《四旋翼無人機(jī)自主飛行控制方法研究綜述》由會(huì)員分享，可在線閱讀，更多相關(guān)《四旋翼無人機(jī)自主飛行控制方法研究綜述（26頁(yè)珍藏版）》請(qǐng)?jiān)谘b配圖網(wǎng)上搜索。

碩士學(xué)位論文開題報(bào)告 目 錄 第一章 選題背景和意義 1 1.1 選題背景 1 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展動(dòng)態(tài) 2 1.3四旋翼飛行控制器設(shè)計(jì)方法 6 1.4 論文選題的意義 7 第二章 研究方案 8 2.1 研究目標(biāo) 8 2.2 研究?jī)?nèi)容 8 2.2.1 四旋翼飛行器的基本結(jié)構(gòu)和飛行原理 8 2.2.2 四旋翼無人機(jī)自主飛行的控制 12 2.2.4 四旋翼無人機(jī)穩(wěn)定控制算法實(shí)用性分析 14 2.3 擬解決的關(guān)鍵問題 14 2.3.1 無人機(jī)數(shù)學(xué)模型的建立與仿真 14 2.3.2 四旋翼自主飛行抗擾控制器的設(shè)計(jì)與仿真 15 2.4 擬采取的研究方法及技術(shù)路線 16 2.4.1 四旋翼無人機(jī)數(shù)學(xué)模型的建立 16 2.4.2四旋翼自主飛行抗擾控制器的設(shè)計(jì)與仿真 18 2.5 可行性分析 20 第三章 預(yù)期研究成果與計(jì)劃安排 21 3.1 預(yù)期研究成果 21 3.2 計(jì)劃安排 21 參考文獻(xiàn) 22 第一章 選題背景和意義 1.1 選題背景 無人機(jī)（Unmanned Aerial Vehicles, UAV），通過在機(jī)體內(nèi)裝備的自主程序控制飛行或根據(jù)地面控制站無線遙控設(shè)備的操縱指令控制飛行。近年來，以其體積小、成本低、適應(yīng)性強(qiáng)、機(jī)動(dòng)性隱蔽好、可重復(fù)使用、可替代人執(zhí)行危險(xiǎn)性大的作戰(zhàn)任務(wù)等特點(diǎn)成為國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)，并逐漸在軍事、民用等諸多領(lǐng)域展現(xiàn)出巨大的應(yīng)用潛力[1]。通常無人機(jī)分為旋翼式無人飛行器和固定式無人飛行器[2]。固定式無人飛行器出現(xiàn)的較早，自20世紀(jì)60年代初，美國(guó)首次使用無人機(jī)進(jìn)行軍事探查，并在之后的戰(zhàn)爭(zhēng)中起到巨大的效果，如參與中東海灣戰(zhàn)爭(zhēng)的“先鋒”艦載無人機(jī)、科索沃戰(zhàn)爭(zhēng)的“掠奪者”無人機(jī)、阿富汗戰(zhàn)爭(zhēng)和伊拉克戰(zhàn)爭(zhēng)中的“捕食者”和“死神”系列無人機(jī)、“全球鷹”戰(zhàn)略無人偵察機(jī)[3]。隨著微機(jī)電、通信、新材料和控制方法等科技的完善和研究，使得早期旋翼式無人飛行器相對(duì)復(fù)雜的工程應(yīng)用找到了有效的解決方式，并且能夠更好地滿足如今越發(fā)復(fù)雜化的作戰(zhàn)環(huán)境和要求。旋翼式無人機(jī)較固定式無人機(jī)具有突出優(yōu)勢(shì)，它能夠在狹小的空間范圍中實(shí)現(xiàn)懸停[4]，垂直升降（VTOL, Vertical Take Off and Landing），靈活度好，結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單。本課題主要研究的對(duì)象是微小型旋翼式無人飛行器——四旋翼（Quadrotor）。該飛行器的四個(gè)旋翼和四個(gè)電機(jī)分別固定在具有中心對(duì)稱結(jié)構(gòu)的十字架結(jié)構(gòu)機(jī)身的四個(gè)端點(diǎn)。改變四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速?gòu)亩淖兩?，?shí)現(xiàn)四旋翼飛行器的軌跡和姿態(tài)控制[5]。與單旋翼式無人飛行器相比，四旋翼飛行器布局簡(jiǎn)單，易于控制，在飛行穩(wěn)定性和可操縱性上更加突出。此外，噪聲小，制造精度低，隱蔽性好以及在狹小空間中完成飛行任務(wù)等優(yōu)點(diǎn)，使得四旋翼?yè)碛懈哟蟮膽?yīng)用潛力。但是，微小型四旋翼飛行器是一種非完整約束的二階欠驅(qū)動(dòng)強(qiáng)耦合系統(tǒng)，在飛行過程中，四旋翼無人飛行器可以通過調(diào)節(jié)四個(gè)螺旋槳的轉(zhuǎn)速直接控制其姿態(tài)角度和飛行高度，而對(duì)于飛行器的水平位置，只能通過飛行器姿態(tài)角度與水平位置之間的耦合關(guān)系來間接控制，因此實(shí)現(xiàn)四旋翼無人飛行器三個(gè)方向的位置控制具有較大的難度。除此之外，由于四旋翼無人飛行器體積小并且重量輕，在飛行過程中空氣阻力和阻力矩對(duì)其影響比較大，因此在設(shè)計(jì)飛行控制器時(shí)還需要考慮到時(shí)變的外部干擾問題。除外界擾動(dòng)以外，在每次飛行中，不同的負(fù)載導(dǎo)致飛行器的重量以及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量也都會(huì)有很大程度上的差別。由于四旋翼無人飛行器的動(dòng)力學(xué)模型相對(duì)復(fù)雜，其動(dòng)力學(xué)模型中的一些空氣動(dòng)力學(xué)參數(shù)很難準(zhǔn)確測(cè)量，這些不確定性進(jìn)一步增加了飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難度。使得傳統(tǒng)的控制算法無法理想地解決這些問題，也就更加難以在工程實(shí)踐中達(dá)到良好控制效果。 無人機(jī)除了在飛行過程中除需要調(diào)節(jié)至指定位置及姿態(tài)以外，另外在一些特殊應(yīng)用場(chǎng)景下，比如執(zhí)行一定路徑下的航拍任務(wù)或者在信號(hào)干擾較為強(qiáng)的區(qū)域進(jìn)行巡航任務(wù)，對(duì)其路徑進(jìn)行預(yù)先的路徑規(guī)劃以及執(zhí)行對(duì)此路徑的跟蹤具有很重要的現(xiàn)實(shí)意義。但是，由于無人機(jī)在對(duì)路徑跟蹤時(shí)，會(huì)受到來自環(huán)境中側(cè)風(fēng)，無人機(jī)結(jié)構(gòu)氣動(dòng)參數(shù)建模不精準(zhǔn)以及執(zhí)行結(jié)構(gòu)的時(shí)延的影響，導(dǎo)致無人機(jī)最后無法按照預(yù)先設(shè)定的路線進(jìn)行。因此需要利用飛行器實(shí)時(shí)位姿信號(hào)反饋來控制飛行器跟蹤預(yù)定軌跡來實(shí)現(xiàn)四旋翼無人飛行器軌跡跟蹤控制。 因此，各種各樣針對(duì)四旋翼的軌跡跟蹤和飛行控制方法被研究提出，例如反步法[6][7]，反饋線性化[8][9]和PID[10]等。由此可見針對(duì)微型四旋翼飛行器在復(fù)雜環(huán)境下，滿足特殊飛行要求時(shí)的軌跡實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的跟蹤控制的研究具有一定的理論意義和實(shí)用價(jià)值。 1.2 國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀及發(fā)展動(dòng)態(tài) 四旋翼飛行器的概念最早是由Breguet兄弟實(shí)現(xiàn)的，在 19 世紀(jì)初期，他們研制了第一架四旋翼飛行器，被稱為 Breguet-Richet“旋翼機(jī)1號(hào)”（如圖1.1），焊接的四根鋼管構(gòu)成十字交叉分布是該旋翼機(jī)的主機(jī)體框架。1907年9月，“旋翼機(jī)1號(hào)”實(shí)現(xiàn)了旋翼機(jī)攜帶駕駛員的首次升空[11]。雖然第一架四旋翼飛行器沒有實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行，但極大的推進(jìn)了四旋翼飛行器的發(fā)展。 圖1.1 Breguet-Richet“旋翼機(jī)1號(hào)” 1956年，在紐約的Amitycille，Convertawings制造了一架具有兩個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的四旋翼飛行器（如圖1.2），通過改變每個(gè)螺旋槳的轉(zhuǎn)速來產(chǎn)生推力，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)該飛行器的飛行。 圖1.2 Convertawings的四旋翼飛行器 那段時(shí)期大多以載人四旋翼飛行器為主，原型機(jī)的性能和穩(wěn)定性較差，操作性能和實(shí)用性能都很低，所以在后來的數(shù)十年中旋翼無人機(jī)幾乎停止發(fā)展。直到近十幾年來，隨著先進(jìn)控制理論、空氣動(dòng)力學(xué)理論、微電子技術(shù)以及材料技術(shù)等相關(guān)學(xué)科的發(fā)展，再次掀起了以四旋翼無人飛行器為代表的多旋翼無人飛行器的研究熱潮，并取得了大量的成果。 美國(guó)賓夕法尼亞大學(xué)GRASP實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)的四旋翼無人機(jī)不僅能夠在室內(nèi)實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行、壁障及目標(biāo)識(shí)別等功能，還可以實(shí)現(xiàn)編隊(duì)協(xié)同任務(wù)（如圖1.3）。該小組摒棄了傳統(tǒng)的傳感器裝置，加入紅外傳感器和攝像頭以協(xié)助慣性測(cè)量單元進(jìn)行飛行器姿態(tài)與位置信息的獲取，取得了良好的控制效果[12]。 圖1.3賓夕法尼亞大學(xué)研制的四旋翼無人機(jī)及編隊(duì)試驗(yàn) 斯坦福大學(xué)的無人機(jī)研究小組開展了關(guān)于四旋翼無人機(jī)的多智能體控制自主旋翼飛行器平臺(tái)計(jì)劃（STARMAC），該小組先后設(shè)計(jì)了兩套名為STARMAC I型和STARMAC II 型的四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)（如圖1.4），均具有上下層控制結(jié)構(gòu)，載重量可達(dá) 1kg，傳感器采用了IMU、GPS、聲納等模塊，能夠與地面站之間進(jìn)行無線通訊[13][14]。 圖 1.4 斯坦福大學(xué)的 STARMAC I 型和 STARMAC II 型 此外，基于美國(guó)航空航天局的支持，斯坦福大學(xué) IIan Kroo 和 Fritz 團(tuán)隊(duì)發(fā)展了Mesicopter 項(xiàng)目（如圖 1.5）。該項(xiàng)目研制了具有四個(gè)旋翼控制的微型無人機(jī)，其具有方形結(jié)構(gòu)，機(jī)身尺寸僅為 1616mm，是 Mesicopter 無人機(jī)是世界上最著名的微型飛行器之一，并且為微型無人機(jī)的研究提供了一種新的思路[7]。 圖1.5 Mesicopter 微型四旋翼無人機(jī) 麻省理工學(xué)院（MIT）對(duì)四旋翼無人飛行器（如圖 1.6）的研究較早，開展了無人機(jī)集群健康管理計(jì)劃（UAV Swarm Health Management Project，UAV SHMP）[15]。主要是使用地面遙控設(shè)備實(shí)現(xiàn)多架無人機(jī)在動(dòng)態(tài)環(huán)境中協(xié)同合作并執(zhí)行任務(wù)。MIT 四旋翼無人機(jī)安裝有 IMU 慣性測(cè)量單元反饋?zhàn)藨B(tài)信息，以及可對(duì)周圍環(huán)境感知、重建的激光掃描陣列，從而規(guī)劃航跡。在2007年，MIT 已經(jīng)實(shí)現(xiàn)利用一臺(tái)地面設(shè)備控制多架四旋翼無人機(jī)協(xié)同監(jiān)督和追蹤地面車輛目標(biāo)（如圖 1.7）。另外，該項(xiàng)目還實(shí)現(xiàn)了多機(jī)協(xié)同和編隊(duì)飛行（如圖 1.8）等實(shí)驗(yàn)。 圖1.6 MIT 四旋翼無人機(jī) 圖1.7 多無人機(jī)協(xié)同跟蹤實(shí)驗(yàn) 圖 1.8 MIT 多無人機(jī)編隊(duì)飛行實(shí)驗(yàn) 多旋翼無人機(jī)不僅在許多國(guó)家的高校與科研機(jī)構(gòu)得到廣泛的研究，越來越多的多旋翼無人機(jī)研制公司也逐漸壯大起來，在民用領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。一款研制較早并非常具有代表性的遙控四旋翼無人機(jī)是加拿大 Draganflyer Innovations 公司制造，命名為 Draganflyer X-4（如圖 1.9）。該四旋翼無人機(jī)采用碳纖維作為機(jī)體材料，整機(jī)重量 481.1g，可載重113.2g，持續(xù)飛行16至20分鐘。利用機(jī)載的3個(gè)壓電晶體陀螺儀提供自身姿態(tài)信息，而機(jī)載電子設(shè)備可利用這些信息調(diào)節(jié)4個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速進(jìn)行飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定控制。 圖1.9 Draganflyer X-4 無人機(jī) 圖1.10 MD4-200 無人機(jī) 圖1.10的MD4-200四旋翼無人機(jī)是德國(guó)MICRODRONES公司采用碳纖維材質(zhì)制作而成，使用盤式直流無刷電機(jī)進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，以及鋰電池供電。在室內(nèi)和室外可實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行與定點(diǎn)懸停，自推出后在歐洲市場(chǎng)取得巨大的成功，但主要是通過地面的操作人員進(jìn)行遙控飛行。 從上述可以看出，許多國(guó)外許多研究機(jī)構(gòu)成功開發(fā)了具備在簡(jiǎn)單約束環(huán)境中自主飛行能力的四旋翼無人機(jī)，但是發(fā)展在復(fù)雜環(huán)境中全自主飛行仍然是個(gè)挑戰(zhàn)。 1.3四旋翼飛行控制器設(shè)計(jì)方法 無人機(jī)的精確航跡跟蹤是實(shí)現(xiàn)無人機(jī)自主飛行的基本要求。由于四旋翼無人機(jī)存在姿態(tài)與平動(dòng)的耦合關(guān)系，因此實(shí)現(xiàn)姿態(tài)的穩(wěn)定控制是實(shí)現(xiàn)軌跡有效穩(wěn)定跟蹤的關(guān)鍵。對(duì)此近十年來，對(duì)于四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)控制與軌跡跟蹤控制的研究獲得了眾多的研究成果。Zheng等人[16]將四旋翼無人機(jī)分為全驅(qū)動(dòng)與欠驅(qū)動(dòng)兩個(gè)子系統(tǒng)，分別采用一種魯棒終端滑?？刂扑惴ㄅc欠驅(qū)動(dòng)滑?？刂扑惴ㄟM(jìn)行軌跡控制，通過仿真實(shí)驗(yàn)證明兩個(gè)算法的復(fù)合控制在外界干擾情況下具有準(zhǔn)確的軌跡跟蹤效果。S. S. Cruz等人[17]首先利用Lagrange方程構(gòu)建四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)模型，接下來設(shè)計(jì)了基于Lyapunov分析的嵌套式飽和軌跡跟蹤控制算法，并證明了系統(tǒng)的穩(wěn)定性，通過實(shí)驗(yàn)表明控制算法的有效性。Gomez Balderas 等人[18]提出了基于視覺控制的四旋翼飛行器，首先采用牛頓-歐拉公式建立動(dòng)力學(xué)模型，使用相機(jī)估計(jì)飛行器的速度與位置，并引入非線性飽和控制，最終通過實(shí)驗(yàn)證明了控制策略的有效性。Gonzalez I 等人[19]提出了基于直流無刷電機(jī)速度反饋的姿態(tài)穩(wěn)定控制器，內(nèi)環(huán)控制電機(jī)速度，外環(huán)控制四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)，并保證了閉環(huán)系統(tǒng)的穩(wěn)定性，最終通過實(shí)驗(yàn)證明了該算法具有良好的姿態(tài)控制效果。此外，還有大量的控制算法被應(yīng)用于四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)控制中[20]。 受到加工工藝水平以及安裝過程的影響，實(shí)際的四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)參數(shù)與理論計(jì)算的模型之間存在一定的偏差，尤其加入負(fù)載后，會(huì)出現(xiàn)質(zhì)量的變化以及飛行器重心位置的偏移，這些給建立精確的四旋翼無人機(jī)模型帶來了困難。另外，在執(zhí)行飛行任務(wù)中，往往處于一種復(fù)雜多變的飛行環(huán)境，如何克服未知的環(huán)境因素的影響，保證穩(wěn)定、安全的飛行也是重要的控制研究問題。因此，需要設(shè)計(jì)更為魯棒的姿態(tài)穩(wěn)定控制器與航跡跟蹤控制器才適合于實(shí)際工程應(yīng)用。針對(duì)四旋翼無人機(jī)的魯棒控制，學(xué)者們已取得了一定的研究成果。Besnard L 等人[21]考慮到了外界干擾以及四旋翼無人機(jī)的模型不確定性，提出了一種魯棒滑模算法，該算法無高控制增益，并且計(jì)算量不大。Raffo等人[22]提出了一種積分預(yù)測(cè)非線性魯棒控制策略，采用模型預(yù)測(cè)控制跟蹤四旋翼無人機(jī)的期望軌跡，非線性控制器穩(wěn)定飛行器的姿態(tài)內(nèi)環(huán)，并且考慮了空氣動(dòng)力學(xué)干擾與模型參數(shù)不確定性進(jìn)行了仿真實(shí)驗(yàn)的驗(yàn)證。Mu Huang 等[23]針對(duì)具有模型參數(shù)不確定性的欠驅(qū)動(dòng)四旋翼飛行器，設(shè)計(jì)了一種基于反步法的自適應(yīng)控制算法，補(bǔ)償了由質(zhì)量不確定帶來的影響，最終通過仿真實(shí)驗(yàn)證實(shí)該算法的有效性。Satici等人[24]針對(duì)四旋翼無人機(jī)存在系統(tǒng)參數(shù)不確定性以及測(cè)量噪聲問題，提出了一種基于L1最優(yōu)控制器，從而使得四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)關(guān)于干擾具有增益最小，并利用仿真實(shí)驗(yàn)證實(shí)了該算法具有良好的軌跡跟蹤控制結(jié)果。 1.4 論文選題的意義 四旋翼無人機(jī)以其驅(qū)動(dòng)力高，靈活性強(qiáng)以及適用場(chǎng)合廣的特點(diǎn)而廣泛應(yīng)用于各個(gè)特殊領(lǐng)域，它可以代替人去執(zhí)行一些相對(duì)難度較高，危險(xiǎn)度較大的任務(wù)。準(zhǔn)確地執(zhí)行這些任務(wù)的前提便是對(duì)四旋翼無人機(jī)自主飛行的姿態(tài)和軌跡進(jìn)行穩(wěn)定的控制。 在軍用領(lǐng)域可以應(yīng)用于：軍事盲區(qū)的信息獲取、目標(biāo)監(jiān)視、敏感區(qū)域的自動(dòng)監(jiān)測(cè)以及特定目標(biāo)的定點(diǎn)清除等。在山區(qū)等復(fù)雜環(huán)境下的局部戰(zhàn)爭(zhēng)和沖突中，四旋翼無人機(jī)可作為偵察和攻擊性的飛行平臺(tái)。此外，將四旋翼無人機(jī)裝載在坦克和裝甲車等傳統(tǒng)武器上，可大大提高作戰(zhàn)效能。 在民用領(lǐng)域可以應(yīng)用于：公安和警用中進(jìn)行搜尋和營(yíng)救，在惡劣氣候條件、火災(zāi)、地震自然災(zāi)害發(fā)生時(shí)、或有毒物質(zhì)泄漏等環(huán)境中，四旋翼無人機(jī)能夠迅速在大范圍內(nèi)進(jìn)行搜索，提供實(shí)時(shí)有效信息，減少人員傷亡。此外，四旋翼無人機(jī)可以協(xié)助警方追捕、搜索和監(jiān)視犯罪分子，零風(fēng)險(xiǎn)的了解犯罪分子的具體情況，必要時(shí)還可配帶激光非殺傷性武器和化學(xué)失能劑武器完成對(duì)任務(wù)對(duì)象的“點(diǎn)殺”和“面除”。利用四旋翼無人機(jī)平臺(tái)能夠?qū)煌顩r進(jìn)行低成本并且高效率的監(jiān)視，對(duì)高壓輸電線路、石油管線等進(jìn)行巡查，及時(shí)了解故障狀況，贏取搶修時(shí)間。在農(nóng)業(yè)方面，四旋翼無人機(jī)能夠攜帶種子、肥料、農(nóng)藥等進(jìn)行農(nóng)田的播種、施肥、噴灑農(nóng)藥工作，帶載光譜儀器的該無人機(jī)低空飛行可及時(shí)發(fā)現(xiàn)病蟲害或預(yù)估農(nóng)業(yè)產(chǎn)量，配合農(nóng)民提前做好部署。在新聞現(xiàn)場(chǎng)，四旋翼無人機(jī)可以從高空進(jìn)行任意角度的拍攝，獲取全面直觀的新聞?wù)掌c視頻。另外，還可應(yīng)用于航空測(cè)繪、空中考古、天氣預(yù)報(bào)、野生動(dòng)植物觀察、房地產(chǎn)管理等眾多民用場(chǎng)合。 目前無人機(jī)實(shí)現(xiàn)自主飛行控制的大多數(shù)使用的是基于視覺的方法對(duì)位姿進(jìn)行估計(jì)或是在室內(nèi)進(jìn)行標(biāo)定的前提下進(jìn)行實(shí)驗(yàn)，無法滿足在復(fù)雜場(chǎng)景下自主飛行的需求，自然。因此對(duì)于四旋翼無人機(jī)的自主的姿態(tài)穩(wěn)定控制和軌跡跟蹤的研究具有廣泛的實(shí)用意義。  第二章 研究方案 2.1 研究目標(biāo) 本學(xué)位論文的研究目標(biāo)分為以下三個(gè)方面： 1、建立的四旋翼無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型是控制飛行器的基礎(chǔ)，因此，需要根據(jù)其物理結(jié)構(gòu)，空氣動(dòng)力學(xué)建立具有一定實(shí)際物理意義的動(dòng)力模型，為進(jìn)一步的精確姿態(tài)與航跡跟蹤控制研究奠定良好基礎(chǔ)?，F(xiàn)有的大多是對(duì)基于其結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行分析，但是，由于傳感單元和執(zhí)行單元的特征導(dǎo)致了其存在著動(dòng)態(tài)誤差，所以，也需要建立較為符合實(shí)際情況的動(dòng)態(tài)模型以實(shí)現(xiàn)更加精準(zhǔn)的控制。 2、作為一種實(shí)際工程應(yīng)用的飛行器，四旋翼無人機(jī)在執(zhí)行任務(wù)中需要面對(duì)復(fù)雜的飛行環(huán)境以及自身結(jié)構(gòu)存在的不穩(wěn)定。因此，結(jié)合飛行器的自身特點(diǎn)，設(shè)計(jì)具有強(qiáng)魯棒性的姿態(tài)穩(wěn)定控制器以及航跡跟蹤控制器是實(shí)現(xiàn)自主飛行控制的基礎(chǔ)。針對(duì)復(fù)雜的飛行環(huán)境，設(shè)計(jì)準(zhǔn)確有效的補(bǔ)償器并對(duì)自抗干擾效果進(jìn)行仿真研究和優(yōu)化。 2.2 研究?jī)?nèi)容 2.2.1 四旋翼飛行器的基本結(jié)構(gòu)和飛行原理 四旋翼無人機(jī)一般是由檢測(cè)模塊，控制模塊，執(zhí)行模塊以及供電模塊組成。檢測(cè)模塊實(shí)現(xiàn)對(duì)當(dāng)前姿態(tài)進(jìn)行量測(cè)；執(zhí)行模塊則是對(duì)當(dāng)前姿態(tài)進(jìn)行解算，優(yōu)化控制，并對(duì)執(zhí)行模塊產(chǎn)生相對(duì)應(yīng)的控制量；供電模塊對(duì)整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行供電，如圖2.1所示。 如圖2.2所示，四旋翼無人機(jī)機(jī)身是由對(duì)稱的十字形剛體結(jié)構(gòu)構(gòu)成，材料多采用質(zhì)量輕、強(qiáng)度高的碳素纖維；在十字形結(jié)構(gòu)的四個(gè)端點(diǎn)分別安裝一個(gè)由兩片槳葉組成的旋翼為飛行器提供飛行動(dòng)力，每個(gè)旋翼均安裝在一個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)子上，通過控制電機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)狀態(tài)控制每個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速，來提供不同的升力以實(shí)現(xiàn)各種姿態(tài)；每個(gè)電機(jī)均又與電機(jī)驅(qū)動(dòng)部件、中央控制單元相連接，通過中央控制單元提供的控制信號(hào)來調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速大小；IMU慣性測(cè)量單元為中央控制單元提供姿態(tài)解算的數(shù)據(jù)，機(jī)身上的檢測(cè)模塊為無人機(jī)提供了解自身位姿情況最直接的數(shù)據(jù)，為四旋翼無人機(jī)最終實(shí)現(xiàn)復(fù)雜環(huán)境下的自主飛行提供了保障。 圖2.1 四旋翼無人機(jī)組成結(jié)構(gòu)圖 現(xiàn)將位于四旋翼機(jī)身同一對(duì)角線上的旋翼歸為一組，前后端的旋翼沿順時(shí)針方向旋轉(zhuǎn)，從而可以產(chǎn)生順時(shí)針方向的扭矩；而左右端旋翼沿逆時(shí)針方向旋轉(zhuǎn)，從而產(chǎn)生逆時(shí)針方向的扭矩，如此四個(gè)旋翼旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的扭矩便可相互之間抵消掉。由此可知，四旋翼飛行器的所有姿態(tài)和位置的控制都是通過調(diào)節(jié)四個(gè)驅(qū)動(dòng)電機(jī)的速度實(shí)現(xiàn)的。一般來說，四旋翼無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)主要分為懸停、垂直運(yùn)動(dòng)、滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)、俯仰運(yùn)動(dòng)以及偏航運(yùn)動(dòng)五種狀態(tài)。 圖2.2 四旋翼無人機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖 （1）懸停：懸停狀態(tài)是四旋翼無人機(jī)具有的一個(gè)顯著的特點(diǎn)。在懸停狀態(tài)下，四個(gè)旋翼具有相等的轉(zhuǎn)速，產(chǎn)生的上升合力正好與自身重力相等，即。并且因?yàn)樾磙D(zhuǎn)速大小相等，前后端轉(zhuǎn)速和左右端轉(zhuǎn)速方向相反，從而使得飛行器總扭矩為零，使得飛行器靜止在空中，實(shí)現(xiàn)懸停狀態(tài)，如圖3.2所示。 圖2.3 四旋翼無人機(jī)懸停狀態(tài)示意圖 （2）垂直運(yùn)動(dòng) 垂直運(yùn)動(dòng)是五種運(yùn)動(dòng)狀態(tài)中較為簡(jiǎn)單的一種，在保證四旋翼無人機(jī)每個(gè)旋轉(zhuǎn)速度大小相等的倩況下，同時(shí)對(duì)每個(gè)旋翼增加或減小大小相等的轉(zhuǎn)速，便可實(shí)現(xiàn)飛行器的垂直運(yùn)動(dòng)。當(dāng)同時(shí)増加四個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速時(shí)，使得旋翼產(chǎn)生的總升力大小超過四旋翼無人機(jī)的重力時(shí)，即，四旋翼無人機(jī)便會(huì)垂直上升；反之，當(dāng)同時(shí)減小旋翼轉(zhuǎn)速時(shí)，使得每個(gè)旋翼產(chǎn)生的總升力小于自身重力時(shí)，即，四旋翼無人機(jī)便會(huì)垂直下降，從而實(shí)現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的垂直升降控制。 圖2.4 四旋翼無人機(jī)垂直運(yùn)動(dòng)示意圖 （3）翻滾運(yùn)動(dòng) 翻滾運(yùn)動(dòng)是在保持四旋翼無人機(jī)前后端旋翼轉(zhuǎn)速不變的情況下，通過改變左右端的旋翼轉(zhuǎn)速，使得左右旋翼之間形成一定的升力差，從而使得沿飛行器機(jī)體左右對(duì)稱軸上產(chǎn)生一定力矩，導(dǎo)致在方向上產(chǎn)生角加速度實(shí)現(xiàn)控制的。如圖2.3所示，增加旋翼1的轉(zhuǎn)速，減小旋翼3的轉(zhuǎn)速，則飛行器傾斜于右側(cè)飛行；相反，減小旋翼４，增加旋翼２，則飛行器向左傾斜飛行。 圖2.5 四旋翼無人機(jī)翻滾狀態(tài)示意圖 （4）俯仰運(yùn)動(dòng) 四旋翼飛行器的俯仰運(yùn)動(dòng)和滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)相似，是在保持機(jī)身左右端旋翼轉(zhuǎn)速不變的前提下，通過改變前后端旋翼轉(zhuǎn)速形成前后旋翼升力差，從而在機(jī)身前后端對(duì)稱軸上形成一定力矩，引起角方向上的角加速度實(shí)現(xiàn)控制的。如圖2.4所示，增加旋翼３的轉(zhuǎn)速，減小旋翼１的轉(zhuǎn)速，則飛行器向前傾斜飛行；反之，則飛行器向后傾斜。  圖2.6 四旋翼無人機(jī)俯仰狀態(tài)示意圖 （5）偏航運(yùn)動(dòng) 四旋翼的偏轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)是通過同時(shí)兩兩控制四個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)控制的。保持前后端或左右端旋翼轉(zhuǎn)速相同時(shí)，其便不會(huì)發(fā)生俯仰或滾動(dòng)運(yùn)動(dòng)；而當(dāng)每組內(nèi)的兩個(gè)旋翼與另一組旋翼轉(zhuǎn)速不同時(shí)，由于兩組旋翼旋轉(zhuǎn)方向不同，便會(huì)導(dǎo)致反扭矩力的不平衡，此時(shí)便會(huì)產(chǎn)生繞機(jī)身中心軸的反作用力，引起沿角角加速度。如圖2.3所示，當(dāng)前后端旋翼的轉(zhuǎn)速相等并大于左右端旋翼轉(zhuǎn)速時(shí)，因?yàn)榍罢哐仨槙r(shí)針方向旋轉(zhuǎn)，后者相反，總的反扭矩沿逆時(shí)針方向，反作用力作用在機(jī)身中心軸上沿逆時(shí)針方向，引起逆時(shí)針偏航運(yùn)動(dòng)；反之，則會(huì)引起飛行器的順時(shí)針偏航運(yùn)動(dòng)。 圖2.7 四旋翼無人機(jī)偏航運(yùn)動(dòng)示意圖 綜上所述，四旋翼無人機(jī)的各個(gè)飛行狀態(tài)的控制是通過控制對(duì)稱的四個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速，形成相應(yīng)不同的運(yùn)動(dòng)組合實(shí)現(xiàn)的。但是在飛行過程中卻有六個(gè)自由度輸出，因此它是一種典型的欠驅(qū)動(dòng)，強(qiáng)耦合的非線性系統(tǒng)。例如，旋翼1的轉(zhuǎn)速會(huì)導(dǎo)致無人機(jī)向左翻滾，同時(shí)逆時(shí)針轉(zhuǎn)動(dòng)的力矩會(huì)大于順時(shí)針的力矩，從而進(jìn)一步使得無人機(jī)向左偏航，此外翻滾又會(huì)導(dǎo)致無人機(jī)的向左平移，可以看出，四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)和平動(dòng)是耦合的。 2.2.2 四旋翼無人機(jī)自主飛行的控制 四旋翼無人機(jī)的精確航跡跟蹤是實(shí)現(xiàn)無人機(jī)自主飛行的基本要求。由于四旋翼無人機(jī)自身存在姿態(tài)與平動(dòng)的耦合關(guān)系以及模型參數(shù)不確定性與外界擾動(dòng)，因此只有實(shí)現(xiàn)姿態(tài)的穩(wěn)定控制才能完成航跡的有效跟蹤。 在四旋翼無人機(jī)的自主控制系統(tǒng)中，姿態(tài)穩(wěn)定控制是實(shí)現(xiàn)飛行器自主飛行的基礎(chǔ)。其任務(wù)是控制四旋翼無人機(jī)的三個(gè)姿態(tài)角（俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角）穩(wěn)定地跟蹤期望姿態(tài)信號(hào)，并保證閉環(huán)姿態(tài)系統(tǒng)具有期望的動(dòng)態(tài)特性。由于四旋翼無人機(jī)姿態(tài)與平動(dòng)的耦合特點(diǎn)，分析可以得知，只有保證姿態(tài)達(dá)到穩(wěn)定控制，才使得旋翼總升力在期望的方向上產(chǎn)生分量，進(jìn)而控制飛行器沿期望的航跡方向飛行。而四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)在實(shí)際飛行環(huán)境中回受到外界干擾和不精確模型的參數(shù)誤差、測(cè)量噪聲等未建模動(dòng)態(tài)對(duì)控制效果的影響。所以，需要引入適當(dāng)?shù)挠^測(cè)器和控制器對(duì)總的不確定性進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償，并對(duì)其估計(jì)的誤差進(jìn)行補(bǔ)償，來保證四旋翼無人機(jī)在外界存在干擾下對(duì)姿態(tài)的有效跟蹤。 四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)控制應(yīng)根據(jù)其實(shí)際的工作特性以及動(dòng)力學(xué)模型，進(jìn)而針對(duì)姿態(tài)的三個(gè)通道（俯仰，翻滾和偏航）分別設(shè)計(jì)姿態(tài)控制器，每個(gè)通道中都對(duì)應(yīng)引入相應(yīng)的控制器，其流程如下所示。 圖2.8 姿態(tài)控制器結(jié)構(gòu)圖 此方法可以基本保證每個(gè)通道的實(shí)際姿態(tài)值跟蹤上期望值。但是，在只考慮對(duì)模型本身進(jìn)行控制時(shí)，沒有考慮到外部不確定性對(duì)閉環(huán)系統(tǒng)的影響。微小型無人機(jī)在飛行時(shí)，由于機(jī)體較小，電機(jī)的振動(dòng)較強(qiáng)，很容易受到外界環(huán)境的干擾。因此，整個(gè)通道中必然存在不確定因素，比如模型誤差、環(huán)境干擾、觀測(cè)誤差等，這些不確定性將降低系統(tǒng)的閉環(huán)性能。所以在設(shè)計(jì)無人機(jī)控制系統(tǒng)時(shí)，必須要考慮系統(tǒng)的抗干擾性能，即閉環(huán)系統(tǒng)的魯棒性[67]。因此需要設(shè)計(jì)一定的干擾補(bǔ)償器對(duì)干擾進(jìn)行逼近和補(bǔ)償，以實(shí)現(xiàn)姿態(tài)角的穩(wěn)定跟蹤，如文獻(xiàn)[174-188]分別采用基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的方法對(duì)非線性系統(tǒng)開展控制研究或用于估計(jì)系統(tǒng)中的不確定項(xiàng)，取得了良好的效果。其結(jié)構(gòu)如下所示： 圖2.9 帶有補(bǔ)償器的姿態(tài)控制器結(jié)構(gòu)圖 只有在保證飛機(jī)姿態(tài)可以保持穩(wěn)定才能進(jìn)一步討論如何控制路徑保持穩(wěn)定，在時(shí)間尺度上進(jìn)行分析，飛機(jī)的姿態(tài)角變化的頻率要大于飛機(jī)位置的頻率。所以，針對(duì)軌跡跟蹤應(yīng)當(dāng)使用內(nèi)外雙環(huán)控制，內(nèi)環(huán)控制姿態(tài)角，外環(huán)控制位置。 2.2.4 四旋翼無人機(jī)穩(wěn)定控制算法實(shí)用性分析 以上從理論角度分析了對(duì)姿態(tài)穩(wěn)定控制的可行性，但是由于非線性控制器計(jì)算量過大，比如反步法涉及到其系統(tǒng)之間眾多虛擬控制量的求導(dǎo)。并且，觀測(cè)器的參數(shù)需要在線進(jìn)行計(jì)算和更新，更進(jìn)一步大幅度增加了控制器的負(fù)擔(dān)。而四旋翼無人機(jī)作為一種微型飛行器，其機(jī)上運(yùn)算能力有限。因此上述的基于反步法的非線性控制器暫時(shí)難以實(shí)現(xiàn)，限制了該控制器的實(shí)用化。 為了最后實(shí)現(xiàn)無人機(jī)姿態(tài)的穩(wěn)定控制，需要從實(shí)用性的角度，利用對(duì)干擾進(jìn)行觀測(cè)的思想，設(shè)計(jì)一個(gè)易于工程實(shí)現(xiàn)的姿態(tài)控制器。分析可知控制器應(yīng)滿足以下條件： （1）實(shí)時(shí)性：反應(yīng)速度快是無人機(jī)的一大特點(diǎn)，其控制器必須對(duì)期望信號(hào)和外界干擾信息的響應(yīng)時(shí)間短，迅速作出控制策略。其中算法的復(fù)雜性和計(jì)算過程的復(fù)雜性將直接影響到無人機(jī)的實(shí)時(shí)響應(yīng)速度。 （2）自適應(yīng)性：無人機(jī)的結(jié)構(gòu)特性是時(shí)變的，如果控制算法過度依賴于無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型，那么其控制的精度勢(shì)必會(huì)受到這些參數(shù)改變的影響。因此，對(duì)無人機(jī)動(dòng)力的關(guān)鍵模型的建立以及其余干擾項(xiàng)的分析。 因此，不僅要在理論的基礎(chǔ)上對(duì)基于反步法的非線性控制器進(jìn)行仿真分析，并針對(duì)補(bǔ)償器設(shè)計(jì)出合理高效的自適應(yīng)算法，同時(shí)也要針對(duì)其實(shí)用性進(jìn)行修改，最后可以工程實(shí)現(xiàn)。 2.3 擬解決的關(guān)鍵問題 2.3.1 無人機(jī)數(shù)學(xué)模型的建立與仿真 四旋翼無人機(jī)雖然結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，但是其僅使用四個(gè)驅(qū)動(dòng)單元實(shí)現(xiàn)六個(gè)自由度的運(yùn)動(dòng)則顯示出了其機(jī)動(dòng)上的欠驅(qū)動(dòng)性和耦合性。因此對(duì)其數(shù)學(xué)模型的準(zhǔn)確建立是研究其運(yùn)動(dòng)特性的先決條件。 1、電機(jī)的數(shù)學(xué)模型的建立 電機(jī)是無人機(jī)的直接驅(qū)動(dòng)單元，其特性將直接影響著無人機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性。而電機(jī)作為執(zhí)行器，必然存在著遲滯和飽和等性能限制，如何準(zhǔn)確的將其特性表達(dá)出來是十分重要的。 2、無人機(jī)運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型的建立 在設(shè)定的坐標(biāo)系下建立四旋翼無人機(jī)的四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速和其姿態(tài)之間的關(guān)系式是研究控制方案的先決條件。不能為了實(shí)現(xiàn)的簡(jiǎn)單而將一部分關(guān)鍵的特性忽略，或是為了過度精準(zhǔn)的描述而將所有因素全部考慮，這都不利于模型的建立以及之后對(duì)模型的使用。因此，建立一個(gè)精準(zhǔn)且復(fù)雜度適中的模型是將其所有關(guān)鍵運(yùn)動(dòng)特性表達(dá)出的前提也是實(shí)現(xiàn)精準(zhǔn)控制的前提。 3、仿真平臺(tái)的建立 將推導(dǎo)出的數(shù)學(xué)模型在數(shù)學(xué)仿真軟件上進(jìn)行表述和仿真是對(duì)其正確性驗(yàn)證的重要手段，也是之后實(shí)現(xiàn)對(duì)其控制仿真的前提之一。 2.3.2 四旋翼自主飛行抗擾控制器的設(shè)計(jì)與仿真 受加工工藝水平以及安裝使用過程中的影響，其無人機(jī)的系統(tǒng)參數(shù)和理論計(jì)算的模型之間必定存在著一定的偏差。同時(shí)，在執(zhí)行軌跡跟蹤任務(wù)中，無人機(jī)往往處于一種復(fù)雜多變的飛行環(huán)境。因此，如何克服未知的環(huán)境和系統(tǒng)參數(shù)影響，保證穩(wěn)定安全的飛行也是重要的測(cè)控研究問題。 1、四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)解算 任何控制方法只有在對(duì)自身狀態(tài)參數(shù)的準(zhǔn)確測(cè)量的基礎(chǔ)上，才能產(chǎn)生有效的控制策略。無人機(jī)通過加速度計(jì)，陀螺儀以及磁強(qiáng)計(jì)對(duì)自身當(dāng)前的姿態(tài)角和速度進(jìn)行測(cè)量以及解算。但是，其測(cè)量值勢(shì)必受到傳感器性能和機(jī)體工作時(shí)振動(dòng)的影響，因此，設(shè)計(jì)相應(yīng)的濾波器將其干擾信號(hào)盡可能的濾除則是穩(wěn)定控制無人機(jī)的基礎(chǔ)。 2、四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)穩(wěn)定控制 由于無人機(jī)的姿態(tài)和平動(dòng)是耦合的，其姿態(tài)的變化勢(shì)必帶動(dòng)著機(jī)體的平動(dòng)，因此，只有在穩(wěn)定控制姿態(tài)的基礎(chǔ)上，才能對(duì)其位置進(jìn)行控制。而在飛行過程中勢(shì)必會(huì)受到環(huán)境因素影響其姿態(tài)跟蹤，因此設(shè)計(jì)抗擾控制器來對(duì)干擾進(jìn)行補(bǔ)償是完成軌跡跟蹤的重中之重。 3、四旋翼無人機(jī)的航跡穩(wěn)定控制 無人機(jī)的位置的變化頻率相對(duì)于其姿態(tài)變化頻率來說相對(duì)較低，在保證姿態(tài)控制的準(zhǔn)確穩(wěn)定的基礎(chǔ)上，需要控制其位置保持穩(wěn)定。這將形成一個(gè)雙環(huán)甚至多環(huán)的控制回路。 2.4 擬采取的研究方法及技術(shù)路線 2.4.1 四旋翼無人機(jī)數(shù)學(xué)模型的建立 對(duì)四旋翼無人機(jī)的模型建立分為兩個(gè)部分，電機(jī)驅(qū)動(dòng)部分以及機(jī)體部分： 1、無刷電機(jī)模型的建立 無刷電機(jī)是四旋翼無人機(jī)的最常見的驅(qū)動(dòng)單元，也是無人機(jī)的所有姿態(tài)實(shí)現(xiàn)的動(dòng)力來源。因此，其動(dòng)態(tài)特性將直接影響到控制效果。一般來說，無刷電機(jī)的工作特性包括： （1）時(shí)滯性。旋翼由直流無刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力，轉(zhuǎn)速變化與電機(jī)輸入電壓成正比且通過PWM信號(hào)的占空比進(jìn)行控制。在姿態(tài)控制中，電機(jī)延時(shí)導(dǎo)致轉(zhuǎn)速和輸入控制量變化的滯后，直接影響姿態(tài)控制品質(zhì)，必須在模型中加以考慮。一般來說，可以將其認(rèn)為是一個(gè)一階延時(shí)環(huán)節(jié)。假設(shè)以俯仰通道的控制器為例，在忽略機(jī)體陀螺效應(yīng)和旋翼陀螺效應(yīng)，俯仰通道動(dòng)力學(xué)公式可簡(jiǎn)化為式（2.1）： （2.1） 其中為俯仰角，為俯仰軸轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，為控制量。引入電機(jī)一階延時(shí)環(huán)節(jié)，由Laplace變換可得俯仰軸傳遞函數(shù)如（2.2）所示： （2.2） 其中，為電機(jī)延時(shí)的時(shí)間常數(shù)。 （2）飽和性。 四旋翼無人機(jī)是依靠電機(jī)帶動(dòng)旋翼進(jìn)行驅(qū)動(dòng)，在實(shí)際工程中，電機(jī)在物理上只能達(dá)到有限轉(zhuǎn)速，因此四旋翼無人機(jī)的偏航容易出現(xiàn)執(zhí)行器飽和問題，特別面對(duì)復(fù)雜的飛行環(huán)境，偏航運(yùn)動(dòng)常常無法保證精確跟蹤。 執(zhí)行器飽和控制方法主要分為兩大類：直接設(shè)計(jì)法與抗飽和控制法。直接設(shè)計(jì)法是在設(shè)計(jì)控制器時(shí)便直接將飽和問題考慮進(jìn)去，保證閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定?？癸柡涂刂品ㄒ卜Q補(bǔ)償器設(shè)計(jì)法。該方法首先不考慮飽和現(xiàn)象設(shè)計(jì)未受約束的控制器，然后根據(jù)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的輸入與輸出的差值，設(shè)計(jì)補(bǔ)償器以削弱飽和的惡劣影響，因此補(bǔ)償器只在飽和出現(xiàn)時(shí)作用，極大簡(jiǎn)化了控制器的復(fù)雜性。由于抗飽和控制法可以引入在各種成熟的控制理論中，已經(jīng)得到了廣泛的應(yīng)用。但是在無人機(jī)中討論此特性對(duì)于其偏航能力的影響文獻(xiàn)很少，也是需要解決的問題之一。 2、無人機(jī)數(shù)學(xué)模型的建立 雖然飛行機(jī)器人的種類有很多，但是建模方法相似。在建模過程中將飛行機(jī)器人本體視為空間中自由運(yùn)動(dòng)的剛體，主要的區(qū)別在于力與力矩的產(chǎn)生機(jī)制和飛行機(jī)器人姿態(tài)的描述方法。由于飛行機(jī)器人的轉(zhuǎn)動(dòng)是一個(gè)剛體變換，這種線性變換維持飛行機(jī)器人上任意兩個(gè)質(zhì)點(diǎn)之間的距離不變。因而飛行機(jī)器人的姿態(tài)可以用一個(gè)行列式為1的3X3階正交矩陣R表示，它將一個(gè)在體坐標(biāo)系下表示的矢量轉(zhuǎn)換到慣性系下表示。這個(gè)矩陣的三個(gè)列向量為體坐標(biāo)系三個(gè)正交基矢量在慣性系中的分量，三個(gè)行向量為慣性系的三個(gè)正交基在體坐標(biāo)系下的分量，則稱這個(gè)矩陣為飛行機(jī)器人的旋轉(zhuǎn)矩陣。我們所建立的所有數(shù)學(xué)模型都需要在一定的坐標(biāo)系下討論才有意義。 同時(shí)，對(duì)于無人機(jī)本身，其結(jié)構(gòu)雖然是一個(gè)由對(duì)稱支架組成的剛體結(jié)構(gòu)。但是，為了準(zhǔn)確的建立其數(shù)學(xué)模型需要考慮哪些因素將影響到控制品質(zhì)，哪些因素對(duì)最后的控制影響不大，或是可以等效成其他效應(yīng)?？紤]到無人機(jī)的結(jié)構(gòu)特性和實(shí)際工作狀況可以做如下假設(shè)，對(duì)其模型進(jìn)行簡(jiǎn)化： （1）考慮到無人機(jī)是剛體結(jié)構(gòu)，在其飛行過程中不考慮其彈性形變以及電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)對(duì)機(jī)體振動(dòng)帶來的影響。 （2）認(rèn)為無人機(jī)外形結(jié)構(gòu)和質(zhì)量分布均勻，質(zhì)心與其幾何中心重合，且不考慮飛行器負(fù)載變化對(duì)質(zhì)心的影響。 （3）將空氣摩擦力與摩擦力矩、陀螺效應(yīng)、角速度耦合項(xiàng)、外部環(huán)境擾動(dòng)等統(tǒng)一視為系統(tǒng)總的不確定性。 此模型簡(jiǎn)化的條件是否符合實(shí)際情況還需在接下來的研究中予以證實(shí)和修改。 3、無人機(jī)數(shù)學(xué)模型的仿真 擬采用MATLAB/Simulink平臺(tái)對(duì)上述模型進(jìn)行建立和分析，討論相關(guān)模型的推導(dǎo)和簡(jiǎn)化是否合理準(zhǔn)確。 2.4.2四旋翼自主飛行抗擾控制器的設(shè)計(jì)與仿真 四旋翼無人機(jī)開環(huán)響應(yīng)特性的分析可知，無人飛行器本身是不定的，需要通過設(shè)計(jì)飛行控制器實(shí)現(xiàn)姿態(tài)、軌跡的穩(wěn)定控制，使無人飛行器輸出能夠快速跟蹤期望角度和指令。控制器由控制姿態(tài)的內(nèi)回路控制器和控制軌跡的外回路控制器組成，其中，姿態(tài)控制器的主要功能是控制無人飛行器的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度等姿態(tài)，使無人飛行器能夠快速準(zhǔn)確地跟蹤操縱指令輸入，軌跡控制器的主要作用是控制無人飛行器縱向、橫向速度以及垂向位移等狀態(tài)。系統(tǒng)框圖如2.6所示。 在該框圖中，期望的控制指令信號(hào)為控制系統(tǒng)提供縱向線速度、橫向線速度和垂向位置等控制指令信息；飛行指令輸入到軌跡控制器，軌跡控制器開始根據(jù)期望的輸入量計(jì)算得出期望的操縱量以及滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角等姿態(tài)狀態(tài)量并輸出；軌跡控制器的輸出量又作為輸入量輸入到姿態(tài)控制器中，經(jīng)過運(yùn)算得出各旋翼的控制量，結(jié)合軌跡控制器輸出的操縱量，即得到了完成期望飛行所需要施加的操縱控制量；最后，這些操縱控制量輸入到無人傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器模型中，飛行器模型經(jīng)過計(jì)算得出實(shí)際的狀態(tài)響應(yīng)并反饋到控制系統(tǒng)中。 圖2.10 理想條件下軌跡跟蹤控制回路構(gòu)成關(guān)系 1、姿態(tài)控制系統(tǒng) 無人飛行器要進(jìn)行機(jī)動(dòng)飛行，首先要改變的是飛行姿態(tài)角，然后改變機(jī)體氣動(dòng)合力和合力矩矢量方向以及大小，最后得到無人飛行器期望的飛行速度等狀態(tài)量以實(shí)現(xiàn)既定的飛行任務(wù)。由此可見，姿態(tài)控制器穩(wěn)定性的好壞在很大程度上決定了無人飛行器的飛行品質(zhì)。而在實(shí)際飛行過程中，無人機(jī)勢(shì)必會(huì)受到復(fù)雜飛行環(huán)境的影響，為了對(duì)這些誤差進(jìn)行補(bǔ)償以達(dá)到更好的響應(yīng)跟蹤效果。 圖2.11 帶有補(bǔ)償器的姿態(tài)跟蹤控制回路構(gòu)成關(guān)系 2、軌跡控制系統(tǒng) 無人飛行器通常執(zhí)行偵察、搜索、救援等任務(wù)，需要控制器對(duì)無人飛行器的速度和位置進(jìn)行精確控制。根據(jù)運(yùn)動(dòng)學(xué)特性，無人飛行器平移運(yùn)動(dòng)的阻尼比同軸轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)的阻尼大得多，也就是說，姿態(tài)運(yùn)動(dòng)比速度運(yùn)動(dòng)快，給定某一方向的操縱量，這一方向的姿態(tài)首先變化并達(dá)到穩(wěn)定值，隨后，這一方向的速度/位置才逐漸達(dá)到要求值。根據(jù)這一時(shí)間尺度分離，可以把飛行控制器分為快回路和慢回路，或稱為內(nèi)回路和外回路。 圖2.12 帶有補(bǔ)償器的軌跡跟蹤控制回路構(gòu)成關(guān)系 通過上述分析，為了實(shí)現(xiàn)良好的跟蹤效果，應(yīng)當(dāng)對(duì)其中的由于不精確建模以及復(fù)雜飛行環(huán)境所帶來的干擾進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償。如何建立補(bǔ)償器以及如何快速準(zhǔn)確的確定補(bǔ)償器系數(shù)都是本課題一大難點(diǎn)。 3、控制系統(tǒng)仿真 根據(jù)基本理論原理和設(shè)計(jì)思想推導(dǎo)飛行控制律的數(shù)學(xué)表達(dá)式，具體設(shè)計(jì)和開發(fā)無人飛行器的姿態(tài)控制系統(tǒng)和軌跡控制系統(tǒng)。設(shè)計(jì)完控制律后，通常必須驗(yàn)證其理論的正確性和實(shí)際的控制效果，驗(yàn)證方法可以選擇仿真計(jì)算驗(yàn)證或者實(shí)際飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。但是由于直接實(shí)際飛行試驗(yàn)驗(yàn)證周期長(zhǎng)，成本高且不利于分析和調(diào)試。因此，將采用MATLAB對(duì)控制效果進(jìn)行仿真，來驗(yàn)證可行性和準(zhǔn)確性。 4、控制系統(tǒng)的移植 因?yàn)闊o人機(jī)的機(jī)上處理器運(yùn)算速度有限，如果控制算法過于復(fù)雜，控制的實(shí)時(shí)性就無法得到保證，穩(wěn)定控制更是無從談起。因此，需要針對(duì)仿真出的最優(yōu)方案進(jìn)行一定的簡(jiǎn)化，并最終移植到原型機(jī)進(jìn)行驗(yàn)證和修改。 2.5 可行性分析 1、理論和技術(shù)上可行性 國(guó)外對(duì)于四旋翼無人機(jī)的控制器的研究已相對(duì)成熟，并有越來越多的學(xué)者關(guān)注該領(lǐng)域。但是，目前實(shí)現(xiàn)無人機(jī)的自主飛行控制一般都是處于室內(nèi)或是仿真階段，如何針對(duì)自主飛行過程中的干擾進(jìn)行估計(jì)和補(bǔ)償，目前是一大研究的熱點(diǎn)也是難點(diǎn)。從2012年開始人們對(duì)于自主飛行中的干擾問題如何進(jìn)行補(bǔ)償展開了相關(guān)的研究，所以可供參考的算法很多。因此，課題在理論和技術(shù)上是可行的。 2、人力和物力上可行性 本人從進(jìn)入實(shí)驗(yàn)室起便開始各類仿真和硬件開發(fā)的相關(guān)工作，具有一定的科研能力和經(jīng)驗(yàn)。研究所需軟硬件在現(xiàn)有條件下都可滿足。本課題研究?jī)?nèi)容和方法的提出具有科學(xué)依據(jù)、技術(shù)保障、知識(shí)儲(chǔ)備、研究基礎(chǔ)和工作經(jīng)驗(yàn)的積累。完成本課題雖有一定難度，但沒有不可逾越的障礙，能夠達(dá)到預(yù)期目標(biāo)。  第三章 預(yù)期研究成果與計(jì)劃安排 3.1 預(yù)期研究成果 1、發(fā)表相關(guān)論文2篇（EI期刊及以上）； 2、利用仿真軟件Matlab/Simulink搭建四旋翼無人機(jī)數(shù)學(xué)模型可用性和有效性； 3、設(shè)計(jì)四旋翼無人機(jī)自抗擾控制器，并進(jìn)行仿真分析； 4、搭建原型機(jī)硬件平臺(tái)，并對(duì)自抗擾控制算法進(jìn)行移植和測(cè)試。 3.2 計(jì)劃安排 2016.09～2016.11 前期調(diào)研，完成開題工作； 2016.12~2017.01 進(jìn)行四旋翼無人機(jī)的數(shù)學(xué)模型建立并仿真驗(yàn)證； 2017.01～2017.02 設(shè)計(jì)四旋翼無人機(jī)的姿態(tài)跟蹤，航跡跟蹤的控制器并仿真驗(yàn)證； 2017.03～2017.05 研究針對(duì)外界干擾的補(bǔ)償器的設(shè)計(jì)并進(jìn)行仿真驗(yàn)證，并對(duì)其進(jìn)行優(yōu)化； 2017.05～2017.06 完成四旋翼無人機(jī)原型機(jī)的搭建和調(diào)試； 2017.07～2017.09 完成抗干擾自主飛行控制器的移植和優(yōu)化，并進(jìn)行戶外調(diào)試； 2017.10～2017.12 總結(jié)，撰寫畢業(yè)論文，完成畢業(yè)答辯。  參考文獻(xiàn) [1] 賀躍幫. 小型無人直升機(jī)魯棒非線性控制研究[D]. 廣州: 華南理工大學(xué), 2013. [2] Weatherington D, Deputy U. Unmanned Aircraft Systems Roadmap, 2005-2030[J]. Deputy, UAV Planning Task Force, OUSD (AT&L), 2005. [3] Leishman J G. The breguet-richet quad-rotor helicopter of 1907[J]. Vertiflite, 2002, 47(3): 58-60. [4] Michael N, Mellinger D, Lindsey Q, et al. The grasp multiple micro-uav testbed[J]. Robotics & Automation Magazine, IEEE, 2010, 17(3): 56-65. [5] 聶博文. 微小型四旋翼無人直升機(jī)建模及控制方法研究[D]. 長(zhǎng)沙: 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2006. [6] 胡宇群. 微型飛行器中的若干動(dòng)力學(xué)問題研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2002. [7] 姜洋. 四旋翼垂直起降機(jī)的魯棒控制問題研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2009. [8] Tournier G P, Valenti M, How J P, et al. Estimation and control of a quadrotor vehicle using monocular vision and moire patterns[C]. AIAA Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit, 2006: 21-24. [9] Valenti M, Bethke B, Fiore G, et al. Indoor multi-vehicle flight testbed for fault detection, isolation, and recovery[C]. Proceedings of the AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit, Keystone, CO, 2006: 64. [10] How J P, Bethke B, Frank A, et al. Real-time indoor autonomous vehicle test environment[J]. Control Systems, IEEE, 2008, 28(2): 51-64. [11] Hanford S D, Long L N, Horn J F. A small semi-autonomous rotary-wing unmanned air vehicle (UAV)[J]. AIAA2005-7077, 2005. [12] Gonzlez I, Salazar S, Torres J, et al. Real-Time Attitude Stabilization of a Mini-UAV Quad-rotor Using Motor Speed Feedback[J]. Journal of Intelligent & Robotic Systems, 2013, 70(1-4): 93-106. [13] Besnard L, Shtessel Y B, Landrum B. Quadrotor vehicle control via sliding mode controller driven by sliding mode disturbance observer[J]. Journal of the Franklin Institute, 2012, 349(2): 658–684. [14] Smano A, Castro R, Lozano R, et al. Modeling and Stabilization of a Multi-rotor Helicopter[J]. Journal of Intelligent & Robotic Systems, 2013, 69(1-4): 161-169. [15] Satici A C, Poonawala H, Spong M W. Robust Optimal Control of Quadrotor UAVs[J]. Access, IEEE, 2013, 1: 79 - 93. [16] 聶博文, 馬宏緒, 王劍, et al. 微小型四旋翼飛行器的研究現(xiàn)狀與關(guān)鍵技術(shù)[J]. 電光與控制, 2007, (06): 113-117. [17] 岳基隆. 四旋翼無人機(jī)自適應(yīng)控制方法研究[D]. 長(zhǎng)沙: 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué), 2010. [18] Zhu, Hua-Yong, Yue, et al. A Sigma-points Kalman Filter for Micro Quadrotor Attitude Estimation[C]. 2010, 2010. networks[J]. Mobile Networks and Applications, 2005, 10(6): 911-923. [64] Hald U B. Nonlinear Modeling and Optimal Control of a Miniature Autonomous Helicopter [D]. Aalborg: Aalborg University, 2006. [19] 董寧.自適應(yīng)控 [M].北京理工大學(xué)出版社，2009. [20] Morris J C, van Nieuwstadt M, Bendotti P. Identification and Control of a Model Helicopter in Hover [C]. In Proceedings of American Control Conference. 1994. [21] Hu T, Lin Z. Absolute stability analysis of discrete-time systems with composite quadratic Lyapunov functions[J]. Automatic Control, IEEE Transactions on, 2005, 50(6): 781 - 797. [22] 顧冬雷,高正,孫傳偉.無人直升機(jī)控制動(dòng)態(tài)特性的頻域辨識(shí)建模方法[J].南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)。2004,36 (6):688–692 [23] Hoffmann G, Rajnarayan D G, Waslander S L, et al. The Stanford Testbed of Autonomous Rotorcraft for Multi Agent Control (STARMAC)[C]. 23rd Digital Avionics Systems Conference, Salt Lake City, UT, 2004(2). [24] Huang H, Hoffmann G M, Waslander S L, et al. Aerodynamics and Control of Autonomous Quadrotor Helicopters in Aggressive Maneuvering[C]. IEEE International Conference on Robotics and Automation, Kobe, Japan, 2009:3277-3282 25