高海拔環境下四旋翼無人機飛行姿態控制技術研究

高晗，顏世成

（中國南方電網有限責任公司超高壓輸電公司大理局，云南大理 671000）

四旋翼無人機在近些年的無人機領域中發揮著重要的作用，其具有驅動時間長、耦合性能好、抗干擾能力強等優勢，大量地應用于軍隊與民間[1-2]。四旋翼無人機的飛行主要是通過調節4個旋翼的轉速以及狀態來完成起飛、斜飛、側飛、盤旋等飛行姿態[3-4]。

在高海拔的環境下對四旋翼無人機的飛行姿態進行控制，更需要發揮其抗干擾與耦合性能強的特點，傳統的對四旋翼無人機飛行姿態的控制技術主要是通過滑模算法以及PID 控制法實現[5]。滑模算法下對四旋翼無人機飛行姿態的控制主要是應用滑模算法的魯棒性，當無人機的控制系統出現問題時，依靠魯棒性體現出無人機的抗干擾能力強的性能，有效地降低四旋翼無人機的機身不平衡問題，對滑模的終端參數進行求導后出現的負指數項，能夠引入積分項對四旋翼無人機的平穩性進一步增強，但是這種方法的參數精確度低，不能夠精準地對干擾數據及時反饋，從而影響了對機身的姿態控制[6]。PID 控制法主要是通過對飛行姿態控制器的誤差與變化率進行監測規劃，用模糊算法引導飛行姿態控制器對無人機的機身控制，這種方法的實現方式比較簡單，適用于簡單的無人機模型控制，但是其應用在四旋翼無人機中需要具備過高的調控數據與相關資源，且模糊算法的參數運算語言精確度差，導致飛行姿態控制器對四旋翼無人機的姿態控制有較大的偏差[7]。

為了改善傳統方法中存在的問題，文中將重新對高海拔環境下的四旋翼無人機飛行姿態控制技術進行研究。

1 飛行姿態控制動力模型

為了方便對高海拔下的四旋翼無人機飛行姿態控制技術的研究，文中將對四旋翼無人機的機身做出一定假設，統一性地對控制動力模型進行研究[8]。假設四旋翼無人機的機身不出現外形變形的狀況，視四旋翼無人機為一個形態均勻的剛體；設四旋翼無人機的重心與機身在坐標系中的坐標點位置一致；設高原環境中的大地為坐標系平面，不考慮無人機在曲面的飛行路線；設四旋翼無人機在高海拔的環境中飛行氣流與四旋翼的旋轉狀態呈正常關系[9]。四旋翼無人機結構示意圖如圖1 所示。

圖1 四旋翼無人機結構示意圖

四旋翼無人機的飛行姿態控制主要是依靠動力學理論實現，動力學理論的實現公式如下所示：

式中，k代表無人機飛行動力的阻力系數，F代表不同方向的運動氣流，m代表飛行距離，v代表四旋翼無人機的飛行速度。四旋翼無人機的飛行過程中需要依靠多種角速度來代表無人機的非直線飛行狀態，角速度的具體獲取方法如下所示：

式中，?、θ、ψ分別代表無人機在不同飛行姿態下的飛行角度，Sd、C?、Cs、S?、Cd分別代表四旋翼無人機的飛行控制器中發出的飛行姿態操作命令指令，o、n、r分別代表高海拔環境下的氣流速度。可以應用四旋翼無人機的電機運行速度判斷機身的飛行狀態與角度，代入電機的運行速度進一步計算較精準的角速度，在忽略四旋翼無人機的其他干擾阻力時所獲取的角速度與無人機的飛行速度呈非線性關系，方便引用動力相關原理[10]。

應用擾動動力原理來處理非線性關系，能夠較好地控制四旋翼無人機飛行姿態變化過程中的較小擾動變量因素，使無人機的姿態變化在橫向飛行和縱向飛行的整體變換范圍內，都能夠無視小擾動因素的影響，尤其是無人機在小角度運動的狀態下可以視飛行姿態為滑行或懸停，認定飛行狀態角度與加速度之間處于積分關系，受到角度的影響因素有限，設定擾動原理下的無人機姿態控制的狀態變量為：

由式（3）可以看出，四旋翼無人機的飛行姿態變化角度控制主要是通過3 種飛行參數共同實現，同時也是無人機的飛行動力系統的理論組成部分，結合四旋翼無人機的耦合性與抗干擾性設計了高海拔環境下四旋翼無人機飛行姿態控制的動力模型[11-12]。

2 飛行姿態控制

高海拔環境下四旋翼無人機飛行姿態的控制需要有較敏感的數據反饋體系與數據運算體系。數據反饋體系主要是對飛行姿態的控制數據線性化處理，增強控制器對四旋翼無人機的控制精確度，增加飛行姿態控制器的可行性與精準性；數據運算體系主要負責對高海拔環境下的飛行數據與非線性動力數據進行運算并傳輸到控制器中，與反饋系統相互配合，實現更加精準的對四旋翼無人機飛行姿態的控制[13-14]。

文中數據反饋體系的設計主要是利用反饋的方法實現飛行數據的線性化，使控制器的指令輸出與四旋翼無人機的飛行姿態信號接收呈線性關系，在動力模型中，高海拔環境下的驅動相關參數呈現非線性關系，反饋線性化原理雖然能夠適應非線性關系的飛行數據，但是需要建立在控制器與無人機之間的通信信號的基礎上，因四旋翼無人機的4 個旋翼均能夠得到控制，所以控制器與無人機之間的參數傳輸屬于一對多類型，并不符合反饋線性化的適應環境，為此，文中首先建設一套非線性參數系統作為狀態變量的運算參考，運算的實現公式如式（4）所示。

式中，x、y分別代表運算的參數狀態變量，f(a)、g(a)、h(a)分別代表控制器的發送指令，指令信號包含角速度的大小、氣流的方向與速度、空氣阻力以及目前無人機的飛行加速度等[15]。

反饋體系中包含對飛行角速度與位移的反饋信息，這兩種因素之間是相互獨立的，非線性關系下的位移因素包含飛行狀態的角度變化，而在反饋體系的線性關系下，文中選取角速度的精準運算程序作為四旋翼無人機飛行姿態控制器的指令發送主體。控制器的指令發送首先確定四旋翼無人機的滾角速度并對外輸出，假設輸出的指令信號定義為a，四旋翼無人機的跟蹤指令接收信號誤差為x，定義控制器對外的發送指令計算函數為：

若四旋翼無人機的跟蹤指令接收信號無誤差產生，則無人機的飛行姿態控制可以達到最精準狀態[16]。進行其他指令的發送則需要實際控制其他參數系統中的數據以及外界干擾參數，由于不確定因素導致控制器對無人機的飛行姿態控制具有一定的不定時性與不確定性，因此在反饋體系中引入自律算法來規范不確定因素的產生，建立參數的線性關系，實現線性關系的定義公式如下：

式中，x代表其他指令中存在的參數誤差。控制器在數據反饋體系下的結構框圖如圖2 所示。

圖2 控制器在數據反饋體系下的結構框圖

隨著參數誤差的變化，控制器對四旋翼無人機飛行姿態的控制指令實現結果會產生不確定性偏差，為此，文中采用量化因子的方式改變誤差的變化，使參數的誤差隨控制系統的數據變化而變化，在控制器的相關算法中加入伸縮因子，彌補控制器對參數誤差的模糊計算。控制器中加入量化因子前后的指令效果對比圖如圖3 所示。

圖3 控制器中加入量化因子前后的指令效果對比圖

3 實驗研究

對高海拔環境下的四旋翼無人機飛行姿態控制技術的傳統實現方法主要有滑模算法以及PID 控制法。這兩種傳統算法雖然能夠在高海拔環境中有較好的適應能力以及抗干擾能力，但是由于控制技術原因，導致這種兩種算法在飛行姿態的識別度效果上有著較大的偏差，不能夠精準地識別控制器發出的指令，導致四旋翼無人機飛行姿態的變換與控制器所發送的指令不同。且這兩種傳統算法的角度識別能力也較弱，導致無人機飛行姿態的變換不到位。而文中方法在這兩方面均有所改善，為了驗證該方法的有效性，設定實驗對比3 種方法的相關結果。為了確保實驗過程中不出現偶然性，該實驗制定了實驗參數，具體參數如表1 所示。

表1 實驗參數表

實驗過程中首先使四旋翼無人機處于懸停狀態，此時的機身狀態平穩，角速度、加速度、阻力等相關變量參數為零，文中方法下滾轉角期望值為15°，俯仰角期望值為12°，偏航角期望值為23°，無人機的加速度為2 m/s2。四旋翼無人機的實驗過程運行仿真角度如圖4 所示。

圖4 四旋翼無人機的實驗過程運行仿真角度

控制器在發送啟動指令0.1 s 后，無人機的各個角度的姿態基本都能達到參考值范圍，在2 s 后向控制器中添加一個脈沖信號，信號的內容為高壓環境下的強風環境，控制四旋翼無人機進行滾轉角姿態飛行，向控制器的指令算法中輸入不連續的環境數據函數，抑制四旋翼無人機的高顫動作，使實驗的運行效果更加穩定。在強風環境下，3 種方法下四旋翼無人機滾轉角姿態飛行的姿態實現效果如圖5所示。

圖5 3種方法下四旋翼無人機滾轉角姿態飛行的姿態實現效果對比圖

根據圖5 可知，在文中方法控制下無人機的飛行姿態控制效果最明顯，在控制器中輸入反饋線性化體系以及相應的算法，能夠對環境中的信息以及無人機的實時狀態進行反饋處理，進而控制器能夠在第一時間對四旋翼無人機的各個旋翼的旋轉狀態發送指令，更加有效地改變無人機的飛行姿態。而傳統方法利用滑模終端的計算方式來判斷環境數據，運算過程中的數據較為模糊，導致控制器發送的指令不具有實時性。

文中還對3 種方法下的無人機角度識別能力進行對比，結果如圖6 所示。

圖6 3種方法下的無人機角度識別誤差

根據圖6 可知，文中方法下的無人機飛行姿態對角度的識別誤差程度更低，引入了量化因子對控制器中的指令數據誤差做出精準化處理分析，并以線性關系形式實現控制器的指令表達。而傳統方法中主要采用模糊算法對角度數據處理分析，具有不精準性導致角度識別能力較弱。

4 結束語

文中針對高海拔環境下的四旋翼無人機飛行姿態控制技術進行研究，改變傳統方法中存在的部分問題，分析動力模型在控制器中的作用并建立模型，在實現控制的過程中加入反饋線性化體系和數據運算體系，最終通過對比實驗驗證了該方法的有效性。