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小型无人直升机航向线性自抗扰控制

更新时间：2019-12-30 08:53:04 大小：1M 上传用户：zhiyao6查看TA发布的资源 标签：无人直升机 下载积分：1分 评价赚积分 （如何评价?） 打赏 收藏 评论(0) 举报

资料介绍

针对小型无人直升机航向系统存在内部不确定性和外部扰动大的问题,提出了一种基于线性自抗扰控制(LADRC)算法来实现航向通道高性能控制方法。首先,分析和推导了Trex-600型无人直升机的航向模型,并引入阵风模型模拟实际飞行环境。然后,根据LADRC的控制原理设计了基于二阶LADRC的航向控制系统,并利用人工蜂群算法对控制器参数进行了整定。最后,对所设计的控制策略进行了仿真分析与实验验证,实现了无人直升机航向通道的轨迹跟踪控制,并与常见的PID控制进行了比较。结果表明:设计的LADRC控制器鲁棒性好、响应时间快、控制精度高,能够使Trex-600型无人直升机的航向角快速、精确地跟踪参考轨迹。


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2 0 1 7  
5
农 业 机 械 学 报  
48  
5
卷 第 期  
年
月
第
doi: 10． 6041 /j． issn． 1000-1298． 2017． 05． 002  
小型无人直升机航向线性自抗扰控制  
1
2，3  
1
3
丁 力 马 瑞  
单文桃 吴洪涛  
( 1．  
，
江苏理工学院机械工程学院 常州  
213001; 2．  
，
南洋理工大学机械与宇航工程学院 新加坡  
639798;  
3．  
，
南京航空航天大学机电学院 南京  
210016)  
: ，  
摘要 针对小型无人直升机航向系统存在内部不确定性和外部扰动大的问题 提出了一种基于线性自抗扰控制  
( LADRC) 。 ， Trex-600  
算法来实现航向通道高性能控制方法 首先 分析和推导了  
，
型无人直升机的航向模型 并引入  
LADRC ，  
的航向控制系统 并利用人  
。
，
LADRC  
阵风模型模拟实际飞行环境 然后 根据  
的控制原理设计了基于二阶  
工蜂群算法对控制器参数进行了整定 最后 对所设计的控制策略进行了仿真分析与实验验证 实现了无人直升  
PID LADRC 、  
控制器鲁棒性好 响应  
。
，
，
，
。
:
机航向通道的轨迹跟踪控制 并与常见的  
控制进行了比较 结果表明 设计的  
、 ，  
时间快 控制精度高 能够使  
Trex-600  
、
型无人直升机的航向角快速 精确地跟踪参考轨迹  
。
: ; ; ; ;  
关键词 小型无人直升机 线性自抗扰控制 人工蜂群算法 参数整定 轨迹跟踪  
+
: TP273; V279 . 2  
: A  
: 1000-1298( 2017) 05-0022-06  
文章编号  
中图分类号  
文献标识码  
Linear Active Disturbance Rejection Control for Yaw Channel of  
Small-scale Unmanned Helicopter  
1
2，3  
1
3
DING Li MA Rui  
SHAN Wentao WU Hongtao  
( 1． College of Mechanical Engineering，Jiangsu University of Technology，Changzhou 213001，China  
2． School of Mechanical ＆ Aerospace Engineering，Nanyang Technological University，Singapore 639798，Singapore  
3． College of Mechanical and Electrical Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China)  
Abstract: Small-scale unmanned helicopter has a peculiar flight feature of vertically take-off and  
landing，fixed position hovering，flying in low velocity，forward flight，rearward flight and so on． It is  
mainly used for civilian and military field with the advantage of light weight，low price and small scale．  
However，the small-scale unmanned helicopter is a strong coupled，under actuated，multivariable，time  
varying，open-loop unstable and high order nonlinear system． It is a great challenge to realize the  
research of its autonomous flight． Aiming at the internal uncertainties and large disturbance of the small-  
scale unmanned helicopter，a controller for yaw channel based on linear active disturbance rejection  
controller ( LADRC) was proposed to realize the high performance control． Firstly，the yaw model of  
Trex-600 unmanned helicopter was analyzed and deduced，and the gust model was introduced to simulate  
the actual flight environment． Then，the principle of LADRC was elaborated and the yaw control system  
was designed based on LADRC of second order． In order to obtain the appropriate control parameters，the  
novel artificial bee colony algorithm was applied to conduct parameters tuning． Lastly，a trajectory  
tracking simulation and experiment were used to test the proposed controller compared with the PID  
controller． The results showed that the LADRC controller had the ability of good robustness，fast response  
and high control precision． The yaw angle of the Trex-600 unmanned helicopter can track the referenced  
trajectory fleetly and accurately．  
Key words: small-scale unmanned helicopter; linear active disturbance rejection control; artificial bee  
colony algorithm; parameters tuning; trajectory tracking  
、
田作业 城市航拍和电力检测等应用领域受到了国  
引言  
［1 － 2］  
。
内外学者的广泛关注  
作为一个多输入多输出  
，
随着无人机技术的发展 小型无人直升机在农  
，
的非线性系统 无人直升机易受模型不确定性和外  
: 2016-08-25  
: 2016-10-07  
收稿日期  
修回日期  
:
基金项目 国家自然科学基金青年基金项目  
( 51405209)  
:
作者简介 丁力  
( 1989—) ， ， ， ， ，E-mail: nuaadli@ 163． com  
男 讲师 博士 主要从事无人直升机动力学建模与控制和智能算法研究  
5
:
丁力 等 小型无人直升机航向线性自抗扰控制  
23  
第
期
［3 － 4］  
，
，
当无人直升机处于悬停或平飞状态时 由于滚  
部扰动的影响  
这些因素使飞行控制器设计难  
。 ，  
度加大 为了提高无人直升机的操控品质 需要研  
， 0， 0。  
转角与俯仰角较小 即有 ≈ θ≈  
， ( 1)  
因此 式  
。
究一种抗干扰能力强的高性能控制器  
航向通道的控制是整个无人直升机控制系统中  
可以改写为  
·
r
( 2)  
ψ≈  
， ，  
的关键部分 其不仅是直升机正常飞行的保证 也影  
，
对于航向通道而言 为了降低航向运动对操作  
，
响着无人机起飞与降落时的动态性能 故设计合理  
，
的敏感性 通常会在无人直升机上安装偏航角速率  
［5 － 6］  
。
的航向控制器至关重要  
针对无人直升机的航  
，
陀螺仪与反馈控制器 故在航向模型中应该考虑偏  
， 。  
向控制 学者们 提 出 了 不 同 的 控 制 方 法 例 如  
，
。
航角速率反馈控制器的动态特性 根据文献  
［14］，  
［7］  
BERGERMAN  
，
等
采用分环控制的方法 即内环设  
控制器来配置直升机线性系统的不稳定极  
PD  
，
可采用一个等效的一阶系统来描述这个动态特性  
LQR  
计
即
，
。
控 制 器 实 现 航 向 稳 定 控 制  
点 外 环 设 计  
r
K
fb  
r
［8］  
=
( 3)  
RAPTIS  
2
将无人直升机线性系统解耦成 个子  
等
r
s + K  
fb  
，
模型 并设计  
PID  
控制器完成了航向模型的轨迹跟  
r ———  
fb  
式中  
偏航角速率反馈系数  
。
踪控制 在获得  
Helion  
无人直升机精确航向模型  
K 、K ———  
未知系数  
为了便于航向控制器的设计 将式  
［9］  
r
fb  
，CAI  
的基础上  
设计了航向控制器 使得航向角速度控制误差维持  
31( °) /s  
等
采用组合非线性反馈控制策略  
，
( 3)  
改写成  
，
， 1  
状态空间方程形式 并搭建如图 所示的  
Trex-600  
。 ，  
左右 值得注意的是 这些控制器设计  
在
，
型小型无人直升机系统进行辨识实验 整个系统包  
、ACS 、GPS 、Futaba  
无
，
时都需要精确的飞行动力学模型及相关参数 而实  
际无人直升机航向系统总是存在着外部不确定性  
) ，  
含地面站  
飞行控制模块  
模块  
、 。 ［15］ PEM-  
线电遥控器 数传等 根据文献 提出的  
(
)
(
未知干扰 与内部的动态变化 参数不确定性  
这
ABC  
系统辨识方法可以很容易辨识模型中的未知  
就导致基于精确模型的数学仿真与实飞测试之间总  
，
参数 即  
。
是存在着误差  
针对上述问题 方勇纯等  
( Active disturbance rejection  
·
r
r
［10］  
［11］  
2. 749  
－ 11. 112  
74. 364  
fb  
fb  
，
TANG  
等
和
利
=
+
u
ped  
[
]
[
] [  
]
[
]
·
－ 5. 5561 － 36. 674  
0
r
r
用 自 抗 扰 控 制  
( 4)  
controller，ADRC)  
的优势完成了航向系统的抗干扰  
( 10  
( 2)  
( 4)  
u
和航向角  
ped  
联立式  
和式  
可知输入信号  
， ADRC  
控制 但  
，
结构复杂 控制器参数过多  
个左  
ADRC  
将
［12］  
，
ψ 是二阶导关系 所以  
Trex-600  
型无人直升机的航  
) ， 。 ，GAO  
不便于实际工程应用 随后  
右
。
向模型是一个二阶系统  
，
的控制器与扩张观测器均以线性形式表现出来 并  
( Linear active disturbance  
提出了线性自抗扰控制  
rejection controller，LADRC)  
。LADRC  
技术  
继承了  
ADRC  
，
利用误差反馈控制的思想 具有控制参数少  
、
，
。
结构简单的特点 更适合实际工程应用  
为减弱由系统内部不确定性与外部扰动带来的  
LADRC  
，
影响 本文基于  
设计无人直升机航向系统  
1
Trex-600  
图
型小型无人直升机系统  
Fig． 1 Trex-600 small-scale unmanned  
helicopter system  
。 ，  
的控制器 然后 采用人工蜂群算法  
( Artificial bee  
colony algorithm，ABC)  
。
对控制参数进行整定 最后  
，
通过轨迹跟踪仿真和飞行实验对本文所设计航向控  
1. 2  
阵风模型  
，
为了更真实地模拟无人直升机的飞行环境 在  
。
制器的有效性进行验证  
。
航向模型中嵌入阵风模型 阵风模型可由  
Gauss-  
1
系统描述  
［16］  
Markov  
。
方程生成  
1. 1  
航向模型  
·
1
*
d = － d + Bq  
ρ
w
( 5)  
w
w
由无人直升机运动学方程可知航向角 ψ 的数  
τ
s
［13］  
学描述为  
d ———  
w
式中  
垂直方向的风扰速度向量  
·
q ———  
w
零均值噪声信号  
= ( qsin + rcos ) /cos  
  θ  
( 1)  
ψ
*
B———  
———  
、———  
式中  θ  
干扰输入项  
———  
τ
s
ρ
权重因子  
滚转角和俯仰角  
q、r———  
与风速相关的时间常数  
俯仰和偏航角速度  

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