梅 蓉

(南京森林警察學(xué)院偵查學(xué)院,南京 210023)

在人工智能技術(shù)大力發(fā)展的當今,無人機技術(shù)與系統(tǒng)得到了國內(nèi)外學(xué)者的廣泛研究．由于小型無人直升機具有重量輕、成本低、機動性能好等特點,使其成為研究熱點[1]．目前,小型無人直升機系統(tǒng)控制方法包括傳統(tǒng)的PID控制[2]、自適應(yīng)控制[3]、H∞控制、動態(tài)逆控制、受限控制[4]、Backstepping控制[5]、滑?？刂芠6]和LQR線性控制[7]等．為了有效處理無人直升機所受擾動帶來的影響,國內(nèi)外學(xué)者提出了不同的魯棒抗擾飛行控制方法,方星等[8]采用干擾觀測器對系統(tǒng)所受到的未知外部干擾進行了有效估計,并根據(jù)觀測器的輸出,在控制器中引入干擾補償項,能有效消除外部擾動對控制系統(tǒng)性能的影響,證實了在小型無人直升機系統(tǒng)的飛行控制器設(shè)計中,引入干擾觀測器技術(shù)可提高飛行控制的魯棒性和安全性;He等[9]提出了一種基于干擾觀測器和Backstepping方法的直升機魯棒飛行控制方法,但干擾觀測器難以有效處理系統(tǒng)所受到的噪聲影響;周來宏等[10]在Backstepping控制方法的基礎(chǔ)上,增加了誤差積分和飽和函數(shù),設(shè)計了積分飽和Backstepping控制策略,用于抵抗無人機飛行過程中受到的常值干擾和變值干擾．為了有效處理小型無人直升機系統(tǒng)受到的噪聲影響,本文擬在干擾觀測器的基礎(chǔ)上,引入H∞控制方法,使干擾對系統(tǒng)的影響降到最低,并滿足給定的性能指標．

1 動力學(xué)模型

(1)

(2)

其中g(shù)為重力加速度,τe為無人直升機揮舞運動的時間常數(shù),Zlon和Zlat為周期變距到揮舞角的穩(wěn)態(tài)增益,Au和Bv為系統(tǒng)參數(shù),Ma為機俯仰力矩穩(wěn)定導(dǎo)數(shù),Lb為機滾轉(zhuǎn)力矩穩(wěn)定導(dǎo)數(shù)．為方便,模型可統(tǒng)一寫為

(3)

其中x,y為系統(tǒng)的狀態(tài)和輸出,A為狀態(tài)系數(shù)矩陣,C為輸出矩陣,B為輸入矩陣,Bn為噪聲輸入矩陣,u為系統(tǒng)輸入,d和n分別為系統(tǒng)的未知時變干擾和環(huán)境噪聲干擾．參數(shù)A,B,Bn的具體表達形式由式(1)和式(2)給出,C為相應(yīng)維數(shù)的單位行向量．

為了給小型無人直升機設(shè)計基于干擾觀測器的H∞控制方法,給出如下假設(shè):

假設(shè)2系統(tǒng)(3)中所有狀態(tài)變量均可測．

本文的控制目標是針對小型無人直升機系統(tǒng)(3)設(shè)計一種基于干擾觀測器的H∞控制方法,使其在外部未知輸入干擾和環(huán)境噪聲作用下滿足性能指標‖z‖≤γ‖n‖2,其中z為閉環(huán)系統(tǒng)狀態(tài),系統(tǒng)噪聲干擾的減弱水平指標γ>0．

2 控制律設(shè)計

3 仿真結(jié)果

表1 小型無人直升機相關(guān)參數(shù)Tab.1 Related parameters of the small unmanned helicopter

在所設(shè)計的H∞飛行控制器作用下,小型無人直升機的飛行控制仿真結(jié)果見圖1,2．從圖1和圖2可以看出,在輸入干擾和外部噪聲的影響下,盡管在初始時刻有較大的控制誤差,但在控制器作用下實現(xiàn)了對輸入干擾和外部噪聲的抑制,最終實現(xiàn)了在輸入干擾和外部噪聲共同作用下的魯棒抗擾控制．

圖1 小型無人直升機縱向控制結(jié)果Fig.1 Longitudinal control results of the small unmanned helicopter

圖2 小型無人直升機橫向控制結(jié)果Fig.2 Lateral control results of the small unmanned helicopter

4 結(jié)論

本文針對高階、強非線性、強耦合、多輸入、多輸出的小型無人直升機系統(tǒng),考慮輸入干擾和外部噪聲的影響,設(shè)計了一種基于干擾觀測器的H∞控制方法．對由外部系統(tǒng)產(chǎn)生的未知時變輸入干擾,設(shè)計了干擾觀測器對其進行逼近．同時利用干擾觀測器的逼近輸出,設(shè)計了小型無人直升機的H∞控制器,實現(xiàn)了對輸入干擾和外部噪聲的良好魯棒控制性能．