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    基于NMPC-PID的無人機(jī)控制算法

    2020-12-18 07:34:04譚惠東李天松盧艷菊嚴(yán)一超

    譚惠東, 李天松, 莫 雄, 盧艷菊, 嚴(yán)一超

    (桂林電子科技大學(xué) 信息與通信工程學(xué)院,廣西 桂林 541004)

    四旋翼無人機(jī)因體積小、結(jié)構(gòu)簡單、機(jī)動(dòng)性能好等特點(diǎn),使其由單一的航模玩具領(lǐng)域不斷向著遙感、航拍、地圖繪制、軍事偵察、火災(zāi)搜救、公安追捕等領(lǐng)域發(fā)展,具有非常廣泛的研究價(jià)值和市場前景[1]。它通過4個(gè)電機(jī)的不同輸入可實(shí)現(xiàn)對姿態(tài)和位置的調(diào)整。由于它擁有4個(gè)輸入量,具有6個(gè)自由度,是一個(gè)欠驅(qū)動(dòng)非線性系統(tǒng),同時(shí)各通道之間具有強(qiáng)耦合關(guān)系[2],使得對無人機(jī)控制性能有較高要求。

    傳統(tǒng)的PID算法因其穩(wěn)定性高且不依賴于精準(zhǔn)模型的特點(diǎn)被廣泛應(yīng)用于無人機(jī)控制算法,但在面對風(fēng)擾影響時(shí),由于參數(shù)難以實(shí)時(shí)調(diào)整,無人機(jī)飛行受到限制。在此基礎(chǔ)上,文獻(xiàn)[3]提出了改進(jìn)型的雙閉環(huán)PID控制算法,該算法提高了四旋翼無人機(jī)抗干擾能力,但依賴于精確模型,且當(dāng)外界干擾發(fā)生變化時(shí)難以適應(yīng)。文獻(xiàn)[4]采用模糊PID來實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制,具有魯棒性好、調(diào)節(jié)速度快、超調(diào)量小等優(yōu)點(diǎn),但模糊控制規(guī)則因無成熟的設(shè)計(jì)方法而難以制定。

    在風(fēng)擾影響下,由于風(fēng)對無人機(jī)產(chǎn)生的力的作用存在不確定性,傳統(tǒng)PID控制算法無法使無人機(jī)保持穩(wěn)定。針對這一問題,設(shè)計(jì)了NMPC-PID無人機(jī)控制算法,可對下一時(shí)刻無人機(jī)機(jī)身所受荷載進(jìn)行預(yù)測,并自適應(yīng)調(diào)整PID控制參數(shù)。仿真結(jié)果表明,NMPC-PID無人機(jī)控制算法可提高無人機(jī)的抗風(fēng)能力,實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了本控制算法具有適應(yīng)外界風(fēng)速變化的特點(diǎn)。

    1 四旋翼無人機(jī)數(shù)學(xué)模型建立

    四旋翼無人機(jī)通過對電機(jī)轉(zhuǎn)速的改變,可以實(shí)現(xiàn)無人機(jī)升力的變化,從而引起無人機(jī)姿態(tài)和位置的改變。由于PID控制算法的輸出為控制電壓,可以直接控制電機(jī)轉(zhuǎn)速來影響無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài),通過PID參數(shù)對無人機(jī)姿態(tài)和高度進(jìn)行建模,能夠更為直觀地反映無人機(jī)姿態(tài)與高度的調(diào)整。四旋翼無人機(jī)運(yùn)動(dòng)規(guī)律可從牛頓-歐拉公式得到[5]:

    (1)

    (2)

    (3)

    其中:K為增益;T為時(shí)間常數(shù)。

    增益K可通過測試四旋翼無人機(jī)的螺旋槳升力得到。將四旋翼無人機(jī)放在電子秤上,先測量無人機(jī)質(zhì)量,當(dāng)給定電機(jī)電壓時(shí),旋翼開始旋轉(zhuǎn)并產(chǎn)生升力,總質(zhì)量的減少量即為螺旋槳升力[7]。通過擬合,可得增益K約為0.936。

    時(shí)間常數(shù)T為轉(zhuǎn)速階躍響應(yīng)上升到穩(wěn)態(tài)值的0.632倍時(shí)的時(shí)間。經(jīng)測量,時(shí)間常數(shù)T約為0.178 s。因此,電機(jī)的傳遞函數(shù)為

    (4)

    1.1 高度控制模型

    對于高度控制,假設(shè)只考慮Z軸的改變,保持其他軸不變,僅使用式(1)中的

    (5)

    已知Z軸誤差值eZ為

    eZ=Zref-Z>0,

    (6)

    (7)

    同時(shí)PID的傳遞函數(shù)為[8]

    (8)

    其中Kp、Ki、Kd為PID控制算法參數(shù)。因此,整個(gè)系統(tǒng)的閉環(huán)傳遞函數(shù)為

    (9)

    其中,KB=0.9362,KC=0.178。

    1.2 姿態(tài)控制模型

    四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)僅受橫滾角、俯仰角、偏航角的影響,所以選取式(1)中的3個(gè)式子進(jìn)行分析:

    (10)

    經(jīng)簡化,對其進(jìn)行拉普拉斯變換,得到四旋翼姿態(tài)裝置的橫滾、俯仰、偏航的傳遞函數(shù)[9]:

    (11)

    其中:Ixx、Iyy、Izz為各軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量;L為無人機(jī)質(zhì)心與旋翼中心的距離。

    PID控制算法誤差計(jì)算式為

    (12)

    其中:θref、φref、φref為理想值;θ、φ、φ為輸入值。

    通過電機(jī)的閉環(huán)傳遞函數(shù),姿態(tài)角閉環(huán)傳遞函數(shù)可表示為

    (13)

    (14)

    2 NMPC-PID控制算法設(shè)計(jì)

    傳統(tǒng)的PID控制算法參數(shù)難以實(shí)時(shí)改變,因此跟蹤風(fēng)速變化的能力較弱。當(dāng)受風(fēng)擾影響時(shí),固定的PID參數(shù)難以做出快速而準(zhǔn)確的變化,無人機(jī)的室外飛行能力受到限制。因此,采用基于動(dòng)態(tài)遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的NMPC-PID控制算法。相較于本質(zhì)為靜態(tài)網(wǎng)絡(luò)的前饋神經(jīng)網(wǎng)絡(luò),動(dòng)態(tài)遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)具有自身反饋特性,其反饋的內(nèi)容中存有上一時(shí)刻的輸入輸出信息,因而具有動(dòng)態(tài)建模能力且更容易收斂,更適用于非線性系統(tǒng)。NMPC-PID控制算法框圖如圖1所示。

    圖1 NMPC-PID控制算法框圖

    從圖1可看出,NMPC-PID控制算法運(yùn)用了基于NNI神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的系統(tǒng)辨識(shí)器和基于NNC神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的優(yōu)化控制器2個(gè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)。NMPC-PID控制算法的工作原理為在對控制對象在線辨識(shí)的基礎(chǔ)上,通過對NNC神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的權(quán)系數(shù)進(jìn)行實(shí)時(shí)調(diào)整,使系統(tǒng)具有自適應(yīng)性,從而達(dá)到有效控制的目的[10]。

    神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)訓(xùn)練的目標(biāo)函數(shù)[11]為

    (15)

    (16)

    yr(k+j)為柔化序列,其動(dòng)態(tài)方程為

    (17)

    其中:a為柔化因子,它是系統(tǒng)時(shí)間常數(shù)的理想值,柔化因子越小表示系統(tǒng)反應(yīng)越快;r(k)為當(dāng)前時(shí)刻設(shè)定值。

    2.1 基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)NNI的系統(tǒng)辨識(shí)器設(shè)計(jì)

    在風(fēng)擾情況下,無人機(jī)控制系統(tǒng)具有強(qiáng)非線性的特點(diǎn),傳統(tǒng)的PID控制算法難以應(yīng)對這一情況,因此采用基于對角遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的辨識(shí)器對下一時(shí)刻系統(tǒng)所受荷載進(jìn)行預(yù)測。對角遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)是一種特殊的動(dòng)態(tài)遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò),具有結(jié)構(gòu)相對簡單且可處理非線性問題的特性。對角遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)如圖2所示。

    圖2 對角遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)

    (18)

    其中:n為系統(tǒng)輸出的階次;W(k)為所有神經(jīng)元的權(quán)值組成的權(quán)值向量。該辨識(shí)系統(tǒng)輸入輸出表達(dá)式[10]為

    (19)

    根據(jù)對角遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)對權(quán)值調(diào)整算法進(jìn)行修正,輸入層權(quán)值調(diào)整算法修正為

    Wj,o(k)f′(Sj(k))Zj(k-1)。

    (20)

    隱含層權(quán)值調(diào)整算法修正為

    (21)

    NNI神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)訓(xùn)練的目標(biāo)函數(shù)為

    (22)

    通過BP算法可以修正權(quán)值[10]:

    (23)

    2.2 基于NNC神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的優(yōu)化控制器設(shè)計(jì)

    由于增量式PID受誤差的影響,設(shè)計(jì)優(yōu)化控制算法NNC的輸入?yún)?shù)為

    (24)

    NNC的輸出結(jié)果為PID控制參數(shù),優(yōu)化神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)NNC訓(xùn)練的目標(biāo)函數(shù)[11]為

    (25)

    其權(quán)值Wc修正方法為

    (26)

    其中,

    (27)

    l可取p、i、d。

    3 仿真與實(shí)驗(yàn)

    對建立的模型以及控制算法進(jìn)行MATLAB仿真,以驗(yàn)證本設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)的有效性。四旋翼無人機(jī)仿真初始參數(shù)設(shè)置如表1所示。

    表1 四旋翼無人機(jī)仿真初始參數(shù)設(shè)置

    設(shè)定高度理想值為1 m,系統(tǒng)階躍相應(yīng)測試結(jié)果如圖3所示。從圖3可看出,雖然傳統(tǒng)PID算法與NMPC-PID算法具有類似特性,但是傳統(tǒng)PID算法最大超調(diào)量為15.2%,NMPC-PID算法的最大超調(diào)量為3.5%,傳統(tǒng)PID控制算法比NMPC-PID控制算法超調(diào)嚴(yán)重,且到達(dá)穩(wěn)定的時(shí)間比NMPC-PID控制算法長,當(dāng)風(fēng)力發(fā)生變化時(shí),阻力系數(shù)會(huì)隨之改變。圖4為阻力系數(shù)逐漸改變時(shí)橫滾角曲線與階躍響應(yīng)比較。從圖4可看出,初始時(shí)傳統(tǒng)PID控制算法超調(diào)量較大,響應(yīng)時(shí)間長,在第一個(gè)階躍響應(yīng)時(shí),可以趨于平穩(wěn),但隨著阻力系數(shù)的改變,傳統(tǒng)PID控制算法開始出現(xiàn)震蕩,難以適應(yīng)阻力系數(shù)的變化,且無法保持平穩(wěn),而NMPC-PID控制算法通過預(yù)測下一時(shí)刻荷載并實(shí)時(shí)調(diào)整PID參數(shù),可以一直保持穩(wěn)定的周期性變化。

    圖3 2種算法高度變化曲線與階躍響應(yīng)比較

    圖4 阻力系數(shù)逐漸改變時(shí)橫滾角曲線與階躍響應(yīng)比較

    為了驗(yàn)證NMPC-PID控制算法在風(fēng)擾時(shí)的控制情況,采用自制的四旋翼無人機(jī)進(jìn)行定點(diǎn)懸停實(shí)驗(yàn)。所用四旋翼無人機(jī)如圖5所示。

    設(shè)定初始狀態(tài)時(shí)無人機(jī)高度為1 m,姿態(tài)角均為0°。對無人機(jī)3個(gè)姿態(tài)角進(jìn)行采樣,采樣時(shí)間間隔為100 ms。用電機(jī)旋轉(zhuǎn)帶動(dòng)槳葉產(chǎn)生風(fēng),通過風(fēng)速儀測量風(fēng)速,約為8.3 m/s,在5級風(fēng)力的范疇。圖6為采用傳統(tǒng)PID控制算法的無人機(jī)懸停時(shí)俯仰角變化曲線。從圖6可看出,在約10 s處加入單向風(fēng)干擾后,無人機(jī)姿態(tài)角發(fā)生了持續(xù)劇烈抖動(dòng),抖動(dòng)范圍為-12.32°~9.87°,無法進(jìn)入穩(wěn)定狀態(tài)。圖7為采用NMPC-PID控制算法的無人機(jī)懸停時(shí)俯仰角變化曲線。從圖7可看出,在約10 s處加入單向風(fēng)干擾,無人機(jī)在受到干擾后10 s內(nèi)有較大程度的抖動(dòng),抖動(dòng)范圍為-9.53°~10.32°。之后,逐漸趨于穩(wěn)定,并使抖動(dòng)范圍減小到-3.98°~5.36°,標(biāo)準(zhǔn)差為2.566,相較于采用傳統(tǒng)PID控制算法的無人機(jī)減少了42.09%。在風(fēng)擾情況下,分別采用NMPC-PID控制算法和傳統(tǒng)PID控制算法的無人機(jī)懸停時(shí)偏航角和橫滾角變化如表2所示。從表2可看出,采用NMPC-PID控制算法的無人機(jī)抖動(dòng)范圍為穩(wěn)定以后的抖動(dòng)范圍,而采用傳統(tǒng)PID控制算法的無人機(jī)因難以跟蹤風(fēng)力的變化而難以趨于穩(wěn)定,抖動(dòng)范圍較大。采用NMPC-PID控制算法的無人機(jī)雖然開始受風(fēng)擾時(shí)抖動(dòng)明顯,但最終能夠趨于穩(wěn)定。

    圖5 本實(shí)驗(yàn)的四旋翼無人機(jī)

    圖7 NMPC-PID控制算法的無人機(jī)懸停時(shí)俯仰角變化曲線

    表2 NMPC-PID控制算法與傳統(tǒng)PID控制算法的橫滾角及偏航角比較

    通過仿真與實(shí)驗(yàn)分析可知,采用NMPC-PID控制算法的無人機(jī)具有超調(diào)量小,抗干擾性能強(qiáng),魯棒性好,能夠適應(yīng)風(fēng)速變化的優(yōu)點(diǎn)。

    4 結(jié)束語

    針對無風(fēng)擾情況下采用傳統(tǒng)PID控制算法的無人機(jī)難以“御風(fēng)飛行”的情況,構(gòu)建了四旋翼無人機(jī)數(shù)學(xué)模型,設(shè)計(jì)了NMPC-PID控制算法,并將NMPC-PID控制算法與傳統(tǒng)PID控制算法進(jìn)行對比仿真實(shí)驗(yàn)。模型的建立使高度與姿態(tài)角直接受PID參數(shù)控制,控制算法的設(shè)計(jì)使無人機(jī)在風(fēng)擾情況下能夠自適應(yīng)調(diào)節(jié)PID參數(shù)。仿真結(jié)果表明,NMPC-PID控制算法較傳統(tǒng)PID控制算法提高了抗干擾能力與魯棒性,且具有超調(diào)量小的特點(diǎn)。通過對比實(shí)驗(yàn),驗(yàn)證了NMPC-PID控制算法的可行性,比傳統(tǒng)PID控制算法更能適應(yīng)風(fēng)的影響,在風(fēng)中能夠趨于穩(wěn)定。

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