推力矢量可傾轉(zhuǎn)四旋翼自抗擾飛行控制方法

盧凱文，楊 忠?，張秋雁，許昌亮，徐 浩，徐向榮

(1.南京航空航天大學自動化學院，江蘇南京 211106;2.貴州電網(wǎng)有限責任公司，貴州貴陽 550002;3.安徽工業(yè)大學機械工程學院，安徽馬鞍山 243032)

1 引言

近年來，多旋翼飛行器的應用越來越廣泛，不再局限于對目標和環(huán)境的監(jiān)測、感知等被動式任務(wù)[1].例如，攜帶傳感器進行橋梁檢測[2]、任務(wù)負載運輸與部署[3]以及空中抓取作業(yè)等主動式任務(wù)[4-5].同時，新的應用場景也給無人機的總體設(shè)計、機械結(jié)構(gòu)和控制策略帶來新的挑戰(zhàn)，特別是對無人機的靈活性、功能性和魯棒性提出了更高的要求.

常規(guī)多旋翼飛行器屬于欠驅(qū)動系統(tǒng)，其控制輸入維數(shù)小于運動自由度，產(chǎn)生的驅(qū)動力相對機體坐標系是同向的，驅(qū)動力矩和驅(qū)動力具有強耦合性，無法實現(xiàn)六自由度全向運動.因此，在多旋翼飛行器的控制系統(tǒng)中通常只有高度和姿態(tài)是可以獨立控制的，而難以滿足一些需要位置和姿態(tài)獨立控制的應用需求，如定點懸停同時做姿態(tài)追蹤，或者保持姿態(tài)同時做位置追蹤[6-7].

為了解決上述多旋翼飛行器欠驅(qū)動帶來的問題，研究者們針對具有全向推力矢量的多旋翼飛行器開展了大量研究.其中，文獻[8-10]分析了六旋翼飛行器的重構(gòu)方案，改變旋翼的安裝角，將旋翼成對布置在3個的不同平面構(gòu)成3維歐氏空間.文獻[11]引入了一種旋翼智能安裝方案，將8個旋翼異向地布置在立方體結(jié)構(gòu)中.上述兩種多旋翼系統(tǒng)改變了旋翼的安裝角，使得旋翼推力在機體系Z方向和XY 平面均有分量，從而通過控制分配能夠產(chǎn)生任意方向的控制力和控制力矩，實現(xiàn)獨立的位置和姿態(tài)控制.然而，由于其推力方向在機體系中是固定不變的，因此仍然存在例如在平衡重力時水平方向推力抵消的情況，進而降低了飛行效率.

相反，可以在多旋翼飛行器中引入可傾轉(zhuǎn)的旋翼實現(xiàn)獨立地控制位置和姿態(tài)，進而解決推力方向在機體系中固定不變的問題，提升飛行性能[12].針對可傾轉(zhuǎn)多旋翼飛行器的研究，文獻[13]提出一種可傾轉(zhuǎn)四旋翼的設(shè)計方案，仿真和后續(xù)實際飛行實驗[14]驗證了可傾轉(zhuǎn)多旋翼飛行器的有效性.文獻[15]研究了一種基于模型的傾轉(zhuǎn)多旋翼非線性逆動力學控制方案.文獻[12]引入一種線性化控制分配方案，使用經(jīng)典比例-積分-微分(proportion integration differentiation，PID)控制方法進行驗證.

可傾轉(zhuǎn)四旋翼是一種旋翼能夠繞各自的機臂軸傾轉(zhuǎn)的變種四旋翼飛行器，與常規(guī)四旋翼飛行器相同，具有強耦合性、不確定性和非線性等特征[16].除此之外，旋翼的傾轉(zhuǎn)運動使得系統(tǒng)參數(shù)攝動，不確定性范圍擴大，耦合效應更強.因而，可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)存在不可忽視的內(nèi)部擾動，又由于飛行過程中常常受到外部環(huán)境的擾動作用，其控制器的設(shè)計相比常規(guī)多旋翼飛行器更加困難.飛行控制研究中常用的控制算法有PID控制與基于模型的H∞魯棒控制[17]、反步控制[18]和滑模控制[19]等控制方法.PID控制算法較為成熟且易于實現(xiàn)，但是參數(shù)適應對象范圍小，且整定好的參數(shù)無法適應系統(tǒng)外部的擾動因素[20]，例如在飛行器受到風擾作用時，控制品質(zhì)會變差.同時，基于模型的控制方法雖然能夠有效解決系統(tǒng)內(nèi)外的部分擾動問題，但是控制性能對模型的精確度依賴性高，而受限于環(huán)境因素，很難獲取可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的準確氣動性參數(shù)，并且基于模型的控制算法復雜、實現(xiàn)困難、實時性較差.

自抗擾控制(active disturbance rejection control，ADRC)技術(shù)是由中國學者韓京清提出的不依賴于被控對象精準模型的一種新型控制方法，能夠?qū)崟r估計系統(tǒng)的內(nèi)部擾動和外部環(huán)境未知擾動作用并予以補償[21-23].ADRC具有計算量小，易于實現(xiàn)，控制器參數(shù)適應對象范圍大等特點[24].目前，研究人員僅在常規(guī)四旋翼的ADRC飛行控制方面進行了若干嘗試[20，25-26]，驗證了控制器的抗擾性和魯棒性.

為了有效提高可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器對外部環(huán)境干擾和內(nèi)部不確定因素的適應性，本文設(shè)計了一種基于自抗擾控制技術(shù)的推力矢量飛行控制方法.首先，根據(jù)牛頓-歐拉法和旋翼滑流理論建立了風擾作用下的系統(tǒng)的六自由度動力學模型.其次，針對可傾轉(zhuǎn)四旋翼位置和姿態(tài)控制解耦的特點，設(shè)計了六通道單回路結(jié)構(gòu)的全向ADRC控制器.然后，給出了一種通過構(gòu)造虛擬控制量，進行變量代換的線性化控制分配矩陣方法.最后，通過仿真實驗，驗證了本文所設(shè)計的全向ADRC控制器的有效性，檢驗了系統(tǒng)的抗擾性和魯棒性.

2 數(shù)學模型

2.1 運動學建模

假設(shè)可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器機體為剛體，如圖1所示，定義地球固連坐標系FE:{OE:XE，YE，ZE}固連于地面，機體坐標系FB:{OB:XB，YB，ZB}原點固定于飛行器形心處，同時定義4個固連于旋翼的坐標系FPi:{OPi;XPi，YPi，ZPi}，i=1，…，4，坐標系原點固定于推力電機，XPi軸是旋翼的傾轉(zhuǎn)軸，ZPi軸與旋翼推力方向相反.

本文使用(·)R(·)∈SO(3)表示坐標系之間的旋轉(zhuǎn)矩陣，ERB表示機體系到地球固連坐標系的旋轉(zhuǎn)矩陣(文中s(·)表示sin(·)，c(·)表示cos(·)，t(·)表示tan(·)):

定義αi為ith旋翼繞XPi的傾轉(zhuǎn)角，BRPi表示旋翼坐標系到機體系的旋轉(zhuǎn)矩陣，

其中:

式中 l是旋翼推力中心到機體質(zhì)心的距離.

圖1 可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器坐標系定義Fig.1 Frames of quadrotor with tiltable rotors

可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的剛體運動學模型與常規(guī)多旋翼飛行器無實質(zhì)區(qū)別:

式中:PE=[x;y;z]，VE=[u;v;w]分別表示飛行器在地球固連坐標系的質(zhì)心位置和平動速度，Θ=[φ;θ;ψ]表示飛行器的歐拉角，ΩB=[p;q;r]表示飛行器在機體系下的機體角速度，且

2.2 動力學建模

可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器作為六自由度剛體，其系統(tǒng)動力學模型，可由牛頓-歐拉方程[13]得出.為方便后續(xù)控制方案研究與設(shè)計，本文中系統(tǒng)的平動方程在地球固連坐標系下描述，轉(zhuǎn)動方程在機體系下描述:

其中:m表示可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的機身質(zhì)量，IB=diag{Ixx，Iyy，Izz}是可傾轉(zhuǎn)四旋翼機體慣性矩陣.

其中:kf是旋翼推力系數(shù)，ni是ith旋翼的轉(zhuǎn)速.

合外力矩共有5個部分，分別是旋翼推力產(chǎn)生的力矩Mt，旋翼旋轉(zhuǎn)反扭矩Manti，旋翼傾轉(zhuǎn)反扭矩Mα，風擾力矩Mwind和系統(tǒng)陀螺效應項Mgyro，即

旋翼推力產(chǎn)生的力矩在機體系下為

與常規(guī)四旋翼飛行器稍有不同，本文研究的可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器，旋翼1-2順時針旋轉(zhuǎn)，旋翼3-4逆時針旋轉(zhuǎn)，因而

其中:km＞0，km是反扭矩系數(shù);Qi是旋翼i的反扭矩在坐標系FPi的表示，所以

傾轉(zhuǎn)反扭矩與傾轉(zhuǎn)角加速度負相關(guān):

式中 Jα是傾轉(zhuǎn)反扭矩系數(shù).

旋翼陀螺效應項包括由機體旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的陀螺效應和由旋翼傾轉(zhuǎn)產(chǎn)生的陀螺效應，

2.3 風擾建模

風場環(huán)境對多旋翼飛行器的作用主要體現(xiàn)在兩方面，一是影響旋翼氣動效應.二是影響各迎風面的空氣阻力，有風條件下旋翼空氣動力學分析如圖2所示.

圖2中:Vw表示風速，Vt表示旋翼誘導速度，?V 是風速和誘導速度的矢量和.

圖2 有風條件下旋翼氣動特性Fig.2 Aerodynamic of rotor under wind gust

根據(jù)旋翼滑流理論[27]誘導速度計算式如下:

其中:ρ表示空氣密度，r表示旋翼槳盤半徑.旋翼的總升力[27]可表示為

空氣阻力的計算式為

其中c，Vair分別為空氣阻力系數(shù)和飛行器與空氣相對速度.對飛行器而言本文在計算可傾轉(zhuǎn)四旋翼所受到的空氣阻力時，將其視為圓柱體，取平均迎風面積為其中:h為機體高度，σ∈(0，1)為側(cè)風系數(shù)，從而有

2.4 控制分配方案

考慮可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)控制力和控制力矩主要為旋翼產(chǎn)生的推力和反扭力矩，結(jié)合式(2)-(16)，將其六自由度剛體動力學模型(1)改寫為

A(α)即是控制效率矩陣，對于常規(guī)的四旋翼或者六旋翼而言，控制效率矩陣是靜態(tài)常量，但是在本文研究的可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)中，它是α的函數(shù)，其優(yōu)點在于通過選擇α可以使總力和總力矩指向任意方向.其缺點同樣也很明顯，即式(18)是非線性、耦合方程.針對控制效率矩陣中存在非線性耦合項問題，主要有兩類解決辦法，一是非線性規(guī)劃法，定義代價函數(shù)在受約束條件下優(yōu)化求解控制量[28]，另一類是設(shè)計最優(yōu)控制器[29](如模型預測控制器)，生成近似最優(yōu)的旋翼轉(zhuǎn)速和傾轉(zhuǎn)角期望.值得注意的是，以上兩類方法都需要較多的計算時間和計算資源，而控制分配需要高頻率執(zhí)行以保證系統(tǒng)的靈活性.

基于此，本文引入虛擬控制量通過變量代換將非線性的控制分配問題線性化.定義

作為虛擬控制量，則式(18)可重寫為

由式(23)可見，控制效率矩陣是常量，與傾轉(zhuǎn)角無關(guān)，因而可以通過對式(22)求廣義逆計算控制量N，本文選用A的Moore-Penrose偽逆進行控制分配，控制分配形式如下:

可直接獲得真實控制量旋翼轉(zhuǎn)速ni和傾轉(zhuǎn)角αi，即

Moore-Penrose偽逆是式(22)的最小范數(shù)解，且

最小化N的范數(shù)，可使得旋翼轉(zhuǎn)速分布更均勻一致以及減少能量消耗[12].

由式(17)-(19)可以發(fā)現(xiàn)，可傾轉(zhuǎn)四旋翼模型存在強非線性和強耦合性，旋翼傾轉(zhuǎn)在改變控制力和力矩方向的同時，也使得系統(tǒng)受到傾轉(zhuǎn)造成的反扭矩和陀螺效應影響，所以相比常規(guī)四旋翼而言，其內(nèi)部擾動作用更大.此外，多旋翼飛行器容易受到風場等外部環(huán)境的擾動作用，外部擾動同樣不可忽視.

3 基于ADRC的全向控制器設(shè)計

自抗擾控制技術(shù)不依賴于被控對象的精準模型，抵抗系統(tǒng)內(nèi)外的各種擾動能力強，魯棒性好.完整的自抗擾控制算法可分為以下3 個部分:跟蹤微分器(tracking differentiator，TD)，擴張狀態(tài)觀測器(extended state observer，ESO)，非線性狀態(tài)誤差反饋控制律(nonlinear state error feedback，NLSEF).常用自抗擾控制器結(jié)構(gòu)如圖3所示.

圖3 常用自抗擾控制器結(jié)構(gòu)Fig.3 Common structure of ADRC

3.1 控制器結(jié)構(gòu)

常規(guī)四旋翼的系統(tǒng)模型可分為兩個子系統(tǒng)，其一是包含高度位置z和偏航角ψ動力學的全驅(qū)動子系統(tǒng)，其二是由水平位置(x，y)與滾轉(zhuǎn)角φ和俯仰角θ動力學組成的欠驅(qū)動子系統(tǒng)[30].常規(guī)四旋翼只能實現(xiàn)非完整意義上的六自由度運動，其在做水平運動同時需要改變滾轉(zhuǎn)角和俯仰角.故而在基于無模型控制技術(shù)(如PID)設(shè)計位姿控制器時，通常只能單獨設(shè)計高度通道和偏航通道的控制器，并針對欠驅(qū)動子系統(tǒng)設(shè)計級聯(lián)控制器，將水平通道控制器輸出的姿態(tài)角度期望作為滾轉(zhuǎn)通道和俯仰通道控制器的輸入，實現(xiàn)水平位置的控制.而本文研究的可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)是一種過驅(qū)動系統(tǒng)，可以實現(xiàn)六自由度獨立運動，其位姿ADRC控制器可通過更為簡潔的六通道單回路結(jié)構(gòu)實現(xiàn).

分析系統(tǒng)動力學方程可以發(fā)現(xiàn)，橫滾、俯仰、偏航3個姿態(tài)通道存在耦合項和傾轉(zhuǎn)角項，這是控制器設(shè)計的一大難點，而自抗擾控制技術(shù)可以將不同通道間的相互影響與傾轉(zhuǎn)角效應作為系統(tǒng)內(nèi)部擾動處理，每個通道的ESO獨立估計系統(tǒng)實時的內(nèi)部擾動和風擾、空氣阻力等外部環(huán)境擾動，作為控制補償項，因而可以實現(xiàn)各通道的解耦獨立控制，并且通過式(22)的控制分配方案，任意方向的期望力和期望力矩可以直接映射到旋翼轉(zhuǎn)速n和α，從而，可以將控制器設(shè)計為解耦的六通道單回路結(jié)構(gòu).

將系統(tǒng)六自由度動力學模型(17)改寫為自抗擾控制理論對應的形式:

其中:fi(·)，ωi(t)為不確定項，

3.2 自抗擾控制器設(shè)計

如圖4所示，本文設(shè)計的控制器是解耦的六通道單回路結(jié)構(gòu).下面以偏航通道為例，分別給出自抗擾控制器TD，ESO和NLSEF3部分的詳細算法.

1) 跟蹤微分器(TD)，以給定信號ψd為參考輸入，安排過渡過程可調(diào)參數(shù)為快速因子r，濾波因子h.

2) 擴張狀態(tài)觀測器(ESO).以系統(tǒng)的輸出ψ和輸入u6實時跟蹤估計系統(tǒng)內(nèi)部狀態(tài)和內(nèi)外擾動作用:

β01，β02，β03為一組可調(diào)參數(shù).

3) 非線性狀態(tài)誤差反饋律(NLSEF):

圖4 基于ADRC的位姿控制器結(jié)構(gòu)Fig.4 Structure diagram of controller based on ADRC

NLSEF算法中有6個可調(diào)參數(shù)，分別是補償系數(shù)b，控制器增益k1，k2和非線性參數(shù)α1，α2，δ0.

在實際的控制系統(tǒng)中，反饋回前端的狀態(tài)會含有高頻噪聲，所以一般做低通濾波處理去除噪聲.一般四旋翼的雙環(huán)控制策略需要做兩次低通濾波，使得系統(tǒng)相角滯后加大，系統(tǒng)帶寬降低.相反的，可通過調(diào)參使跟蹤微分器在截止頻率前保持相角超前，減小全向控制器的相角滯后，并且系統(tǒng)帶寬與快速因子r強相關(guān)，可以通過調(diào)節(jié)參數(shù)，使系統(tǒng)閉環(huán)帶寬大于雙環(huán)控制器的系統(tǒng)帶寬[21-23].

最速跟蹤控制綜合函數(shù)fhan(x1，x2，r，h)和非線性函數(shù)fal(e，α，δ)的表達式如下:

其中δ ＞0.

4 仿真驗證

基于MATLAB/Simulink環(huán)境下搭建可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的仿真，可傾轉(zhuǎn)四旋翼的仿真參數(shù)見表1.

表1 系統(tǒng)各部分參數(shù)Table 1 System parameters

表2 自抗擾飛行控制器仿真參數(shù)Table 2 Simulation parameters of active disturbance rejection flight controller

TD環(huán)節(jié)的可調(diào)參數(shù)為r和h，快速因子r越大，過渡過程越短，h越大濾波效果越好，但是相位損失也增大.ESO環(huán)節(jié)的參數(shù)影響著擾動估計和補償?shù)男Ч?，可根?jù)經(jīng)驗公式進行整定，采樣頻率相同的情況下，全向控制器6個通道的ESO可采用同一組參數(shù).NLSEF環(huán)節(jié)中，非線性參數(shù)α1，α2，δ0有常用滿意值，補償系數(shù)b與對象模型有關(guān)，也可在模型未知時作為參數(shù)整定.k1和k2影響著系統(tǒng)響應速度，k1越大，系統(tǒng)響應速度越快，但是k1過大時容易引起超調(diào)和振蕩，增大k2可以抑制振蕩和超調(diào)，但是，k2過大容易提前制動，導致調(diào)節(jié)時間變長.仿真中控制周期T=0.001，經(jīng)過多次參數(shù)整定，全向ADRC控制器各通道的參數(shù)如表2.

4.1 位姿獨立控制仿真

1) 姿態(tài)保持的位置控制仿真.

圖5 位置獨立控制仿真的飛行軌跡Fig.5 Path curve of position independently control

圖6 位置獨立控制仿真的姿態(tài)曲線Fig.6 Orientation curve of position independently control

2) 定點懸停的姿態(tài)控制仿真.

設(shè)定可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器Ω0=[0;0;0]，目標Ωd=[15;20;25]，并保持定點懸停.圖7所示為可傾轉(zhuǎn)四旋翼的姿態(tài)追蹤曲線，圖8為同步的位置相對期望懸停點的變化曲線.

由圖5-6可見，采用ADRC控制器的可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器能夠迅速平穩(wěn)的飛向目標點并懸停在目標點，而且其飛行路線相較于常規(guī)四旋翼更短更直接，與此同時，可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器能夠保持姿態(tài)的變化在極小的范圍內(nèi).綜合圖7-8，可以看出，可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器的姿態(tài)能夠快速的到達期望值，調(diào)整過程中沒有超調(diào)和振蕩，穩(wěn)定控制效果非常理想，同時，能夠保持定點懸停.

圖7 姿態(tài)獨立控制仿真響應曲線Fig.7 Orientation curve of orientation independently control

圖8 姿態(tài)獨立控制仿真的位置誤差曲線Fig.8 Position curve of orientation independently control

4.2 抗擾性能仿真

飛行器在實際飛行過程中，常常受到外部環(huán)境的各種擾動作用如風場擾動等，常用的風場擾動模型主要是Dryden模型和von K′arm′an模型[31]，本文采用Dryden紊流模型，通過對標準高斯白噪聲的成型濾波得到有色噪聲，模擬大氣紊流，根據(jù)文獻[32]，成型濾波器的傳遞函數(shù)如下形式:

其中Lu，Lv，Lw和σu，σv，σw表示紊流強度和紊流尺度.多旋翼飛行器主要以低空飛行為主，該飛行條件下的紊流強度和尺度計算式[33]如下:

式中 u20表示6.096高度的風速.

在MATLAB/Simulink環(huán)境下搭建紊流風模擬模塊，紊流參數(shù)如表3.疊加=[-2;3;0]持續(xù)風時形成的紊流風場如圖9所示.

表3 紊流參數(shù)Table 3 Turbulent flow parameters

圖9 紊流風場Fig.9 Turbulent flow field

在4種不同風擾條件下，進行定點懸停仿真，測試所設(shè)計的ADRC控制器的抗擾性能，并與PID控制器和線性二次(linear quadratic regulator，LQR)控制器進行對比.用作對比的PID控制器參數(shù)是通過粒子群算法整定的[34].

a) 無紊流風，無持續(xù)風;

b) 有紊流風，無持續(xù)風;

從圖10可看出，在無風擾時，PID控制器和LQR控制器與ADRC控制器的動態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)性能相差甚微;在有紊流風無持續(xù)風作用時，PID控制器和LQR控制器已經(jīng)無法穩(wěn)定控制可傾轉(zhuǎn)四旋翼，飛行器高度在目標高度上下不斷波動;當有紊流風有持續(xù)風作用時，PID控制器和LQR控制器調(diào)節(jié)下的可傾轉(zhuǎn)四旋翼，高度一直高于目標，PID控制器誤差大于LQR控制器，持續(xù)風較大時，LQR控制器出現(xiàn)超過30%的超調(diào).而在同樣風擾作用下，ADRC控制器可以將可傾轉(zhuǎn)四旋翼穩(wěn)定地控制在目標高度，控制效果幾乎與無風擾時相同.

圖10 有風/無風條件z通道響應曲線Fig.10 Curve of z under wind and without wind

由式(11)可知，在有側(cè)風作用時，旋翼的升力會比無風時增大，即出現(xiàn)風擾力，PID控制器和LQR控制器對于風擾力等外部擾動無法有效抑制，相比之下，ADRC控制器的擴張狀態(tài)觀測器能夠?qū)崟r的估計包含風擾作用在內(nèi)的總擾動，并以此進行控制補償，風擾條件(c)作用時z通道的擾動估計值如圖11，估計的擾動方向與風擾力的方向一致，且與風場變化趨勢是相符合的.

圖11 風擾條件(c)作用時z通道擾動估計值Fig.11 Disturbance estimation of z channel under wind-c

4.3 魯棒性仿真

本文用部分動力失效模擬驅(qū)動故障驗證所設(shè)計飛行控制器的魯棒性.設(shè)定

在5 s時1號旋翼升力動力失效(loss of effectiveness，LOE)，在10 s時，2號旋翼升力LOE，仿真結(jié)果如圖12所示.

圖12 部分動力失效仿真位姿響應Fig.12 Position and orientation curve of actuator faults

從圖12可以看出，在兩個旋翼升力相繼30%LOE時，可傾轉(zhuǎn)四旋翼的位置和姿態(tài)跟蹤效果與旋翼均正常時相差無幾.50%LOE仿真中，在5 s時第1個旋翼故障后，系統(tǒng)仍能穩(wěn)定跟蹤期望位置和姿態(tài)，波動較小，在10 s時第2個旋翼也出現(xiàn)故障時，系統(tǒng)姿態(tài)出現(xiàn)波動，但能夠快速調(diào)整穩(wěn)定，位置仍然穩(wěn)定跟蹤期望，幾乎不受影響.仿真結(jié)果表明，基于ADRC控制器的可傾轉(zhuǎn)四旋翼具有強魯棒性.可傾轉(zhuǎn)四旋翼系統(tǒng)的控制輸入是冗余，這種特性在具有估計補償和擾動能力的ADRC控制器調(diào)節(jié)下，可以充分發(fā)揮出容錯能力.另外，在仿真中我們發(fā)現(xiàn)，當旋翼升力超過50%LOE時，單純通過ESO對旋翼故障進行控制補償已無法實現(xiàn)對系統(tǒng)的魯棒鎮(zhèn)定控制，考慮到可傾轉(zhuǎn)四旋翼的控制輸入冗余性，在驅(qū)動故障時，通過對故障的定位，將故障驅(qū)動器從控制分配中分離，重構(gòu)控制分配方案，可以進一步提高系統(tǒng)的魯棒性，這也是我們今后的研究方向.

上述仿真實驗驗證了基于ADRC控制器的可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)的有效性.仿真實驗結(jié)果表明，可傾轉(zhuǎn)四旋翼飛行器具有全向運動能力，能夠獨立的控制位置和姿態(tài)，同時，基于自抗擾控制器調(diào)節(jié)下可傾轉(zhuǎn)四旋翼可以很好的實現(xiàn)位置和姿態(tài)的穩(wěn)定控制，具有超調(diào)小、調(diào)節(jié)時間短、魯棒性強、估計和補償紊流風等外部擾動效果好的特點.