针对无人直升机的位置和姿态控制中存在不确定和外部干扰的悬停问题, 提出一种基于滑模方法的有限时间飞行控制策略。首先, 对无人直升机的六自由度模型进行分析, 将模型分为位置模型和姿态模型两个部分; 其次, 在悬停状态下对模型做简化处理, 根据位置和姿态之间的特点以及控制要求, 分别采用非奇异终端滑模和积分滑模设计位置控制器和姿态控制器, 并在Lyapunov理论框架下证明系统误差能在有限时间内收敛至平衡点; 最后, 通过仿真分析表明该控制策略具有良好的控制性能。
无人直升机 非奇异终端滑模 积分滑模 位置控制 姿态控制 有限时间收敛 unmanned helicopter non-singular terminal sliding mode integral sliding mode position control attitude control finite-time convergence
1 天津工业大学 机械工程学院，天津300387
2 北京清航紫荆装备科技有限公司，北京10101
3 清华大学 航天航空学院，北京100084
4 内蒙古工业大学 航空学院，呼和浩特010051
为了使交叉双旋翼无人直升机在全球定位系统（Global Positioning System，GPS）信号干扰的情况下实现平稳的自主降落，采用AprilTags视觉基准系统中的TAG36H11图像作为降落地标，并基于该降落地标设计了一种视觉辅助的交叉双旋翼无人直升机自主降落控制系统。对降落地标进行图像预处理，基于Canny边缘检测、Hough变换直线检测和矩形检测，提取降落地标的特征信息，然后通过相机成像原理和坐标系转换解算出无人直升机的相对位姿信息，针对GPS信号干扰的情况下提出了一种利用Hough变换直线检测解算偏航角的算法，最后设计了一种串级PID控制结构的位姿控制算法，位置控制中设计了一种开方控制器，用于限制无人直升机的极限期望位置和最大加速度。同时，在姿态控制中设计了一种交叉双旋翼无人直升机姿态控制机构，通过6个数字舵机控制倾斜盘的倾角实现交叉双旋翼的周期变距，改变无人直升机的飞行姿态。通过Mission Planner飞控地面站进行仿真验证，将视觉处理系统与飞行控制系统组合，仿真结果表明，视觉辅助的飞行控制系统可以很好地跟踪无人直升机的期望位置。经过实验验证，姿态角度偏移量控制在4°以内，位置偏移量控制在0.05 m以内，可以实现交叉双旋翼无人直升机视觉辅助的自主降落。
视觉辅助 无人直升机 交叉双旋翼 自主降落 位置控制 姿态控制 visual aid intermeshing-rotor unmanned helicopter autonomous landing position control attitude control 光学 精密工程
2023, 31(23): 3517
在小型无人直升机领域, 激光陀螺捷联惯导不仅用于导航, 而且用于飞行姿态控制, 对激光陀螺捷联惯导的导航精度和实时性都有较高要求。而传统的高阶有限脉冲响应(FIR)低通滤波器对激光陀螺惯性测量单元(IMU)输出信号滤波后会产生较大的时间延迟, 使得滤波后信号难以满足系统姿态控制的要求。为了兼顾测量精度和响应时间, 研究了一种最小均方(LMS)自适应陷波器与低阶FIR低通滤波器相结合的滤波方法, 并在其中引入了无限脉冲响应(IIR)窄带滤波器, 解决了抖频参考信号的获取问题。理论分析和试验结果表明: 该方法不仅能有效消除抖动偏频信号和外界高频噪声的影响, 而且可以显著缩短延迟时间至2 ms, 具有很高的工程实用价值。
激光陀螺 自适应陷波器 姿态控制 低通滤波器 惯性测量单元 laser gyro adaptive notch filter attitude control low pass filter Inertial measurement unit
1 中国科学院 长春光学精密机械与物理研究所，吉林长春30033
2 中国科学院大学，北京100049
3 长光卫星技术股份有限公司，吉林长春10102
为了提高低轨光学卫星同轨立体成像中多次成像对目标区域指向精度，从而获取更大的重叠覆盖面积，即立体像对有效面积。首先，设计了一种采用地球椭球模型，并考虑地球自转以及卫星滚动方向机动的同轨双视/三视立体成像姿态规划方法。其次，为了缩减机动时间，以提高卫星单次成像可拍摄的区域长度，考虑执行机构力矩与角动量约束，设计了一种路径规划快速机动控制算法（Path planning Fast Maneuver Control，PFMC），即基于旋转轴不变约束的三轴机动的最短路径和角加速度连续路径规划以及结合角加速度前馈与内外环控制的快速机动算法。最后，以“吉林一号”卫星参数进行数学仿真，控制精度优于0.02°，稳定度优于0.001（°）/s，成像时长不低于10 s。在轨测试期间，获得了乌鲁木齐市的立体像对与数字表面模型，有效覆盖面积大于1 600 km2，双视成像的重叠率超过97%，验证了同轨双视立体成像规划与控制方法的可行性和有效性。
同轨立体成像 三轴姿态规划 快速机动 姿态控制 along-track stereoscopic imaging tree-axial attitude planning fast maneuver attitude control 光学 精密工程
2022, 30(14): 1682
为提高无人直升机的姿态控制能力, 针对fal函数拐点处不平滑易引起系统抖振、误差较大时系统增益较大等问题, 提出一种改进fal函数, 改写非线性误差反馈律, 并重新应用于自抗扰控制中得到改进ADRC算法。基于已建立的无人直升机动力学模型, 通过Matlab/Simulink进行姿态角跟踪以及在白噪声和阶跃干扰下的抗干扰仿真。仿真结果表明, 改进fal函数在拐点处具有更好的平滑性, 基于改进fal函数的ADRC在无人直升机姿态角跟踪中依旧具有良好的响应速度和超调性, 抗干扰能力较传统ADRC更好。
动力学模型 改进fal函数 自抗扰控制 姿态控制 dynamics model improved fal function Active Disturbance Rejection Control (ADRC) attitude control
1 南京航空航天大学自动化学院,南京 211000
2 光电控制技术重点实验室,河南 洛阳 471000
针对武装直升机发射火箭弹时产生的后坐力问题,提出了一种基于预设性能控制的后坐力补偿控制方法,以保证在火箭弹发射过程中载机的稳定性。首先,结合直升机姿态模型,分析火箭弹发射时产生的后坐力大小,以及后坐力对直升机姿态产生的影响。然后,基于预设性能理论,利用预设性能函数对姿态系统跟踪误差的动态性能进行约束,并结合Backstepping方法设计补偿控制器。最后,通过仿真验证所设计控制器的有效性。
直升机 后坐力分析 火箭弹发射 姿态控制 预设性能控制 helicopter recoil analysis launching of rocket projectile attitude control preset performance control
1 南京信息工程大学自动化学院，南京 210000
2 江苏省大气环境与装备技术协同创新中心，南京 210000
针对四旋翼无人机姿态控制过程中存在模型不确定和外界风干扰的问题，提出了一种内外环控制算法。内环设计了自抗扰控制器，利用扩张状态观测器以及非线性状态误差反馈控制器实时估计和补偿系统的总扰动;外环设计了非奇异终端滑模控制器来提高系统的响应速度;并对内外环的控制算法进行了稳定性证明。由姿态角跟踪仿真结果表明，所设计的控制器具有较高的跟踪精度和良好的抗干扰能力，能够有效实现四旋翼无人机的姿态控制。
四旋翼无人机 姿态控制 自抗扰控制 非奇异终端滑模控制 quadrotor attitude control active disturbance rejection control non-singular terminal sliding mode control
针对四旋翼无人机会受到电池欠压及转动惯量变化的影响,提出一种分数阶模型参考自适应 (FO-MRAC)PD控制算法,用以解决无人机姿态控制的问题。首先,对带有电机模块的无人机非线性运动方程进行分析,构建包含时变及不确定因素的控制模型; 然后,分别设计了俯仰、滚转和偏航的3个通道控制律,并通过Lyapunov方法证明其稳定性;最后,通过与传统PD控制、整数阶模型参考自适应控制的对比仿真实验,证明了分数阶模型参考自适应PD控制的优越性,能有效消除误差,改善动态性能并提高稳定性。
四旋翼飞行器 姿态控制 分数阶 模型参考自适应控制 quadrotor aircraft attitude control fractional order model reference adaptive control
1 电子科技大学,成都 611000
2 飞行器集群智能感知与协同控制四川省重点实验室，成都 611000
建立了无人直升机姿态/垂向通道的状态依赖伪线性模型，保留了状态耦合项，通过在线求解状态依赖Riccati方程(SDRE)得到名义模型的最优控制解，进而设计了积分扩展的状态依赖控制器。针对存在的外部扰动问题，设计了有限时间扰动观测器，对垂向与偏航两个耦合通道的扰动进行在线观测与补偿。最后在Yamaha-Rmax无人直升机数字平台上开展了仿真实验，结果表明,所提方法相对于经典的H∞鲁棒控制器具有模型参数依赖小、动态响应快的特点，实现了对直升机内环姿态与垂向速率的快速镇定。
无人直升机 状态依赖Riccati方程 姿态控制 扰动观测器 unmanned helicopter State-Dependent Riccati Equation (SDRE) attitude control disturbance observer
针对小型多旋翼无人机在飞行时，存在风力扰动和电机振动等振源造成的机身振动，使得传感器噪声增大导致飞行不稳定，以及结构不确定和外扰大造成的调参复杂等问题，对传统自抗扰控制器进行优化。在传统频域滤波器基础上大幅降低角加速度中频噪声，补偿传感器及滤波器延时，快速跟踪大扰动。此外,引入tansig()误差反馈函数，对观测器的参数进行调整，使姿态控制器在大多数应用场景中仅需要调节一个参数，并能对期望角速度及角加速度进行限幅。仿真实验证明了此算法能大幅降低飞行器振动噪声的影响，补偿控制数据相位滞后。已在数十台不同尺寸和配置的多旋翼飞行器上经过验证，具有很强的适用性。
多旋翼 单参数 姿态控制 自抗扰控制 扩张状态观测器 multi-rotor single parameter attitude control active disturbance rejection control extended state observer
