一种基于自抗扰控制的三旋翼姿态控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种三旋翼飞行器姿态控制的方法，具体涉及一种基于自抗扰控制技 术的针对三旋翼模型的姿态控制的方法。
【背景技术】
[0002] 在多旋翼飞行器姿态控制中，姿态控制方法的选取与设计无疑发挥着核心作用， 并且控制方法的控制效果直接影响着姿态控制的精准度。但是，由于控制算法的不精确 性、冗余以及工程范畴的影响，使得多旋翼飞行器在高空飞行各姿态中无法达到理想的状 态，从而对自主航行与定位产生不利的影响。因此，如何在旋翼飞行器姿态控制上设计出 合适的控制方法成为旋翼飞行器姿态控制上至关重要的一步。目前，针对具有对称结构 的飞行器姿态控制问题主要有以下几种控制方法：PID控制法，LQR控制法，鲁棒控制法， Backstepping控制法，自适应控制法等。但是，针对不对称结构的多旋翼飞行器控制方法 技术的研宄还处于起步阶段，在工程上应用广泛的仍旧是PID控制方法，PID控制方法具有 参数精简，时效性好，控制效果明显等优点，但是对于非线性模型，PID控制方法也有它的局 限性，对于微小的角度时效性控制以及一些随机发生的外部干扰的控制不具有特别好的效 果。所以，对于非线性模型，尤其是针对旋翼飞行器的控制方法的研宄在当下成为多旋翼飞 行器姿态控制研宄的关键技术。
[0003] 1988年韩京清先生正式提出ADRC(自抗扰控制技术）思想，目前已有大量学者积 极致力于将ADRC应用于实际应用中，用其来解决实际控制工程的问题，同时，关于ADRC的 内在机理和理论分析也在同步地不断深入研宄。ADRC是基于经典PID的控制思想发展而 来的，它汲取了 PID控制思想精髓，并对其不足做出了改进：采用TD提取给定信号的微分信 号；采用ESO对系统不确定性（包括系统未建模部分以及内外扰动）进行估计；根据ESO估 计得出的不确定性对控制量进行实时补偿；ADRC可以处理大范围以及非线性、时变、耦合 等复杂结构形式的不确定性系统，控制器结构简单，并且可以保证闭环系统良好的动态性 能将状态误差以非线性加权形式进行组合。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的是提出一种基于ADRC(自抗扰控制技术），目的是为了针对一种结 构的三旋翼在原有PID控制方法的基础上引入跟踪微分器（TD)，扩张状态观测器（ESO)，非 线性误差反馈率（NLSEF)建立一套完整的三旋翼姿态控制方法。该方法既能对系统模型中 的不确定因素和外部干扰进行动态观测，又不影响控制器的控制品质，具有良好的鲁棒性 和适应能力。
[0005] -种基于自抗扰控制技术的三旋翼姿态控制的方法，流程图如图1所示，包括以 下步骤：
[0006] 步骤一，三旋翼模型的机械结构结构确定，将这三旋翼模型的机械结构作为被控 对象进行分析，确定被控对象的输入输出量及控制量：
[0013] 式中，X，Y，Z表示飞行器在X，Y，Z轴上的位移偏移量，P，0，$表示当前飞 行器在X，Y，Z三个轴上角度的偏移量，分别表示俯仰，横滚，偏移角；相应的，；c，z 表示在X，Y，Z三个轴上的位移加速度，表示飞行器绕着三轴上的角加速度。 u(1)，u(2)，u(3)，u(4)则表示z轴和解耦后三个电机通过线性组合后对于三轴上姿态改变 的直接输入量；Ix,Iy,Iz表示飞行器在X，Y,Z三个轴上的转动惯量；m,g分别表示飞行器的 质量以及地球的重力加速度。
[0014] 步骤二，通过自抗扰控制技术中的跟踪微分器（TD)对被控对象的参考输入安排 过渡过程并提取它的微分信号；
[0017] 式中分别表示跟踪微分器经过跟踪输入信号得出的两个输出跟踪信号； a为速度因子，a越大，其跟踪微分器输出Xl就越接近原始信号，当a大到一定程度时候，微 分输出x2会出现抖动的现象。y和h为需要调节的参数，Y影响TD的跟踪速度，Y加大 则跟踪加快，但是如果Y过大则跟踪的微分信号会出现超调，h为微积分步长，步长越小跟 踪越精确。
[0018] 步骤三，通过自抗扰控制技术中的扩张状态观测器（ESO)对三旋翼飞行器飞行状 态中的不确定因素和外部干扰进行动态观测与估计；
[0020] 为避免高频颤振现象的出现，式中取得函数fal(e，a，S)在原点附近具有线性 段的连续的幂次函数：
[0022] 式中，y为控制系统最后的输出值，Zl，z2,z3为扩张状态观测器观测的三个输出值， a为0到1之间的常数，a越小，跟踪越快，但滤波效果会变差；S为影响滤波效果的常数， S越大，滤波效果越好；为可选取的参数。适当的增大0w可以抑制过渡过 程中出现的超调，适当的增大可以加快响应速度，缩短过渡过程，0 ^还决定着对扰动 估计滞后的大小，越大则扰动就越小，但0w过大的话会引起估计值振荡。通过对自抗 扰控制器的每个模块进行设计和参数整定之后，用来控制飞行器的姿态。
[0023] 步骤四，通过自抗扰控制中的非线性状态误差反馈律（NLSEF)来构成系统的控制 量。
[0024] 为了更有效地把fhan(Xpx2,y，h)用于状态反馈中，引入阻尼因子c来把 fhan(Xi,x2,y，h)中的变量x2改成cx2，得；fhan(Xi,cx2,y，h) 〇
[0025] 步骤五，在控制过程中对各部分的参数进行调整，从而对三旋翼模型姿态控制有 一个良好的效果。
[0026] 在实施方法的过程中，在三旋翼飞行器上的惯导模块测量出飞行器此时的俯仰、 横滚、偏航角，如图2所示，通过扩张状态观测器得出 21、22、23,21、22作为反馈量与输入量经 过跟踪微分器的Vl、V2的差值经过非线性状态误差反馈律运算与Z3的差值通过倍数b^，得 到模型的输入量，输入量通过PWM波控制三个电机的转速，对于已经解耦的三旋翼模型中， 可以通过俯仰，横滚，偏航三个通道对于三旋翼模型实施姿态上的调整，从而达到理想的目 标状态。
[0027] 与现有技术相比，本发明的优点在于：
[0028] (1)本发明相比于传统的PID控制方法，自抗扰控制方法具有更好的跟踪信号的 优势；并且针对于随机的白噪声抗干扰信号具有很好的抗干扰性；
[0029] (2)本发明对未知模型的系统，以及非对称旋翼飞行器的姿态控制具有一定的有 效性和时效性，通过跟踪微分器，非线性反馈率和扩张状态观测器的设计和运用从而提高 了算法的自主性。
【附图说明】
[0030] 图1为本发明所涉及的自抗扰控制器的结构图；
[0031] 图2为本发明三通道解耦后基于ADRC控制方法示意图；
[0032] 图3为本发明的模型的机械结构图；
[0033] 图4为本发明硬件部分构成图；
[0034] 图5为本发明执行机构工作示意图；
[0035] 图中：1、螺旋桨，2、电机，3、机身，4、机盖，5、惯导模块，6、核心板，7、电池，8、电池 架，9、支架。
【具体实施方式】
[0036] 下面结合附图和【具体实施方式】对本发明做进一步说明。
[0037]图3为三旋翼模型的机械结构图，三旋翼外接圆的半径约为17cm，质量约2. 0kg; 三旋翼模型的机械结构包括螺旋桨（1)、电机（2)、机身（3)、机盖（4)、惯导模块（5)、核心板 (6)、电池（7)、电池架（8)、支架（9);螺旋桨⑴与电机⑵相连；电机⑵安装在机身（3) 上；螺旋桨（1)与电机（2)组成一组旋翼，布置在机身（3)上的三个旋翼中心与机身（3)的 中心连线各成120度；电池（7)安装在机身（3)的底部；惯导模块（5)安装在机身（3)的顶 部；核心板（6)安装在机身⑶的顶部中心；电池架⑶设置在机身⑶的底部四周。
[0038] 本发明所述方法的硬件部分的示意图如图4所示，主要包括以下几个部分：
[0039] 惯导模块用以实时监测飞行器在飞行过程中的位置和姿态，惯导模块由三轴陀螺 仪传感器、GPS、罗盘、加速度计组成，其中三轴陀螺仪传感器和加速度计确定飞行器在飞行 状态下的姿态，GPS和罗盘通过定位飞行器当前的绝对位置，实时监控飞行器的动向和相对 位置。
[0040] 执行模块的核心处理器为AVR公司的微型处理器Atmega2560, Atmega2560驱动电 路通过发出PWM波使驱动电路驱动电机，使得电机灵活改变当前的转速从而调节飞行器的 姿态。
[0041]电源模块锂电池供电，再通过电源分配模块使惯导模块、Atmega2560、驱动电路供 电，针对不同模块采取不同电压值的