許景輝 馬 賀 周建峰 田鈺強(qiáng) 韓文霆

(1.西北農(nóng)林科技大學(xué)水利與建筑工程學(xué)院， 陜西楊凌 712100； 2.西北農(nóng)林科技大學(xué)旱區(qū)農(nóng)業(yè)水土工程教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室， 陜西楊凌 712100； 3.密蘇里大學(xué)食品與生物工程系, 哥倫比亞 MO 65211； 4.西北農(nóng)林科技大學(xué)中國旱區(qū)節(jié)水農(nóng)業(yè)研究院， 陜西楊凌 712100)

0 引言

傾轉(zhuǎn)三旋翼垂直起降無人機(jī)是一種兼具固定翼無人機(jī)的高速、高效率飛行與多旋翼無人機(jī)垂直起降能力的新型飛行器[1]，有效解決了旋翼機(jī)能效低和固定翼無人機(jī)對(duì)起飛彈射要求高等問題[2-5]。傾轉(zhuǎn)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(shù)、微機(jī)電傳感器與自動(dòng)控制技術(shù)的進(jìn)步，傾轉(zhuǎn)旋翼垂直起降無人機(jī)的卓越特性日益凸顯。傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)主要有3種構(gòu)型：雙旋翼傾轉(zhuǎn)旋翼、三旋翼傾轉(zhuǎn)旋翼和四旋翼傾轉(zhuǎn)旋翼。其中，三旋翼型傾轉(zhuǎn)旋翼無人機(jī)以其結(jié)構(gòu)緊湊、抗風(fēng)能力強(qiáng)、飛行效率高等優(yōu)點(diǎn)，逐漸成為垂直起降無人機(jī)的主流構(gòu)型。楊陽等[6]對(duì)三旋翼飛行器進(jìn)行了動(dòng)力學(xué)分析與建模。陳琦等[7]對(duì)傾轉(zhuǎn)三旋翼飛行器關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行初步探索，并對(duì)傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)的懸停控制與模態(tài)轉(zhuǎn)換進(jìn)行了建模分析[8-9]。

無人機(jī)飛行控制包括飛行軌跡控制與姿態(tài)控制。飛行軌跡控制通常又由姿態(tài)控制實(shí)現(xiàn)，因而姿態(tài)控制是無人機(jī)飛控系統(tǒng)的核心內(nèi)容[10]。針對(duì)無人機(jī)的姿態(tài)控制問題，國內(nèi)外學(xué)者在控制器設(shè)計(jì)上做了大量研究。其中除PID控制器以及各類改進(jìn)型PID控制器外，反步控制、非線性H∞、自適應(yīng)抗擾控制(ADRC)等都表現(xiàn)出良好控制效果[11-15]。BOUABDALLAH等[16]提出的反步控制在相對(duì)高擾動(dòng)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(shí)能夠?qū)d機(jī)進(jìn)行有效的姿態(tài)控制。劉剛等[17]借助已建立的運(yùn)動(dòng)模型和電機(jī)模型，設(shè)計(jì)了內(nèi)環(huán)路采用自抗擾控制、外環(huán)路采用經(jīng)典PID的控制系統(tǒng)。研究表明，ADRC控制能較好地對(duì)系統(tǒng)內(nèi)擾與外擾進(jìn)行估計(jì)補(bǔ)償，實(shí)現(xiàn)小角度姿態(tài)控制。陳增強(qiáng)等[18]將自抗擾控制與廣義預(yù)測(cè)控制(GPC)相結(jié)合，設(shè)計(jì)了一種自抗擾廣義預(yù)測(cè)控制器(ADRC-GPC)。ADRC-GPC能夠滿足快速性與準(zhǔn)確性控制要求，并能有效克服系統(tǒng)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(dòng)態(tài)響應(yīng)性能與抗干擾性能，但由于其控制算法依賴于精確的數(shù)學(xué)模型，運(yùn)算量大，數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)處理對(duì)控制器的性能要求較高，且參數(shù)整定十分困難，所以實(shí)現(xiàn)起來難度較大。因此，本文在傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)的姿態(tài)控制器上采用一種改進(jìn)的串級(jí)PID控制方法。在飛機(jī)結(jié)構(gòu)上，提出一種傾轉(zhuǎn)三旋翼結(jié)構(gòu)，通過前置傾轉(zhuǎn)旋翼有效解決傾轉(zhuǎn)旋翼飛行器在飛行模式過渡時(shí)的操縱冗余和操縱分配問題。針對(duì)上述傾轉(zhuǎn)三旋翼垂直起降無人機(jī)(以下簡稱傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī))懸停狀態(tài)下的姿態(tài)控制問題，設(shè)計(jì)飛行控制系統(tǒng)，并進(jìn)行驗(yàn)證。

1 傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)工作原理

傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)主要由機(jī)身、旋翼、傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)組成，圖1為樣機(jī)。其中，機(jī)身采用翼身融合構(gòu)造的全翼式機(jī)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(gè)旋翼中，前置旋翼直徑為127 mm，布置于機(jī)頭處，可以左右傾轉(zhuǎn)。左右旋翼直徑為228 mm，于機(jī)身后緣左右對(duì)稱布置，可以前后(上下)傾轉(zhuǎn)。在直升機(jī)模式下，左右旋翼處于垂直狀態(tài)(可同步前后傾轉(zhuǎn))，當(dāng)左右旋翼同步向后傾轉(zhuǎn)時(shí)可進(jìn)行縱向機(jī)動(dòng)與飛行模式切換；左右旋翼傾轉(zhuǎn)至水平位置(可上下傾轉(zhuǎn))對(duì)應(yīng)固定翼模式。

圖1 傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)實(shí)驗(yàn)樣機(jī)Fig.1 Tilt tri-rotor experimental prototype1.前置旋翼 2.強(qiáng)傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu) 3.左旋翼 4.右旋翼

傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)具有直升機(jī)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(jī)模式：3個(gè)旋翼產(chǎn)生的拉力提供升力，3個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速控制飛行高度，左右旋翼差速控制滾轉(zhuǎn)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(zhuǎn)控制機(jī)身偏航角。在直升機(jī)模式下，將載機(jī)俯仰角始終鎖定為水平位置，通過3個(gè)旋翼加、減轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)升降運(yùn)動(dòng)，通過左右橫滾實(shí)現(xiàn)橫向偏移運(yùn)動(dòng)，通過左右旋翼同步前后傾轉(zhuǎn)實(shí)現(xiàn)縱向偏移運(yùn)動(dòng)，通過改變前置旋翼傾轉(zhuǎn)角度可以實(shí)現(xiàn)對(duì)載機(jī)進(jìn)行自旋運(yùn)動(dòng)控制。表1為直升機(jī)模式下的操縱機(jī)制。

表1 直升機(jī)模式操縱機(jī)制Tab.1 Control mechanism in helicopter mode

(2)固定翼模式：機(jī)翼產(chǎn)生的氣動(dòng)力提供升力，前置旋翼停止運(yùn)行。左右旋翼的傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)分別向上、下傾轉(zhuǎn)控制滾轉(zhuǎn)角，左右旋翼傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)同步向上、下傾轉(zhuǎn)控制俯仰角，左右旋翼差速控制機(jī)身偏航角。表2為固定翼模式下的操縱機(jī)制。

表2 固定翼模式操縱機(jī)制Tab.2 Control mechanism in airplane mode

2 飛行控制系統(tǒng)硬件設(shè)計(jì)

傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)飛行控制系統(tǒng)硬件架構(gòu)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(jī)與電機(jī)組成的驅(qū)動(dòng)器模塊。傳感器模塊包括十軸組合慣性導(dǎo)航模塊、激光測(cè)距傳感器、空速傳感器等。其中十軸組合慣性導(dǎo)航模塊包括三軸陀螺儀、三軸加速度計(jì)、三軸地磁計(jì)、氣壓傳感器、GPS+北斗雙模衛(wèi)星定位導(dǎo)航模塊以及一塊基于ARM Cortex-M0架構(gòu)的微處理器用于數(shù)據(jù)處理。主控制器模塊用于獲取控制指令和各個(gè)傳感器采集到的數(shù)據(jù)并執(zhí)行相應(yīng)的控制算法，同時(shí)通過333 Hz的PWM波對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)速與伺服舵機(jī)傾轉(zhuǎn)角度進(jìn)行調(diào)節(jié)。無線通信模塊采用基于2.4 GHz無線電的數(shù)傳模塊，用于無人機(jī)與地面站的通訊，實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)顯示與控制參數(shù)的調(diào)整。在整個(gè)硬件架構(gòu)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(gè)處理器的運(yùn)算壓力，從而提升飛控系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定性。圖2為傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)飛行控制器硬件結(jié)構(gòu)圖。

圖2 飛行控制器硬件結(jié)構(gòu)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(nèi)核的STM32F103VET6微控制器作為主控芯片。STM32系列微控制器內(nèi)部集成多個(gè)時(shí)鐘定時(shí)器、多路信號(hào)采集通道和PWM輸出通道，十分適用于電機(jī)、舵機(jī)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(gè)模塊進(jìn)行通信。由于本文采用雙處理器設(shè)計(jì)，顯著降低了主控模塊處理器的運(yùn)算壓力，其72 MHz的主頻完全滿足本控制系統(tǒng)對(duì)于運(yùn)算速度的要求。

2.2 傳感器模塊

傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)飛行控制系統(tǒng)硬件架構(gòu)中的傳感器模塊以十軸組合慣性導(dǎo)航模塊為核心，該模塊用于實(shí)時(shí)采集載機(jī)平臺(tái)空間姿態(tài)與位置信息。模塊集成了三軸高精度陀螺儀、加速度計(jì)、地磁場傳感器以及氣壓傳感器，同時(shí)配備了GPS+北斗雙模衛(wèi)星定位導(dǎo)航模塊進(jìn)而形成了GPS-IMU組合慣性測(cè)量單元。模塊上集成有基于ARM Cortex-M0 架構(gòu)的高性能處理器，執(zhí)行先進(jìn)的動(dòng)力學(xué)解算與卡爾曼濾波算法。結(jié)合卡爾曼動(dòng)態(tài)濾波算法，能夠在動(dòng)態(tài)環(huán)境下快速求解出模塊當(dāng)前的實(shí)時(shí)運(yùn)動(dòng)姿態(tài)。其中，三軸高精度陀螺儀能夠?qū)崿F(xiàn)±250、±500、±1 000、±2 000(°)/s量程的角速率感測(cè)。采用數(shù)字濾波技術(shù)，能夠有效地降低測(cè)量噪聲，提高測(cè)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?qū)崿F(xiàn)靜態(tài)0.05°、動(dòng)態(tài)0.1°的姿態(tài)測(cè)量精度。加速度計(jì)能夠?qū)Ω鬏S向?qū)崿F(xiàn)±2、±4、±8、±16g量程的加速度感測(cè)，其測(cè)量精度為0.01g，用于對(duì)模塊空間運(yùn)動(dòng)加速度進(jìn)行測(cè)量。三軸地磁計(jì)用于測(cè)量各軸地磁場強(qiáng)度，從而計(jì)算出載機(jī)平臺(tái)航向。為了提高測(cè)量精度，在姿態(tài)解算時(shí)將3種傳感器配合使用[19-20]。氣壓傳感器用于實(shí)時(shí)感測(cè)模塊所處位置的大氣壓強(qiáng)，通過大氣壓強(qiáng)可計(jì)算出模塊所處高度。組合慣性導(dǎo)航模塊采用串口通信，其通信速率為2 400～921 600 b/s，能夠?qū)崿F(xiàn)最大200 Hz的數(shù)據(jù)輸出速率。由于傳感器模塊集成了用于數(shù)據(jù)處理的處理器，經(jīng)由串口輸出到主控制器模塊的全部數(shù)據(jù)均為可以直接使用的有效數(shù)據(jù)，從而降低了主控制器模塊的運(yùn)算負(fù)擔(dān)。

2.3 驅(qū)動(dòng)器模塊

傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)飛行控制系統(tǒng)在直升機(jī)模式、固定翼模式下對(duì)電機(jī)響應(yīng)性能與伺服舵機(jī)響應(yīng)速度、精度有著較高要求。為此，在電機(jī)選型上采用響應(yīng)速度快、線性工作區(qū)域大并且電機(jī)參數(shù)與旋翼規(guī)格相匹配的外轉(zhuǎn)子無刷電機(jī)(恒力源2316型)。所選電機(jī)由電子調(diào)速器(ESC)驅(qū)動(dòng)并控制其轉(zhuǎn)速；采用高壓、高速伺服舵機(jī)用于驅(qū)動(dòng)旋翼傾轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)。通過配置STM32的內(nèi)部時(shí)鐘與GPIO引腳輸出333 Hz(周期為3 000 μs)的PWM波實(shí)現(xiàn)對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)速與舵機(jī)傾轉(zhuǎn)角進(jìn)行控制。當(dāng)輸入ESC的PWM波脈寬為1 000 μs時(shí)，電機(jī)轉(zhuǎn)速為零；當(dāng)脈寬為2 000 μs時(shí)，電機(jī)轉(zhuǎn)速為全速。舵機(jī)傾轉(zhuǎn)角與輸入PWM波的脈寬呈線性關(guān)系，且當(dāng)輸入舵機(jī)的PWM脈寬為500 μs時(shí)，舵機(jī)臂處于起始位置；當(dāng)輸入脈寬為1 500 μs時(shí)，舵機(jī)臂相對(duì)起始位置傾轉(zhuǎn)90°處于中立位置；當(dāng)輸入脈寬為2 500 μs時(shí)，舵機(jī)臂相對(duì)起始位置傾轉(zhuǎn)180°處于極限傾轉(zhuǎn)位置。

2.4 電源模塊

為滿足整機(jī)供電需求并配平載機(jī)重心，采用兩塊2 200 mA·h的11.1 V鋰聚合物電池并聯(lián)后為電子調(diào)速器供電。同時(shí)，經(jīng)由獨(dú)立的降壓模塊降壓后，實(shí)現(xiàn)精確、穩(wěn)定的5 V電壓輸出，用于飛控系統(tǒng)中的各個(gè)模塊供電，以此確保主控制器模塊與各個(gè)傳感器模塊能夠持續(xù)穩(wěn)定運(yùn)行。

2.5 無線通信模塊

在傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)飛行控制系統(tǒng)開發(fā)與調(diào)試過程中，需要通過上位機(jī)軟件對(duì)飛行數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)采集與顯示，并通過上位機(jī)的數(shù)據(jù)編輯與發(fā)送功能對(duì)飛行控制系統(tǒng)的關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行設(shè)定與修改[21]。為確保無線連接穩(wěn)定性，實(shí)現(xiàn)雙向通信功能，并且滿足飛行數(shù)據(jù)傳輸對(duì)通信速率的要求，采用HC-05型藍(lán)牙串口模塊。該模塊具有最大200 mW的發(fā)射功率，有效通訊距離不小于10 m，能夠滿足控制系統(tǒng)調(diào)試的距離要求。其通過USART與主控制器模塊進(jìn)行通信，并通過基于2.4 GHz無線電的藍(lán)牙2.0協(xié)議直接與帶有藍(lán)牙適配器的便攜式計(jì)算機(jī)建立起無線通信鏈路。

3 飛行控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)

傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)飛行控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)主要包括：解析遙控指令，獲取組合慣性導(dǎo)航模塊與空速傳感器等傳感器數(shù)據(jù)，執(zhí)行姿態(tài)控制算法并操作GPIO口輸出PWM波控制電機(jī)與伺服舵機(jī)最終實(shí)現(xiàn)姿態(tài)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(dǎo)航模塊集成了數(shù)據(jù)處理單元，可直接輸出有效姿態(tài)數(shù)據(jù)與位置數(shù)據(jù)，故未另行構(gòu)造基于四元數(shù)的互補(bǔ)濾波算法。在控制律設(shè)計(jì)上，由于傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)是三軸直升機(jī)與固定翼飛行器的結(jié)合體，其操縱控制同樣分為兩部分：直升機(jī)模式、固定翼模式。本文針對(duì)直升機(jī)模式(懸停狀態(tài))下的操縱控制方案，設(shè)計(jì)了相應(yīng)的控制律。

圖3 控制程序流程圖Fig.3 Flow chart of program

當(dāng)傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)處于直升機(jī)模式時(shí)，其姿態(tài)控制的飛行器動(dòng)力學(xué)機(jī)理等同于常規(guī)的三旋翼飛行器。陳政等[22]對(duì)三旋翼機(jī)進(jìn)行了基于Simscape的三軸飛行器建模與仿真研究，本文在此基礎(chǔ)上提出了一種串級(jí)PID控制器，并對(duì)所建立的模型及控制器進(jìn)行了仿真實(shí)驗(yàn)。所設(shè)計(jì)的姿態(tài)控制器在俯仰角與滾轉(zhuǎn)角上采取以角度環(huán)為外環(huán)，其輸入為期望姿態(tài)角與實(shí)時(shí)姿態(tài)角的偏差，內(nèi)環(huán)為角速度環(huán)，其輸入為外環(huán)輸出的期望角速度與實(shí)時(shí)角速度的偏差，圖4為其控制原理框圖。采用單級(jí)位置式PID控制偏航角速度，其輸入為期望角速度與實(shí)時(shí)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(jī)與舵機(jī)，圖5為單級(jí)PID控制原理框圖。

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

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

PID控制系統(tǒng)主要由PID控制器和被控對(duì)象組成。作為一種線性控制器，它根據(jù)設(shè)定值ysp(t)和實(shí)際輸出值y(t)構(gòu)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(gòu)成控制量u(t)，對(duì)被控量進(jìn)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(xiàng)系數(shù)

Ti——積分時(shí)間常數(shù)

Td——微分時(shí)間常數(shù)

由于計(jì)算機(jī)控制是采樣控制，需對(duì)式(1)做離散化處理

(2)

(3)

(4)

近似將其轉(zhuǎn)換為

(5)

式中T——采樣周期

k——采樣序號(hào)，k=0，1，2，…

Ki——積分項(xiàng)系數(shù)

Kd——微分項(xiàng)系數(shù)

參照式(5)，在Keil MDK-ARM開發(fā)環(huán)境里用C語言代碼實(shí)現(xiàn)俯仰、橫滾、偏航3個(gè)運(yùn)動(dòng)自由度的PID控制律。在實(shí)際應(yīng)用中，為確保采樣時(shí)間T始終為常數(shù)，將以上控制律配置為周期為5 ms的定時(shí)器中斷。同時(shí)觀察所設(shè)計(jì)的PID控制器調(diào)節(jié)效果以便于參數(shù)整定，以50 Hz的頻率向上位機(jī)軟件發(fā)送姿態(tài)信息與控制器各項(xiàng)關(guān)鍵參數(shù)，包括實(shí)時(shí)歐拉角、各軸實(shí)時(shí)角速率，控制器期望值以及PID控制器的比例、積分、微分項(xiàng)數(shù)值等。通過上位機(jī)軟件對(duì)以上數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)波形分析，對(duì)原先設(shè)計(jì)的PID控制器做如下調(diào)整：積分作用增大了系統(tǒng)慣性，為減小積分項(xiàng)造成的超調(diào)與振蕩，防止偏差始終存在而造成積分項(xiàng)溢出導(dǎo)致控制系統(tǒng)發(fā)散，將積分項(xiàng)按5%調(diào)節(jié)行程限幅。將比例項(xiàng)按35%調(diào)節(jié)行程限幅，這樣能夠在確?？刂破黜憫?yīng)速度的前提下有效抑制姿態(tài)傳感器噪聲干擾及遙控器快速打桿造成的機(jī)身抖動(dòng)。微分作用的引入，主要用于改善控制系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能，使控制信號(hào)相位超前，提高系統(tǒng)相位裕度[23]。由于微分作用對(duì)噪聲干擾十分敏感，為防止微分項(xiàng)放大系統(tǒng)噪聲導(dǎo)致參數(shù)整定難度增大，在微分項(xiàng)引入不完全微分，即在微分項(xiàng)增加一個(gè)一階慣性環(huán)節(jié)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(jié)構(gòu)圖Fig.6 Block diagram of incomplete derivative PID

4 PID參數(shù)整定

本文所設(shè)計(jì)的飛行控制系統(tǒng)可通過上位機(jī)軟件的數(shù)字示波器功能對(duì)各個(gè)控制通道的期望值與實(shí)時(shí)值做波形分析，為參數(shù)整定提供參考，并通過數(shù)據(jù)編輯與發(fā)送功能將設(shè)定的參數(shù)實(shí)時(shí)導(dǎo)入飛行控制系統(tǒng)。在無人機(jī)上采用工程整定法的規(guī)律如下：

增大比例項(xiàng)系數(shù)Kp有利于加快系統(tǒng)響應(yīng)速度，其表現(xiàn)為：無人機(jī)對(duì)給定量(期望角度、期望角速度)的變化，響應(yīng)更加迅速。合適的比例項(xiàng)系數(shù)能使無人機(jī)姿態(tài)較快地達(dá)到期望值并收斂。

積分項(xiàng)的引入主要用于消除穩(wěn)態(tài)誤差，增大積分項(xiàng)系數(shù)Ki有利于消除靜態(tài)誤差并提高響應(yīng)速度，提升無人機(jī)角度或角速度控制精度。

微分項(xiàng)用于加大系統(tǒng)阻尼，增加微分項(xiàng)系數(shù)Kd有利于加強(qiáng)系統(tǒng)抗干擾性能，提升穩(wěn)定性，但過大的Kd會(huì)減緩系統(tǒng)響應(yīng)速度并產(chǎn)生高頻振蕩，其表現(xiàn)為無人機(jī)機(jī)身劇烈振動(dòng)。合理的微分項(xiàng)系數(shù)能夠有效減小無人機(jī)姿態(tài)變化時(shí)姿態(tài)角或角速度振幅與振蕩頻率。

傾轉(zhuǎn)三旋翼機(jī)飛行控制系統(tǒng)在俯仰角、橫滾角上采用串級(jí)控制，偏航角控制上采用單級(jí)PID對(duì)偏航角速度進(jìn)行控制。串級(jí)PID控制器參數(shù)整定順序?yàn)椋合日▋?nèi)環(huán)參數(shù)，當(dāng)內(nèi)環(huán)即角速度控制器達(dá)到較為理想的控制效果以后再整定外環(huán)參數(shù)。在參數(shù)整定時(shí)為確保安全，將載機(jī)平臺(tái)用尼龍繩懸吊。通過反復(fù)測(cè)驗(yàn)，最終確定控制器各項(xiàng)參數(shù)如表3所示。

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

將最終確定的參數(shù)導(dǎo)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(shí)時(shí)值，并繪制對(duì)比曲線，如圖7～9所示。

圖7 橫滾角姿態(tài)曲線Fig.7 Attitude curves of roll angle

圖8 俯仰角姿態(tài)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(jié)論

(1)基于STM32系列微控制器，對(duì)傾轉(zhuǎn)三旋翼垂直起降無人機(jī)的懸停操縱控制系統(tǒng)進(jìn)行了設(shè)計(jì)，通過串級(jí)PID控制器，實(shí)現(xiàn)了傾轉(zhuǎn)三旋翼垂直起降無人機(jī)的穩(wěn)定懸停功能。

(2)通過串級(jí)PID參數(shù)設(shè)計(jì)，在實(shí)驗(yàn)中獲取了懸停狀態(tài)下最優(yōu)姿態(tài)控制參數(shù)。其中橫滾角的內(nèi)環(huán)采用PD控制(Kp為8.371，Kd為3.015)，外環(huán)采用PD控制(Kp為5.1，Kd為1.15)；俯仰角的內(nèi)環(huán)采用PD控制(Kp為3.137，Kd為1.6)，外環(huán)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(shè)計(jì)理論值和實(shí)測(cè)值有很好的耦合關(guān)系。

(3)采用不完全微分PID控制器串級(jí)控制方法，能很好地提高傾轉(zhuǎn)三旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制響應(yīng)速度與穩(wěn)定性，對(duì)后續(xù)傾轉(zhuǎn)三旋翼構(gòu)型的垂直起降無人機(jī)飛行控制研究具有指導(dǎo)意義。

(4)實(shí)現(xiàn)了傾轉(zhuǎn)三旋翼式垂直起降無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，結(jié)合懸停姿態(tài)控制要求，確定了串級(jí)PID最優(yōu)控制參數(shù)，為傾轉(zhuǎn)三旋翼式垂直起降無人機(jī)飛行軌跡控制研究奠定了基礎(chǔ)。