傾轉三旋翼垂直起降無人機懸停姿態控制

許景輝 馬 賀 周建峰 田鈺強 韓文霆

(1.西北農林科技大學水利與建筑工程學院， 陜西楊凌 712100； 2.西北農林科技大學旱區農業水土工程教育部重點實驗室， 陜西楊凌 712100； 3.密蘇里大學食品與生物工程系, 哥倫比亞 MO 65211； 4.西北農林科技大學中國旱區節水農業研究院， 陜西楊凌 712100)

0 引言

傾轉三旋翼垂直起降無人機是一種兼具固定翼無人機的高速、高效率飛行與多旋翼無人機垂直起降能力的新型飛行器[1]，有效解決了旋翼機能效低和固定翼無人機對起飛彈射要求高等問題[2-5]。傾轉旋翼飛行器的概念最早由美國貝爾公司提出，近年來隨著電子技術、微機電傳感器與自動控制技術的進步，傾轉旋翼垂直起降無人機的卓越特性日益凸顯。傾轉旋翼無人機主要有3種構型：雙旋翼傾轉旋翼、三旋翼傾轉旋翼和四旋翼傾轉旋翼。其中，三旋翼型傾轉旋翼無人機以其結構緊湊、抗風能力強、飛行效率高等優點，逐漸成為垂直起降無人機的主流構型。楊陽等[6]對三旋翼飛行器進行了動力學分析與建模。陳琦等[7]對傾轉三旋翼飛行器關鍵技術進行初步探索，并對傾轉三旋翼機的懸?？刂婆c模態轉換進行了建模分析[8-9]。

無人機飛行控制包括飛行軌跡控制與姿態控制。飛行軌跡控制通常又由姿態控制實現，因而姿態控制是無人機飛控系統的核心內容[10]。針對無人機的姿態控制問題，國內外學者在控制器設計上做了大量研究。其中除PID控制器以及各類改進型PID控制器外，反步控制、非線性H∞、自適應抗擾控制(ADRC)等都表現出良好控制效果[11-15]。BOUABDALLAH等[16]提出的反步控制在相對高擾動下具有良好的控制效果，基于非線性法的控制器在大角度時能夠對載機進行有效的姿態控制。劉剛等[17]借助已建立的運動模型和電機模型，設計了內環路采用自抗擾控制、外環路采用經典PID的控制系統。研究表明，ADRC控制能較好地對系統內擾與外擾進行估計補償，實現小角度姿態控制。陳增強等[18]將自抗擾控制與廣義預測控制(GPC)相結合，設計了一種自抗擾廣義預測控制器(ADRC-GPC)。ADRC-GPC能夠滿足快速性與準確性控制要求，并能有效克服系統的外部干擾和多變量耦合作用。

以上控制器雖然具有良好的動態響應性能與抗干擾性能，但由于其控制算法依賴于精確的數學模型，運算量大，數據的實時處理對控制器的性能要求較高，且參數整定十分困難，所以實現起來難度較大。因此，本文在傾轉三旋翼機的姿態控制器上采用一種改進的串級PID控制方法。在飛機結構上，提出一種傾轉三旋翼結構，通過前置傾轉旋翼有效解決傾轉旋翼飛行器在飛行模式過渡時的操縱冗余和操縱分配問題。針對上述傾轉三旋翼垂直起降無人機(以下簡稱傾轉三旋翼機)懸停狀態下的姿態控制問題，設計飛行控制系統，并進行驗證。

1 傾轉三旋翼機工作原理

傾轉三旋翼機主要由機身、旋翼、傾轉機構組成，圖1為樣機。其中，機身采用翼身融合構造的全翼式機身(又稱三角翼)，其翼型為AG-03，翼根弦長分別為470、270 mm，翼展為1 660 mm，翼面積為60 dm2，后掠角為30°；3個旋翼中，前置旋翼直徑為127 mm，布置于機頭處，可以左右傾轉。左右旋翼直徑為228 mm，于機身后緣左右對稱布置，可以前后(上下)傾轉。在直升機模式下，左右旋翼處于垂直狀態(可同步前后傾轉)，當左右旋翼同步向后傾轉時可進行縱向機動與飛行模式切換；左右旋翼傾轉至水平位置(可上下傾轉)對應固定翼模式。

圖1 傾轉三旋翼機實驗樣機Fig.1 Tilt tri-rotor experimental prototype1.前置旋翼 2.強傾轉機構 3.左旋翼 4.右旋翼

傾轉三旋翼機具有直升機與固定翼飛行器兩種操縱特性，其在不同飛行模式下分別具有如下操縱控制方案：

(1)直升機模式：3個旋翼產生的拉力提供升力，3個旋翼轉速控制飛行高度，左右旋翼差速控制滾轉角，前置旋翼與左右旋翼差速控制俯仰角，前置旋翼左右傾轉控制機身偏航角。在直升機模式下，將載機俯仰角始終鎖定為水平位置，通過3個旋翼加、減轉速實現升降運動，通過左右橫滾實現橫向偏移運動，通過左右旋翼同步前后傾轉實現縱向偏移運動，通過改變前置旋翼傾轉角度可以實現對載機進行自旋運動控制。表1為直升機模式下的操縱機制。

表1 直升機模式操縱機制Tab.1 Control mechanism in helicopter mode

(2)固定翼模式：機翼產生的氣動力提供升力，前置旋翼停止運行。左右旋翼的傾轉機構分別向上、下傾轉控制滾轉角，左右旋翼傾轉機構同步向上、下傾轉控制俯仰角，左右旋翼差速控制機身偏航角。表2為固定翼模式下的操縱機制。

表2 固定翼模式操縱機制Tab.2 Control mechanism in airplane mode

2 飛行控制系統硬件設計

傾轉三旋翼機飛行控制系統硬件架構主要包括：電源模塊、無線電遙控接收模塊、傳感器模塊、無線通信模塊、主控制器模塊以及由伺服舵機與電機組成的驅動器模塊。傳感器模塊包括十軸組合慣性導航模塊、激光測距傳感器、空速傳感器等。其中十軸組合慣性導航模塊包括三軸陀螺儀、三軸加速度計、三軸地磁計、氣壓傳感器、GPS+北斗雙模衛星定位導航模塊以及一塊基于ARM Cortex-M0架構的微處理器用于數據處理。主控制器模塊用于獲取控制指令和各個傳感器采集到的數據并執行相應的控制算法，同時通過333 Hz的PWM波對電機轉速與伺服舵機傾轉角度進行調節。無線通信模塊采用基于2.4 GHz無線電的數傳模塊，用于無人機與地面站的通訊，實現數據顯示與控制參數的調整。在整個硬件架構中共有兩塊32位處理器，采用雙處理器能夠極大地降低單個處理器的運算壓力，從而提升飛控系統運行穩定性。圖2為傾轉三旋翼機飛行控制器硬件結構圖。

圖2 飛行控制器硬件結構圖Fig.2 Structure diagram of flight controller hardware

2.1 主控制器模塊

采用基于ARM Cortex-M3內核的STM32F103VET6微控制器作為主控芯片。STM32系列微控制器內部集成多個時鐘定時器、多路信號采集通道和PWM輸出通道，十分適用于電機、舵機控制。自帶IIC總線接口和多路USART高速通信接口，能夠方便地與各個模塊進行通信。由于本文采用雙處理器設計，顯著降低了主控模塊處理器的運算壓力，其72 MHz的主頻完全滿足本控制系統對于運算速度的要求。

2.2 傳感器模塊

傾轉三旋翼機飛行控制系統硬件架構中的傳感器模塊以十軸組合慣性導航模塊為核心，該模塊用于實時采集載機平臺空間姿態與位置信息。模塊集成了三軸高精度陀螺儀、加速度計、地磁場傳感器以及氣壓傳感器，同時配備了GPS+北斗雙模衛星定位導航模塊進而形成了GPS-IMU組合慣性測量單元。模塊上集成有基于ARM Cortex-M0 架構的高性能處理器，執行先進的動力學解算與卡爾曼濾波算法。結合卡爾曼動態濾波算法，能夠在動態環境下快速求解出模塊當前的實時運動姿態。其中，三軸高精度陀螺儀能夠實現±250、±500、±1 000、±2 000(°)/s量程的角速率感測。采用數字濾波技術，能夠有效地降低測量噪聲，提高測量精度。陀螺儀三軸角速率積分得到三軸角位移，配合卡爾曼濾波算法，能夠實現靜態0.05°、動態0.1°的姿態測量精度。加速度計能夠對各軸向實現±2、±4、±8、±16g量程的加速度感測，其測量精度為0.01g，用于對模塊空間運動加速度進行測量。三軸地磁計用于測量各軸地磁場強度，從而計算出載機平臺航向。為了提高測量精度，在姿態解算時將3種傳感器配合使用[19-20]。氣壓傳感器用于實時感測模塊所處位置的大氣壓強，通過大氣壓強可計算出模塊所處高度。組合慣性導航模塊采用串口通信，其通信速率為2 400～921 600 b/s，能夠實現最大200 Hz的數據輸出速率。由于傳感器模塊集成了用于數據處理的處理器，經由串口輸出到主控制器模塊的全部數據均為可以直接使用的有效數據，從而降低了主控制器模塊的運算負擔。

2.3 驅動器模塊

傾轉三旋翼機飛行控制系統在直升機模式、固定翼模式下對電機響應性能與伺服舵機響應速度、精度有著較高要求。為此，在電機選型上采用響應速度快、線性工作區域大并且電機參數與旋翼規格相匹配的外轉子無刷電機(恒力源2316型)。所選電機由電子調速器(ESC)驅動并控制其轉速；采用高壓、高速伺服舵機用于驅動旋翼傾轉機構。通過配置STM32的內部時鐘與GPIO引腳輸出333 Hz(周期為3 000 μs)的PWM波實現對電機轉速與舵機傾轉角進行控制。當輸入ESC的PWM波脈寬為1 000 μs時，電機轉速為零；當脈寬為2 000 μs時，電機轉速為全速。舵機傾轉角與輸入PWM波的脈寬呈線性關系，且當輸入舵機的PWM脈寬為500 μs時，舵機臂處于起始位置；當輸入脈寬為1 500 μs時，舵機臂相對起始位置傾轉90°處于中立位置；當輸入脈寬為2 500 μs時，舵機臂相對起始位置傾轉180°處于極限傾轉位置。

2.4 電源模塊

為滿足整機供電需求并配平載機重心，采用兩塊2 200 mA·h的11.1 V鋰聚合物電池并聯后為電子調速器供電。同時，經由獨立的降壓模塊降壓后，實現精確、穩定的5 V電壓輸出，用于飛控系統中的各個模塊供電，以此確保主控制器模塊與各個傳感器模塊能夠持續穩定運行。

2.5 無線通信模塊

在傾轉三旋翼機飛行控制系統開發與調試過程中，需要通過上位機軟件對飛行數據進行實時采集與顯示，并通過上位機的數據編輯與發送功能對飛行控制系統的關鍵參數進行設定與修改[21]。為確保無線連接穩定性，實現雙向通信功能，并且滿足飛行數據傳輸對通信速率的要求，采用HC-05型藍牙串口模塊。該模塊具有最大200 mW的發射功率，有效通訊距離不小于10 m，能夠滿足控制系統調試的距離要求。其通過USART與主控制器模塊進行通信，并通過基于2.4 GHz無線電的藍牙2.0協議直接與帶有藍牙適配器的便攜式計算機建立起無線通信鏈路。

3 飛行控制系統軟件設計

傾轉三旋翼機飛行控制系統軟件設計主要包括：解析遙控指令，獲取組合慣性導航模塊與空速傳感器等傳感器數據，執行姿態控制算法并操作GPIO口輸出PWM波控制電機與伺服舵機最終實現姿態控制，圖3為其控制程序流程圖。由于本文所采用的組合慣性導航模塊集成了數據處理單元，可直接輸出有效姿態數據與位置數據，故未另行構造基于四元數的互補濾波算法。在控制律設計上，由于傾轉三旋翼機是三軸直升機與固定翼飛行器的結合體，其操縱控制同樣分為兩部分：直升機模式、固定翼模式。本文針對直升機模式(懸停狀態)下的操縱控制方案，設計了相應的控制律。

圖3 控制程序流程圖Fig.3 Flow chart of program

當傾轉三旋翼機處于直升機模式時，其姿態控制的飛行器動力學機理等同于常規的三旋翼飛行器。陳政等[22]對三旋翼機進行了基于Simscape的三軸飛行器建模與仿真研究，本文在此基礎上提出了一種串級PID控制器，并對所建立的模型及控制器進行了仿真實驗。所設計的姿態控制器在俯仰角與滾轉角上采取以角度環為外環，其輸入為期望姿態角與實時姿態角的偏差，內環為角速度環，其輸入為外環輸出的期望角速度與實時角速度的偏差，圖4為其控制原理框圖。采用單級位置式PID控制偏航角速度，其輸入為期望角速度與實時角速度的偏差。最后分別將輸出換算為PWM脈寬用于控制電機與舵機，圖5為單級PID控制原理框圖。

圖4 串級PID控制原理框圖Fig.4 Block diagram of cascade PID control

圖5 單級PID控制原理框圖Fig.5 Block diagram of single-stage PID control

PID控制系統主要由PID控制器和被控對象組成。作為一種線性控制器，它根據設定值ysp(t)和實際輸出值y(t)構成控制偏差e(t)，將偏差按照比例、積分、微分通過線性組合構成控制量u(t)，對被控量進行控制。其控制式可表示為

(1)

其中

e(t)=ysp(t)-y(t)

式中Kp——比例項系數

Ti——積分時間常數

Td——微分時間常數

由于計算機控制是采樣控制，需對式(1)做離散化處理

(2)

(3)

(4)

近似將其轉換為

(5)

式中T——采樣周期

k——采樣序號，k=0，1，2，…

Ki——積分項系數

Kd——微分項系數

參照式(5)，在Keil MDK-ARM開發環境里用C語言代碼實現俯仰、橫滾、偏航3個運動自由度的PID控制律。在實際應用中，為確保采樣時間T始終為常數，將以上控制律配置為周期為5 ms的定時器中斷。同時觀察所設計的PID控制器調節效果以便于參數整定，以50 Hz的頻率向上位機軟件發送姿態信息與控制器各項關鍵參數，包括實時歐拉角、各軸實時角速率，控制器期望值以及PID控制器的比例、積分、微分項數值等。通過上位機軟件對以上數據進行實時波形分析，對原先設計的PID控制器做如下調整：積分作用增大了系統慣性，為減小積分項造成的超調與振蕩，防止偏差始終存在而造成積分項溢出導致控制系統發散，將積分項按5%調節行程限幅。將比例項按35%調節行程限幅，這樣能夠在確?？刂破黜憫俣鹊那疤嵯掠行б种谱藨B傳感器噪聲干擾及遙控器快速打桿造成的機身抖動。微分作用的引入，主要用于改善控制系統動態性能，使控制信號相位超前，提高系統相位裕度[23]。由于微分作用對噪聲干擾十分敏感，為防止微分項放大系統噪聲導致參數整定難度增大，在微分項引入不完全微分，即在微分項增加一個一階慣性環節1/(1+Tds/Kd)[24]。其控制原理框圖如圖6所示。

圖6 不完全微分PID結構圖Fig.6 Block diagram of incomplete derivative PID

4 PID參數整定

本文所設計的飛行控制系統可通過上位機軟件的數字示波器功能對各個控制通道的期望值與實時值做波形分析，為參數整定提供參考，并通過數據編輯與發送功能將設定的參數實時導入飛行控制系統。在無人機上采用工程整定法的規律如下：

增大比例項系數Kp有利于加快系統響應速度，其表現為：無人機對給定量(期望角度、期望角速度)的變化，響應更加迅速。合適的比例項系數能使無人機姿態較快地達到期望值并收斂。

積分項的引入主要用于消除穩態誤差，增大積分項系數Ki有利于消除靜態誤差并提高響應速度，提升無人機角度或角速度控制精度。

微分項用于加大系統阻尼，增加微分項系數Kd有利于加強系統抗干擾性能，提升穩定性，但過大的Kd會減緩系統響應速度并產生高頻振蕩，其表現為無人機機身劇烈振動。合理的微分項系數能夠有效減小無人機姿態變化時姿態角或角速度振幅與振蕩頻率。

傾轉三旋翼機飛行控制系統在俯仰角、橫滾角上采用串級控制，偏航角控制上采用單級PID對偏航角速度進行控制。串級PID控制器參數整定順序為：先整定內環參數，當內環即角速度控制器達到較為理想的控制效果以后再整定外環參數。在參數整定時為確保安全，將載機平臺用尼龍繩懸吊。通過反復測驗，最終確定控制器各項參數如表3所示。

表3 PID控制器參數Tab.3 Parameters of PID controller

將最終確定的參數導入飛行控制器，分別采集橫滾角、俯仰角與偏航角速度的期望值與實時值，并繪制對比曲線，如圖7～9所示。

圖7 橫滾角姿態曲線Fig.7 Attitude curves of roll angle

圖8 俯仰角姿態曲線Fig.8 Attitude curves of pitch angle

圖9 偏航角速度曲線Fig.9 Attitude curves of yawing angular velocity

5 結論

(1)基于STM32系列微控制器，對傾轉三旋翼垂直起降無人機的懸停操縱控制系統進行了設計，通過串級PID控制器，實現了傾轉三旋翼垂直起降無人機的穩定懸停功能。

(2)通過串級PID參數設計，在實驗中獲取了懸停狀態下最優姿態控制參數。其中橫滾角的內環采用PD控制(Kp為8.371，Kd為3.015)，外環采用PD控制(Kp為5.1，Kd為1.15)；俯仰角的內環采用PD控制(Kp為3.137，Kd為1.6)，外環采用PID控制(Kp為3.43，Ki為0.003，Kd為3.97)；偏航角采用PI控制器控制速度(Kp為9.30，Ki為0.11)。其設計理論值和實測值有很好的耦合關系。

(3)采用不完全微分PID控制器串級控制方法，能很好地提高傾轉三旋翼無人機姿態控制響應速度與穩定性，對后續傾轉三旋翼構型的垂直起降無人機飛行控制研究具有指導意義。

(4)實現了傾轉三旋翼式垂直起降無人機的飛行控制系統設計，結合懸停姿態控制要求，確定了串級PID最優控制參數，為傾轉三旋翼式垂直起降無人機飛行軌跡控制研究奠定了基礎。