基于干擾觀測器的無人機在軌姿態控制系統設計

夏 金

(西安培華學院，陜西 西安 710125)

0 引言

當前無人機行業的發展基本處于起步階段，但其應用前景十分廣闊，在監測大氣污染、戰爭偵察、投放物資、防震減災、巡查線路、目標追蹤和邊防巡邏等軍用以及民用領域均有著廣泛應用[1-2]。隨著導航系統與視頻監控技術的進步，無人機使用過程中不再受到重量、體積的影響，因此其飛行方式更加多樣化，垂直起降不再需要特殊的跑道，在近地、狹小空間等多種特殊環境下也能實現飛行，其飛行姿態包括懸停、前飛、側飛等各種飛行姿態[3]。

由于無人機能夠在空中懸停，可以被應用于特定場景的拍攝。但在動態環境下，無人機因其自身技術特點，易受風向、參數變化、飛行條件參數不精確、載荷變化和外部風場不確定性等多種因素的影響，增加了其在軌姿態控制難度。為此，相關學者對無人機在軌姿態控制做出了研究：文獻[4]方法的誤差控制精度較好，但控制效率較差；文獻[5]方法的控制效率較好，但對無人機的在軌姿態控制精度有待提高。對此，本文基于干擾觀測器對無人機在軌姿態控制系統做出了設計。

1 無人機姿態控制系統硬件設計

無人機姿態控制系統硬件由微處理器、存儲器組成，系統硬件結構如圖1所示。

圖1 無人機姿態控制系統硬件結構

如圖1所示，所設計無人機姿態控制系統硬件結構包含微處理器與存儲器2個模塊。其中，微處理器與業務接口擴展模塊、接口可擴展寬帶IP及系統界面相連，為系統提供中控支持；存儲器與數據分析及利用模塊相連，提升無人機在軌姿態控制的數據存儲安全性。

1.1 微處理器設計

微處理器是無人機飛行控制系統中姿態控制的執行平臺，其具有快速采集系統傳感器測量數據并且進行復雜數據融合的能力。微處理器結構如圖2所示。

圖2 微處理器結構

STK53F406V芯片具有處理速度快、處理數據量大的特點，故采用STK53F406V芯片作為微處理器主控芯片，以提高數據處理的能力。在微處理器中，通過SPI接口提升導航與定位控制所需數據的處理性能；SDI通信接口連接微處理器與存儲器芯片，提升系統同步通信的穩定性；引入有源晶振為微處理器提供時鐘信號頻率；增加時鐘器來增加時鐘信號的準確性與穩定性。

SPI接口使系統的存儲空間顯著提高，具有1 MB的片內存儲單元、202 KB的SDI及8 KB的備用SDI、靈活的外部存儲器，可實現微處理器對導航與定位控制所需數據的處理。微處理器的外部接口具有2個通道，4個SBI單通道，能夠與采用數據總線的通信形式和匹配測量器件進行對應連接，處理器應用SDI接口與外部接口數據存儲芯片進行無線通信[6]。SDI通信接口由電源中的4條分線構成，這樣的設計目的是節省USB的布局空間。

在微處理器外部接口與單通道之間引入6 MHz的有源晶振為微處理器提供時鐘信號頻率，微處理器的晶振與內部的振蕩器相比，可增加時鐘器來增加時鐘信號的準確性與穩定性。與此同時，為了節省微處理器輸入數據的失真與啟動時鐘器的時間，在設計微處理器的外圍電路時，要使負載電容、無源晶振盡量減少與微處理器引腳的距離。在無人機主控板空間有限的條件下，增加30編程接口的下載器，選擇SDI為微處理器進行代碼編寫，外圍電路的引腳接口只需要4個就可以實現內部數據的快速傳輸，能夠減少引腳所占空間和接口需要的資源。微處理器的外圍電路組成系統的復位電路，按下電源復位鍵時，微處理器的外用引腳處于高電平，這時電源系統復位結束[7-9]。

1.2 存儲器設計

控制系統的存儲器芯片選用AY54GN178M，此芯片使用SDI接口與系統的微處理器進行無線通信，其整體設計以及參數符合無人機飛行姿態控制的設計要求[10-12]。為了避免無人機在飛行過程中因為掉電而出現采集數據丟失的情況，控制系統使用了可編輯程序的存儲器，用來存儲無人機的飛行姿態、控制數據參數和飛行控制參數[13-15]。存儲器結構如圖3所示。

圖3 存儲器結構

存儲器通過遙控發送PWM脈沖調制信號，需要無線接收器接收相應的指令同時傳達存儲器發送的信號，利用時鐘信號的傳送功能輸出主控機的電機轉速，增加飛控板的飛行穩定性。飛行中采集的數據參數通過集中器的傳輸存儲在系統的存儲器中[16-18]。

2 基于干擾觀測器的無人機在軌姿態控制軟件設計

無人機姿態控制系統軟件設計主要由干擾觀測器、姿態控制器和無人機姿態修正控制模塊組成。利用串聯低通濾波器來減少濾除干擾觀測器的外界干擾，計算干擾觀測器輸出值，將干擾觀測器擾動與系統的控制參數控制在同一個范圍內，準確估算飛行狀態和擾動頻率，計算飛行姿態的狀態測量值，實現姿態控制器設計；設計無人機姿態修正流程，并結合姿態控制器及硬件模塊，實現控制無人機姿態控制系統軟件流程設計。

2.1 干擾觀測器原理分析

干擾觀測器是估計系統模型內部不確定性和外部擾動性的結構，在自抗擾控制領域被首次提出。其基本思想是將設計系統中模型的不確定性和外部擾動轉化為系統的總擾動，再將系統的總擾動轉化為外部干擾的狀態，加入原始的系統模型中，將原來N階系統模型擴展為包含總擾動的N+1階系統模型，根據擴展后的N+1階模型對系統進行實際的總擾動的估計。擴張狀態干擾觀測器除了對總擾動的估計，還包括了對外界存在的各種干擾的估計，包括環境干擾、人為干擾、電子設備等方面的干擾，各種干擾可將復雜的系統轉化為可觀測的線性系統，但這時會使非線性系統模型的界限擴大，從而限制了干擾觀測器在實際中的應用效果[19]。干擾觀測器基本結構如圖4所示。

圖4 干擾觀測器示意圖

(1)

k=a-d*+d

(2)

a為變飽和狀態控制器的輸出；d*為干擾估計值。

隨著低通濾波器截止頻率的增加，濾波器帶寬也隨之增加，可提升系統的處理性能，有效抑制干擾。

2.2 基于干擾觀測器的姿態控制器設計

為了確認干擾觀測器的擾動干擾能力，需要對其進行精度的分析與研究。本文設計的基于干擾觀測器的無人機姿態控制系統，采用了干擾觀測器的對于各種干擾的估計能力，可以更加直觀地展示干擾值與實際計算結果之間的關系，對分析干擾頻域更加方便快捷，從干擾的種類、精度、動態性能和飛行模式等方面對系統進行正弦波的干擾分析，將擾動與系統的控制參數控制在同一個范圍內，實現對所設計的系統飛行狀態以及擾動頻率的正確估計，抑制了非匹配與不確定性的估計結果。

姿態控制器的設計是為了使無人機的實際姿態能夠達到標準姿態，設置期望值Φc、θ和φc，控制無人機的姿態角Φ、θ和φ無限接近或達到期望值。無人機飛行姿態的調節主要通過控制改變量μ1，μ2和μ3來實現。考慮到飛行姿態控制環節中存在不確定性以及外界干擾的因素，系統中涉及的飛行姿態的狀態測量值可以表示為

(3)

b為姿態控制系統中不確定量和外界干擾的復合量；A和E為數量矩陣；c為系統狀態相關的矩陣。根據公式可得

(4)

姿態控制器的設計包括控制飛行參量和切換函數，確保函數切換后的姿態誤差接近0，在干擾觀測器的應用下，重新估計姿態函數，并結合干擾估計值和姿態控制器模型，根據函數率設計姿態控制。

2.3 無人機姿態修正控制模塊

基于干擾觀測器的無人機姿態控制系統軟件流程如圖5所示。

圖5 無人機姿態控制系統軟件流程

首先,對所設計的程序進行初始化。在軟件飛行系統開啟或者復位結束后，系統需進行自檢，初始化系統的硬件和軟件，其中，硬件初始化包括時鐘、接口設置、電源中斷和通道打通等步驟，在微處理器設計和安裝過程中可能會出現誤差，所以為了確保微處理器處理數據的精準度需要對其進行初始校準。系統軟件初始化需要進行全部軟件測量變量的定義和聲明，飛行姿態控制系統的存儲器、傳感器等數據參數存儲在微處理器內部的芯片內，系統放電后會自動從芯片內讀取軟件進行初始化的操作。

然后，在系統傳感器、存儲器、微處理器、電源電路和氣壓高度計中，使用數據總線方式進行數據的傳遞，并將姿態控制器設置為主機，姿態微處理器設置成固化地址保存在初始化過程中。數據總線實行高低電平狀態的轉換來表示開始、傳達和結束傳達3種通信信號，當從高電平轉化為低電平時，系統采集的數據開始傳遞，傳感器接收到數據發送低電平信號。

最后，在軟件初始化后，需要對系統內部時鐘、數據采樣頻率、引腳的設置進行數據的處理。根據數據總線傳遞數據的速度，每當進行1個字節的傳遞時，進行10次數據的采集和原始磁場數據的存儲。由于飛行中受到磁場強度的干擾比較大，需對系統中相關的函數進行校正，捕獲脈寬以及輸出頻率的控制信號，將定時時鐘設置為上沿捕獲。

3 實驗研究

3.1 實驗環境和指標

為了驗證本文提出的基于干擾觀測器的無人機姿態控制系統的有效性，以文獻[4]方法、文獻[5]方法作為實驗對比方法，進行仿真驗證。

在MATLAB實驗平臺搭建實驗環境，設置無人機仿真參數如表1所示。

表1 無人機仿真參數

在上述無人機仿真參數的設置下，進行對比實驗，在MATLAB2017b 平臺上進行仿真，控制目標為使系統從初始姿態角轉到期望姿態角、從初始角速度轉到期望角速度。分別采用以上3種方法對無人機在軌姿態控制過程中的擾動估計值、擾動控制量和控制耗時進行分析，并對實驗結果進行討論。

3.2 實驗結果分析

不同方法的無人機在軌姿態的擾動估計值如圖6所示。

圖6 無人機在軌姿態擾動估計值

根據圖6可知，本文提出的基于干擾觀測器的無人機姿態控制系統，能夠將擾動估計值和干擾控制器結合到一起，準確計算姿態擾動量，從而實現擾動抑制，提升無人機在軌姿態控制精度。

不同方法的無人機在軌姿態的擾動控制量實驗結果如表2所示。

表2 無人機在軌姿態擾動控制量實驗結果

根據表2可知，本文提出的控制系統在60 s時的擾動控制量絕對值為14°，高于對比文獻方法。本文提出的控制系統能夠有效抑制外界信息擾動，可以確保無人機姿態在控制過程橫滾角和俯仰角都達到期望值，因此控制量更大。

不同方法的無人機在軌姿態控制耗時實驗結果如表3所示。

表3 無人機在軌姿態控制耗時

如表3所示，在6次無人機在軌姿態控制實驗中，文獻[4]方法的控制耗時平均值為3.6 s，文獻[5]方法的控制耗時平均值為5.3 s，而本文方法的控制耗時平均值為1.3 s，小于對比文獻方法。分析其原因可知，本文方法采用STK53F406V微處理器芯片有效提高了數據處理的能力，通過脈沖調制信號的采集與存儲提升了數據處理效率，能夠在最短時間內實現無人機在軌姿態控制，提升了其控制效率。

4 結束語

無人機如今廣泛應用在多個領域，在農業以及軍用方面扮演了重要的角色。本文設計了基于干擾觀測器的無人機姿態控制系統。通過仿真實驗可知，所設計系統提高了干擾觀測器的擾動估計精度以及系統的整體穩定性，提升了無人機在軌姿態控制的效率，使無人機能夠平穩、安全地飛行。