無人飛艇的自抗擾控制研究和控制器優(yōu)化

肖飛 張長遠(yuǎn)

摘 要： 飛艇是一類外形類似于橢圓型氣球的浮空器，主要依靠內(nèi)部氣囊內(nèi)的輕質(zhì)氣體產(chǎn)生浮力提供靜升力，其飛行速度較慢、續(xù)航能力強(qiáng)、載荷能力大且安全可靠。飛艇所具有的經(jīng)濟(jì)適用、環(huán)保安全等特性迎合了社會的經(jīng)濟(jì)發(fā)展需要，有關(guān)飛艇的研究再度成為熱點，許多國家都已開展相關(guān)研究并積極進(jìn)行飛行試驗，特別是美、英、德、俄等航空軍事發(fā)達(dá)的國家，借助航天平臺對飛艇的應(yīng)用型研究做了很多探索，在監(jiān)控預(yù)警、地理測繪、通信中繼、運(yùn)輸搜救等方面有了廣泛的應(yīng)用。

關(guān)鍵詞： 飛艇;控制分配;線性自抗擾

【中圖分類號】TP57 【文獻(xiàn)標(biāo)識碼】A 【DOI】10.12215/j.issn.1674-3733.2020.40.167

1 控制器設(shè)計

1.1 力矩分配。

俯仰角的控制主要以升降舵控制為主，使用尾部螺旋槳加以補(bǔ)償。當(dāng)舵偏角偏轉(zhuǎn)超過20°時，尾部螺旋槳參與控制。將升降舵作為唯一輸入量求出虛擬多舵偏，再根據(jù)角度大小分配給升降舵和尾推，若δz>20°，則將推力等效為舵偏角，其余所需舵偏角分配給升降舵。

同樣地，方向舵與頭部螺旋槳的分配方式與升降舵和尾部螺旋槳一樣，這樣的分配方式有兩個優(yōu)點：一是優(yōu)先使用舵偏角，避免了能量的損耗，由于舵面控制效率較高，提升了控制性能;二是螺旋槳提供的力和力矩在進(jìn)行數(shù)據(jù)擬合時不免會有偏差，加上飛行中大氣的干擾，電機(jī)轉(zhuǎn)速和偏轉(zhuǎn)角等偏差會給控制帶來控制誤差，優(yōu)先使用舵偏可以減小這些誤差的發(fā)生[1]。

1.2 線性自抗擾控制。

無人飛艇在空中受氣壓和溫度的影響較大，體積和質(zhì)量都會發(fā)生一定變化，其運(yùn)動特征往往難以用精確的模型去描述，飛艇建模中存在的偏差，氣動參數(shù)和力矩系數(shù)是根據(jù)風(fēng)洞試驗擬合的關(guān)于攻角、側(cè)滑角等的非線性函數(shù)，不可避免帶來誤差，另外大氣環(huán)境多變會引起空中的氣流、溫度和空氣密度等的變化，不僅風(fēng)干擾對運(yùn)動有影響，質(zhì)量和氣動參數(shù)也會發(fā)生改變，從而影響飛艇運(yùn)動狀態(tài)。采用線性自抗擾控制方法，用狀態(tài)觀測器對系統(tǒng)干擾部分進(jìn)行觀測和估計，對其進(jìn)行實時地補(bǔ)償控制。與非線性自抗擾相比，線性自抗擾需要整定的控制參數(shù)少得多，更適合于工程應(yīng)用。

2 仿真及結(jié)果分析

2.1 抗風(fēng)仿真。

為驗證飛自抗擾控制器效果，建立風(fēng)場簡化模型模擬風(fēng)場環(huán)境作為外部干擾，通常沿地面坐標(biāo)系軸將風(fēng)分解為三個方向的分量加在飛艇速度上，并在Simulink中模擬紊亂風(fēng)風(fēng)場環(huán)境[2]。取飛艇巡航段狀態(tài)進(jìn)行仿真分析，此時飛艇的飛行高度500m，以速度15m/s直飛，[α ]=[0.749° 0.749°]，輸入量[T δz δy]=[0.429° 5.56° 0°]。

從姿態(tài)角仿真結(jié)果可以看到，PID控制下姿態(tài)角圍繞控制目標(biāo)上下抖動，而LADRC能夠很好地跟蹤姿態(tài)角，并沒有明顯的抖動，但由于擴(kuò)張觀測器對高頻的干擾不能快速精準(zhǔn)地進(jìn)行觀測，本身存在峰值現(xiàn)象，曲線仍有小幅抖動，不過實際控制中，風(fēng)場擾動頻率有限，不會存在類似于紊亂風(fēng)模型的惡劣風(fēng)場環(huán)境，仿真結(jié)果表明該控制器能夠很好地達(dá)到控制目的，并具有良好的控制性能。偏航角在高頻干擾下會產(chǎn)生小幅震蕩，但兩種控制器的總體控制效果良好[3]。

2.2 控制器優(yōu)化。

為更直觀體現(xiàn)控制器優(yōu)化效果，在無干擾條件下對LADRC控制器參數(shù)進(jìn)行優(yōu)化，各相關(guān)優(yōu)化參數(shù)如表1所示：

目標(biāo)函數(shù)權(quán)重中，將超調(diào)目標(biāo)函數(shù)優(yōu)化系數(shù)取a1=15，a2=0.1，a3=0.01，俯仰角控制器控制目標(biāo)為0.749°→10°→0.749°，優(yōu)化迭代過程如下：

對比在俯仰角為0.749°→10°的控制階段，優(yōu)化前后的俯仰角均能很好跟蹤指令角，但在10°→10.749°階段，可以看到優(yōu)化前的俯仰角變化較慢，這是由于舵面提供力矩不足，而優(yōu)化后的控制器考慮了整個指令角下的控制曲線精度，俯仰角能夠很好地跟蹤指令角。從升降舵偏轉(zhuǎn)情況來看，優(yōu)化后基本消除了舵偏抖振的情況，使舵偏更為平滑合理，螺旋槳的能量消耗也更小[4]。

根據(jù)經(jīng)驗多次調(diào)節(jié)的控制器參數(shù)與優(yōu)化后的控制器參數(shù)對偏航角的響應(yīng)大致相同，都能很好地跟蹤控制指令，但由于優(yōu)化目標(biāo)中加了與舵偏相關(guān)的性能指標(biāo)，優(yōu)化后的控制器舵偏更加平穩(wěn)，螺旋槳消耗能量更少。

結(jié)語：提出了一種多螺旋槳飛艇的執(zhí)行機(jī)構(gòu)分配方式，并為姿態(tài)控制問題設(shè)計了線性自抗擾控制器，并在紊亂風(fēng)環(huán)境下，進(jìn)一步對姿態(tài)角控制效果進(jìn)行仿真驗證，曲線結(jié)果表明了線性自抗擾控制器抗風(fēng)抗干擾的有效性。仿真結(jié)果表明優(yōu)化后的控制器能更準(zhǔn)確地跟蹤指令角，舵偏基本不存在抖振現(xiàn)象，在控制過程中最大限度地利用了舵面控制，減少了螺旋槳的使用，節(jié)約了能源。

參考文獻(xiàn)

[1] 宋曉茹，高澤鵬，陳超波，錢富才.一種基于增強(qiáng)型煙花算法的自抗擾控制的機(jī)器魚路徑跟蹤控制方法[J].科學(xué)技術(shù)與工程，2019，19（34）：284-293.

[2] 史艷霞，喬佳，薛瓏.基于自抗擾控制耦合四旋翼姿態(tài)穩(wěn)定性研究[J].控制工程，2019，26（11）：2099-2103.

[3] 劉俊杰，陳增強(qiáng)，孫明瑋，孫青林.自抗擾控制在推力矢量飛機(jī)大迎角機(jī)動中的應(yīng)用[J].工程科學(xué)學(xué)報，2019，41（09）：1187-1193.

[4] 劉強(qiáng).無人飛艇常規(guī)控制策略和抗風(fēng)抗擾控制研究[D].華中科技大學(xué)，2019.