主动变形四旋翼自抗扰飞行控制方法

张 钊 ,杨 忠 ,段雨潇 ,廖禄伟 ,卢凯文 ,张秋雁

(1.南京航空航天大学 自动化学院,江苏 南京 211106;2.贵州电网有限责任公司,贵州 贵阳 550002)

1 引言

多旋翼飞行器机动性强并且具有悬停能力,除了可以执行航拍,环境监测等正常任务,还可用于地下管道,自然洞穴以及工业容器探测中[1].常规多旋翼飞行器具有的共同特点是几何外形较为固定,一旦设计定型,在飞行过程中就无法改变自身形态.因此在设计之初就存在一个问题,即缺乏自然界飞行生物中很常见的适应不同飞行状态与任务的变形能力[2],例如,鸽子可以通过改变翅膀形态来越 过不同尺寸间隙[3]:它们向上弯折翅膀来越过相对较大的垂直缺口,向身体内侧收紧翅膀来穿过比较狭窄的缝隙.这种变形能力在执行营救任务或在复杂结构中进行检查等场景下非常有用,避免了在设计过程中通过减少飞行续航时间以及运载能力从而使多旋翼飞行器微型化来穿过狭窄缝隙.该能力的缺失导致常规多旋翼飞行器的环境适应性和通过性较差,很难通过一些受限空间.

针对上述常规多旋翼飞行器存在的问题,研究者们已经研究了通过优化旋翼的相对方向或使用可倾转旋翼来提高飞行器的可控性.文献 [4]通过对普通电机力和力矩的分析,提出将8个旋翼异向地布置在立方体结构中的新型旋翼安装方案.文献 [5]结合了常规多旋翼系统和全向控制飞行器二者的优势,提出一种新型飞行平台.文献 [6–7]提出一种可倾转四旋翼设计方案,通过仿真和实际飞行实验验证了可倾转多旋翼飞行器的有效性.虽然这些方法有助于实现复杂的轨迹和操作任务,但它们不会使多旋翼飞行器框架形状显著变化.

相反,只有在飞行过程中直接改变多旋翼飞行器的形状结构,才能有效地解决这一问题.文献 [8]着重于运动学设计,研究了一种基于剪刀状可折叠结构的新型可变形四旋翼飞行器,该结构可以动态调整四旋翼体积,使其适应各种尺寸的障碍物和较狭窄的空间.文献 [9]提出了一个由4个旋翼串行连接的可变形飞行器,建立其动力学模型并设计了姿态LQI控制器与位置PID控制器,实现环绕物体并进行抓取的目的,不需要额外的抓握装置.文献 [10]改进了飞行器变形的多样性,将标准四旋翼结构分割成多连接平台,提出一种将推力控制和转子万向架控制解耦的新控制方法,实现了3D折叠.文献 [11]对四旋翼结构进行优化,分别设计了空中自动伸缩结构和着陆后手动折叠结构,通过合理选材并进行强度校核保证了机体的合理性,可以实现预期功能.文献 [12]设计了一种微型可变形四旋翼,通过使用柔性材料制造飞行器支架和设计扭簧与齿轮变形机构来达到变形目的,选择PID作为其飞行控制方法.

主动变形四旋翼是一种在飞行过程中能够主动改变自身形态的飞行器.其形态变化对力学性能有很强的影响,特别是机臂的伸缩与折叠,不仅会直接改变飞行器重心的位置,惯性张量,还会改变单个电机产生的升力与飞行器机体所受力和力矩之间的映射关系[13].这使得主动变形四旋翼飞行器相对于常规四旋翼不确定性更大,耦合性更强.又由于飞行过程中受外部环境扰动不可避免,使得其控制器设计更加困难.韩京清研究员继承了经典PID控制器的精华,提出对模型精 度要求 低且易 于实现 的自抗 扰控制(active disturbance rejection control,ADRC) 技术.ADRC 具有控制响应速度快、无超调、可安排过渡过程,参数适应对象范围大并且可以观测并补偿系统内外扰动的能力等优点[14–16].由于ADRC在解决具有不确定性和强干扰的非线性模型的控制问题方面优势明显[17],研究者们已经将ADRC在常规四旋翼飞行器上进行尝试,验证了控制器的抗扰性和鲁棒性[18–19].

针对具有狭窄缝隙或复杂结构的受限工作空间,本文提出了一种主动变形四旋翼飞行器来提升环境适应性,变形形式分为机臂伸缩与折叠.为了更好地抑制系统所受内外扰动,本文设计了一种基于自抗扰控制技术的飞行控制方法.首先进行结构设计,紧接着建立动力学模型.然后对变形引起的重心,惯性矩阵的变化进行分析和计算.其次将系统解耦并设计位姿ADRC控制器.然后,给出了控制分配矩阵形式.最后通过仿真,验证所设计的主动变形四旋翼飞行器的变形能力以及ADRC控制器的有效性、抗扰性和鲁棒性.

2 主动变形四旋翼飞行器结构设计

本文所设计的主动变形四旋翼飞行器主要由以下4部分组成:1) 居中的机身;2) 可变形机臂;3) 电机与旋翼;4) 用来控制机臂变形,进而达到四旋翼飞行器变形的各种舵机.假设可变形四旋翼飞行器为刚体,如图1所示,定义地球固连坐标系OExEyEzE固连于地面,机体坐标系OBxByBzB原点固定于飞行器机身中心处,同时定义主动变形主动四旋翼的伸缩舵机安装在机臂中点处,旋转舵机安装在机身上.为了行文方便,本文使 用ith代表第i个,i ∈ {1,2,3,4}.定 义li∈[15 cm,25 cm]为ith可伸缩机臂长度.定义

为ith机臂绕机体系zB轴旋转的角度,ith机臂顺时针转动时δi为正,图1中仅给出δ3.图中已经标好了机臂和电机编号,1–3电机逆时针转动,2–4电机顺时针转动.

该主动 变形四 旋翼飞 行器变 形功能包括2种:1) 通过伸缩舵机使机臂进行伸缩变形,即改变机臂长度;2) 通过旋转舵机使机臂绕机体系zB轴进行折叠变形,即改变δi.其4个机臂可以单独或组合进行变形.后文分别用伸缩和折叠来代表这两种变形.

图1 主动变形四旋翼飞行器坐标定义Fig.1 Frames of actively deformable quadrotor

3 数学模型

3.1 运动学建模

本文使用(·)R(·)∈SO(3)表示坐标系之间的旋转矩阵,ERB表示从机体系旋转到地球固连坐标系的旋转矩阵(文 中s(·)表示sin(·),c(·)表示cos(·),t(·)表示tan(·)):

主动变形四旋翼飞行器的刚体运动学模型为

式中:PE=[x y z],VE=[u v w]分别表示飞行器在地球固连坐标系下的机体位置和三轴线速度;Θ=[ϕ θ ψ]表示飞行器的欧拉角;ΩB=[p q r]表示飞行器在机体坐标系下的三轴角速度,其中

3.2 动力学建模

主动变形四旋翼飞行器由于变形引起的力和力矩变化相比于常规四旋翼更为复杂,下面分析并建立主动变形四旋翼飞行器动力学模型.

在变形过程中将机身视为质点.作为六自由度刚体,主动变形四旋翼飞行器的动力学模型由牛顿–欧拉方程[20]得到.本文系统平动方程定义在地球固连坐标系,转动方程定义在机体坐标系下:

式中:m表示机体质量,IB为惯性矩阵,其值将随机体变形而变化,在后文中将进行具体分析.

对主动变形四旋翼飞行器系统进行受力分析,得到

其中:GE表示重力,表示旋翼产生的升力,表示风扰力,DE表示空气阻力,kf是旋翼升力系数,ni是ith旋翼的转速.

在分析主动变形四旋翼飞行器所受转矩之前,首先对其质心位置和惯性矩阵进行分析.相比于常规四旋翼飞行器,由于机臂的伸缩与折叠,主动变形四旋翼飞行器的质心位置与惯性矩阵均会发生变化.因此,当系统变形时,需对系统质心位置和惯性矩阵重新计算.主动变形四旋翼飞行器机体质心与机体系坐标原点的偏移量[21]rCoG∈ R3表示如下:

其中:m(·)表示(·)的质量,r(·)表示机体系坐标原点到(·)的矢径,各下标英文字母代表含义见表1.

对于主动变形四旋翼飞行器机体惯性矩阵IB,可以使用平行轴定理进行计算,在这里进行一些假设:将包含旋转舵机的机身视为长、宽为lbody,高为hbody的长方体;将机臂看成长、宽、高分别为larm,i,warm和harm的长方 体,将旋翼 和电机 视为圆 柱,旋翼半 径为rmot,高为hmot,电机半径为rrot,高为hrot;将伸缩舵机视为长宽高分别为lelo,welo和helo的长方体.各部分转动惯量计算式[22]如下:

其中I(·)表示(·)的惯量值.

表1 下标英文字母含义Table 1 Meaning of subscript letter

考虑到电机、旋翼、机臂和伸缩舵机在主动变形四旋翼飞行器进行折叠变形时,它们的惯量也必须进行重新计算[23].由于折叠变形时圆柱的惯量不发生变化,因此这项变化对于电机和旋翼的惯量而言可以忽略.又由于机身结构固连于机体坐标系,机身的惯量不需要进行变化.于是,引入旋转矩阵对它们进行重新表示

其中:i ∈ {1,2,3,4},旋转矩阵表达如下:

所以惯量计算式可以表示为

对主动变形四旋翼飞行器所受力矩进行分析,得到

旋翼推力产生的力矩为

式中Li代表ith旋翼的升力作用点在机体系下的坐标矢量,表达式如下:

反扭矩表达式为

系统陀螺效应主要由机体旋转产生的陀螺效应:

重力力矩表达式为

3.3 风扰建模

风场环境对多旋翼飞行器的影响部分是由旋翼气动效应引起,部分是由多旋翼飞行器框架所受空气阻力引起[24].主动变形四旋翼飞行器在进行飞行时,会不可避免地受到外界风场作用,特别是进行变形时,阵风会对其造成一定的影响.风扰模型可以计算在给定风场中作用于主动变形四旋翼飞行器的力和力矩,所以对风扰进行建模分析必不可少[25].

在风场作用下旋翼气动效应示意图如图2所示.图中:Vwind表示风速,Vd表示诱导速度,Vtotal表示风速和诱导速度的矢量和.

图2 风场环境中旋翼气动效应Fig.2 Aerodynamic of rotor under wind gust

根据旋翼滑流理论[26]诱导速度计算式如下:

其中:ρ表示当地空气密度,r表示旋翼桨叶半径.当存在风场时,单个旋翼所受总空气动力[27]为

其中i ∈ {1,2,3,4}.所以旋翼ith的风扰力和风扰力矩如下:

空气阻力计算式为

其中:c表示空气阻力系数;Sair表示迎风面积;Vair表示飞行器与空气的相对速度,即在计算可变形飞行器的迎风面积时,将飞行器简化视为圆柱体,取平均迎风面积为,其中:σ ∈(0,1)为侧风系数,h为飞行器机体高度,为机臂平均长度,因此有

3.4 控制分配

与常规四旋翼飞行器一样,主动变形四旋翼飞行器系统控制力和力矩主要为旋翼产生的推力和反扭矩,结合式(2)–(21),用分别代表旋翼产生的力和力矩,可以将动力学模型重新表示:

证利用反证法.假设方阵C为奇异矩阵,则其必定列不满秩.由于kf,km=0,因此只可能列1和列3或列2和列4成比例.令Cij为第i行第j列元素,进行讨论:

1) 假设所有角的正余弦均不为0,列1和列3成比例:此时,所以,即,同理可得进一步写为,也就是α1−α3=kπ,k ∈Z.此时仅存在α1=α3=0◦的情况符合,但与假设相悖,因此无解.

2) 假设所有角的正余弦均不为0,列2和列4成比例:同理,无解.

3) 假设存在有角的正余弦为0:当cα=0或sα=0,α为0◦或90◦经验算只有在(α1,α2,α3,α4)∈ {(0◦,90◦,0◦,90◦),(90◦,0◦,90◦,0◦)}情况下矩阵C不满秩,即为奇异矩阵.证毕.

由于本文主动变形四旋翼的变形过程未涉及到奇异点位置,因此可以认为该矩阵C全程可逆.所以控制分配形式如下:

从式(22)–(25)可以看出,主动变形四旋翼飞行器模型非线性和耦合性很强,变形导致机臂长度和角度变化进而导致模型参数变化,相对于常规四旋翼飞行器来说,其内部扰动更大.同时,主动变形四旋翼飞行器所受风场等外部扰动同样不可忽视.

4 自抗扰飞行控制律设计

自抗扰控制技术对系统模型精确程度依赖性低,能够估计并动态补偿系统所受内外扰动,提高系统抗扰性和鲁棒性.常用的自抗扰控制算法分为以下3部分:跟踪微分器(tracking differentiator,TD),扩张状态观测 器(extended state observer,ESO),非线性状态 误差反馈 律(nonlinear state error feedback,NLSEF).二阶自抗扰控制器结构图如图3所示.

4.1 控制律设计总体描述

本文研究的主动变形四旋翼飞行器位置和姿态之间存在耦合,属于欠驱动系统.它们只能实现非完整意义上的六自由度运动,其在做水平运动的同时需要改变滚转角和俯仰角[28].ADRC为多变量耦合系统的解耦控制提供了更为便捷的途径:主动变形四旋翼飞行器系 统动力 学模型中的6个状态 被当成6个通道,ADRC可以将系统各通道之间耦合与变形引起的参数摄动当作内部扰动处理,应用ESO估计并补偿系统内外扰动实现各通道状态解耦,并且引入虚拟控制量实现系统控制解 耦,从而将系统描述形式从多进多出(multiple input multiple output,MIMO) 转换 为 6 个单进单出(single input single output,SISO)系统的组合.所以将系统六自由度动力学模型式(22)改写为下面形式:

其中:si(·)为不确定项,ωouti和ωdefi分别是系统所受外部扰动和变形产生的扰动,(b1,b2,b3)是大小在附近的可调参数,(b4,b5,b6)是大小分别在附近的可调参数,(u1,u2,u3,u4,u5,u6)是引入的虚拟控制量.

图3 二阶自抗扰控制器结构图Fig.3 Structure of second order ADRC

基于此,控制律采用内外环策略,内环为姿态控制,外环为位置控制.如图4所示,引入控制量(U1,U2,U3,U4)分别代表总升力期望值和绕机体系三轴的转动 力矩期望 值.位置实 际值(x,y,z)和位置 期望 值(xd,yd,zd)作为外环位置ADRC控制律的输入,输出滚转角和俯仰角期望值(ϕd,θd)以及U1.姿态实际值(ϕ,θ,ψ)和姿态期望值(ϕd,θd,ψd)作为内环姿态ADRC控制律输入,输出为(U2,U3,U4).最后(U1,U2,U3,U4)经过控制分配得到电机期望转速其中,虚拟控制量(u1,u2,u3,u4,u5,u6)与(U1,ϕd,θd)和(U2,U3,U4)之间的转换关系式分别为

图4 主动变形四旋翼ADRC飞行控制律结构图Fig.4 Structure of ADRC flight control law

4.2 姿态自抗扰控制律设计

以俯仰角θ通道为例说明姿态ADRC控制律设计过程.

1) 设计跟踪微分器(TD),以给定信号θd作为参考输入安排过渡过程:

其 中:v1是TD从初值 到θd的过渡 量,v2是v1导数值,参数(r,h)分别为快速因子和滤波因子.

2) 设计扩张状态观测器(ESO),以系统输出θ和控制输入u5用于实时观测系统状态和所受扰动:

其中:(z1,z2)跟踪,z3估计总扰动s5,(β01,β02,β03)是一组可调参数.

3) 设计非线性误差反馈律(NLSEF),计算u0并和扰动补偿组合计算出控制量u5:

其中参数(r,h,c)为可调参数.

最速跟踪控制综合函数fhan(x1,x2,r,h)和非线性函数fal(e,α,δ)表达式如下:

其中δ >0.ϕ和ψ通道控制律设计与θ通道类似,这里不详细说明.

4.3 位置自抗扰控制律设计

位置ADRC控制律设计过程中,位置三通道的TD,ESO和NLSEF的设计 都和上 节θ通道所 设计的类似,唯一不同点在于z通道NLSEF采用的是如下形式:

其中(k1,k2)为可调参数.

4.4 闭环系统稳定性

本文应用的是非线性ADRC.由于自抗扰控制没有限定不确定性的具体数学形式,给理论分析带来了较大的困难,而如果采用的是非线性机制则变得更加复杂[29].因此闭环系统稳定性的证明是较难给出的.学者们 已经针 对SISO和MIMO系统给 出了非线性ADRC闭环系统的收敛性证明.本文所研究的主动变形四旋翼飞行器系统满足证明所提出的假设条件,相当于直接将该理论应用.该闭环系统稳定性问题可参考文献 [30–31]来进行证明,本文不再给出具体证明过程.

5 仿真验证

为了验证所设计的主动变形四旋翼飞行器的合理性及其控制律的有效性,本节安排了仿真来验证.基于MATLAB/Simulink 环境下搭建可变形四旋翼飞行器仿真,仿真步长设置为0.001 s,系统仿真参数见表2.

表2 系统仿真参数Table 2 Simulation parameters of system

自抗扰飞行控制器参数如表3.TD的两个可调参数r和h:h越大,TD的滤波效果越好,但相位延迟也更大;r越大,TD跟踪输入信号的速度越快.ESO的可调参数中:(β01,β02,β03)影响着ESO的收敛速度,一般按经验公式整定;b的调节参照式(26).NLSEF中的(r,h)意义与TD中一致;c为阻尼因子,意义与二阶系统阻尼系数一致,增大c系统超调减小但响应速度变慢;(k1,k2)作用分别相当于经典PID控制中的比例环节和微分环节,增大k1系统响应速度加快但容易产生超调甚至震荡,而增大k2会使系统动态性能变好但过大会导致调节时间变长.

表3 自抗扰飞行控制器参数Table 3 Simulation parameters of active disturbance rejection flight controller

5.1 变形位姿控制仿真

1) 姿态控制律测试.

图5所示为主动变形四旋翼的姿态阶跃响应,可以看出姿态3通道控制器性能良好.

图5 姿态响应曲线Fig.5 Curve of attitude response

2) 定点悬停变形仿真.

为便于观察,本文仿真将位置z数值符号取反,即负号变为正号.设定主动变形四旋翼初始位置=[0 0 0],期望位置=[3 4 5].如图6所示,采用本文所设计的ADRC控制器的主动变形四旋翼可以快速地到达并稳定地悬停在期望位置.在仿真第10 s进行变形,图7–8分别为单个机臂伸长和折叠的仿真曲线,图9–10分别为双机臂伸长和折叠的仿真曲线,图11为四机臂折叠的仿真曲线.

图6 位置响应曲线Fig.6 Curve of position response

由图7–8可以看出,主动变形四旋翼飞行器在单个机臂进行变形时仍可以稳定地保持悬停,位置几乎不发生变化,其姿态受变形影响较小并且误差在ADRC控制器作用下很快进行收敛,控制效果非常理想.

图7 单个机臂伸长仿真曲线Fig.7 Curve of single arm elongation

图8 单个机臂折叠仿真曲线Fig.8 Curve of single arm floding

图9 双机臂伸长仿真曲线Fig.9 Curve of double arms elongation

图10 双机臂折叠仿真曲线Fig.10 Curve of double arms floding

图11 四机臂折叠仿真曲线Fig.11 Curve of four arms floding

综合图9–10可知,当可变形飞行器双机臂进行变形时,其效果与单机臂变形类似.由图11看出,主动变形四旋翼飞行器在4个机臂同时同速进行变形时,几乎不产生重心和惯性张量的变化,其位姿相对变形前保持不变.

3) 轨迹跟踪变形仿真.

设计主动变形四旋翼飞行器轨迹跟踪路线,在轨迹跟踪的第10 s进行变形,如图12所示,变形方式选择机臂1进行伸长和折叠.图13所示为主动变形四旋翼飞行器轨迹跟踪曲线,图14为飞行器轨迹跟踪时位置变化曲线.

由图13–14可以看出,主动变形四旋翼飞行器在轨迹跟踪期间进行变形,仍可以保持良好的位置跟踪效果,验证了所设计的ADRC控制器良好的位置控制性能.

图12 轨迹跟踪时机臂长度与角度变化曲线Fig.12 Change curve of arm length and angle

图13 主动变形四旋翼飞行器轨迹跟踪曲线Fig.13 Curve of trajectory tracking

图14 轨迹跟踪仿真位置变化曲线Fig.14 Curve of changing position

5.2 控制输入分析

经仿真得到第4.1节主动变形四旋翼分别在ADRC控制器和PID控制器作用下单个机臂伸长的控制输入曲线,即电机期望转速动态响应曲线如图15–16所示.本文已经在电机模型中加入饱和环节,使得电机最大转速小于等于500 rad/s,不存在转速超过物理限制的问题.ADRC与PID控制输入数值对比见表4.

综合图15–16 和 表4 可看出,为了补 偿机臂 1 伸长所造成力和力矩的变化,电机1降速,电机3升速.主动变形四旋翼飞行器在ADRC控制器作用下响应速度明显比PID要快,但也存在着不足:本文利用转速的平方即来映射控制能量,ADRC所需的控制能量略大于PID,即ADRC需要以较大的控制能量为代价实现对主动变形四旋翼较好的控制.除此之外,还发现了主动变形四旋翼单个机臂伸长后,两种控制方法所需的控制能量都有所提升,且PID所需控制能量变化大于ADRC.

图15 ADRC控制输入曲线Fig.15 Curve of ADRC input

图16 PID控制输入曲线Fig.16 Curve of PID input

表4 ADRC与PID控制输入对比Table 4 ADRC and PID control input comparison

5.3 抗扰性能仿真

任何飞行器在实际飞行中难免会受到外部环境的扰 动,尤其是 风场产 生的扰 动.本文采 用Dryden模型[32],通过对标准高斯白噪声的成型滤波得到有色噪声来模拟大气紊流.成型滤波器的传递函数[33]如下:

其中Lu,Lv,Lw和σu,σv,σw表示紊流强度和紊流尺度.四旋翼飞行器主要以低空飞行为主,该飞行条件下紊流强度和紊流尺度计算式[34]如下:

其中u20表示6.096 m高度的风速.

在MATLAB/Simulink环境下搭建紊流风模块,叠加持续风后所形成的风场效果如图17所示.本 文将ADRC控制器,PID控制器和线性二 次(linear quadratic regulator,LQR)控制器 进行对比,分别在4种不同风场条件下进行悬停变形仿真来测试控制器抗扰性能.在第10 s加入变形,变形形式同第4.1节中单个机臂折叠.用作对比的PID参数是通过试凑法整定的.风场条件如下:1) 无风;2) 有紊流风,无持续风;3) 有紊流风,有持续风;4) 有紊流风,有持续风

图17 紊流风场Fig.17 Turbulent flow field

设定初始高度为z0=0,期望高度为zd=5.从图18可以看出,当无风条件下时,ADRC控制器,PID控制器和LQR控制器控制效果并无明显差别;当存在紊流风时,PID控制器和LQR控制器开始出现轻微波动;当存在紊流风和持续风时,PID控制器和LQR控制器波动幅度加剧,实际高度略高于期望高度,并且LQR控制器从第10 s开始受变形和风扰的双重影响,相比于PID控制器高度波动更大;当持续风加大时,PID控制器和LQR控制器调节下的主动变形四旋翼飞行高度明 显高于期望高度.而同 样风场作用下,ADRC控制器能够将主动变形四旋翼稳定地控制在期望高度,控制效果与无风时基本一致,验证了ADRC控制器良好的抗扰性能.

图18 有/无风条件下z通道响应Fig.18 Curve ofz under wind and without wind

由于ESO可以观测系统所受内外扰动,并以此进行控制补偿,所以相比于PID控制器 和LQR控制器,ADRC控制器可以完美地抑制变形扰动和风扰.通过式(15)可知,侧风会使旋翼产生与原升力同向的风扰力,使总升力增大.图19是风场条件4作用下ESO观测到的扰动,可以看出ESO良好的扰动观测性能,观测到的扰动方向和风扰力方向一致.

图19 紊流风扰条件作用下z通道扰动估计Fig.19 Disturbance estimation ofz channel under wind-c

5.4 鲁棒性能仿真

本文所设计的ADRC控制器的鲁棒性利用部分动力单元失效模拟驱动故障来验证.设定初始姿态为,初始高度为z0=0,期望高度为zd=5,在10 s时1号旋翼37%动力失 效(loss of effectiveness,LOE),10 s～15 s进行变形,变形形式取第4.1节中单个机臂伸长,在20 s时2号旋翼动力37%LOE,仿真结果如图20所示.

图20 部分动力单元失效高度及姿态仿真曲线Fig.20 Height and attitude curve of actuator faults

从图20可以看出,两个动力单元相继LOE时,高度小幅度波动后很快恢复稳定;三轴姿态受动力失效和变形影响波动稍大,但也很快趋于稳定;由于LOE作用,10 s～15 s机臂伸长变形对三轴姿态影响相较于第4.1节仿真有所变化.仿真结果表明,所设计的ADRC控制器鲁棒性强,主动变形四旋翼飞行器在其作用下可以良好地实现变形.除此之外在仿真过程中发现,当旋翼40%LOE及以上时,主动变形四旋翼飞行器高度和姿态曲线发散.此时,仅通过ESO和NLSEF对扰动进行观测和补偿已经无法实现系统镇定,在此基础之上可以考虑通过调整控制分配方案进一步提高系统鲁棒性,这也是今后研究重点.

6 结论

本文为了提升多旋翼飞行器 环境适应性,提出了一种机臂可以伸缩和折叠的主动变形四旋翼飞行器,并为其设计了控制分配方案和ADRC控制器.仿真结果表明,基于ADRC控制器的主动变形四旋翼飞行器具有优秀的位姿控制能力,在飞行过程中可以良好地进行变形,能够有效地估计和补偿变形时产生的扰动和紊流风扰,具有较强的 稳定性和抗扰性,同时对系统部分动力失效故障有较强的鲁棒性.