 規(guī)劃路徑

5 結(jié)論

以UAV運(yùn)動(dòng)控制為研究對(duì)象，結(jié)合S面控制器和專家控制思想，提出一種用于UAV運(yùn)動(dòng)控制的專家S面控制器，同時(shí)進(jìn)行了UAV運(yùn)動(dòng)控制的半實(shí)物仿真試驗(yàn)和外場試驗(yàn)。本文研究可得到以下結(jié)論：

1) 本文提出的專家S面控制器避免了繁雜的人工參數(shù)調(diào)節(jié)過程，實(shí)現(xiàn)了對(duì)S面控制器的自適應(yīng)調(diào)整，具有良好的控制性能;

2) 從控制原理上說，專家S面控制器不需要對(duì)被控對(duì)象進(jìn)行建模，具有良好的可移植性，適用于不同類型的UAV;

3) 本文設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真平臺(tái)可為各種正在研究的先進(jìn)運(yùn)動(dòng)控制算法提供一種有效的檢驗(yàn)手段，縮短控制算法的驗(yàn)證周期。

圖12 外場試驗(yàn)結(jié)果