無人機飛控技術詳細解讀

時間：2020-01-05

以前，搞無人機的十個人有八個是航空、氣動、機械出身，更多考慮的是如何讓飛機穩(wěn)定飛起來、飛得較快、飛得較高。如今，隨著芯片、人工智能、大數(shù)據(jù)技術的發(fā)展，無人機開始了智能化、終端化、集群化的趨勢，大批自動化、機械電子、信息工程、微電子的專業(yè)人材投入到了無人機研發(fā)大潮中，幾年的時間讓無人機從遠離人們視野的軍事應用飛入了尋常百姓家、讓門外漢可以短暫的學習也能穩(wěn)定可靠的飛行娛樂。不可否認，飛控技術的發(fā)展是這十年無人機變化的較大推手。

飛控是什么？飛行控制系統(tǒng)（Flight control system）簡稱飛控，可以看作*行器的大腦。多軸*行器的飛行、懸停，姿態(tài)變化等等都是由多種傳感器將*行器本身的姿態(tài)數(shù)據(jù)傳回飛控，再由飛控通過運算和判斷下達指令，由執(zhí)行機構完成動作和飛行姿態(tài)調(diào)整。

飛控可以理解成無人機的CPU系統(tǒng)，是無人機的**部件，其功能主要是發(fā)送各種指令，并且處理各部件傳回的數(shù)據(jù)。類似于人體的大腦，對身體各個部位發(fā)送指令，并且接收各部件傳回的信息，運算后發(fā)出新的指令。例如，大腦指揮手去拿一杯水，手觸碰到杯壁后，因為水太燙而縮回，并且將此信息傳回給大腦，大腦會根據(jù)實際情況重新發(fā)送新的指令。

無人機的飛行原理及控制方法（以四旋翼無人機為例）四旋翼無人機一般是由檢測模塊，控制模塊，執(zhí)行模塊以及供電模塊組成。檢測模塊實現(xiàn)對當前姿態(tài)進行量測；執(zhí)行模塊則是對當前姿態(tài)進行解算，優(yōu)化控制，并對執(zhí)行模塊產(chǎn)生相對應的控制量；供電模塊對整個系統(tǒng)進行供電。四旋翼無人機機身是由對稱的十字形剛體結構構成，材料多采用質(zhì)量輕、強度高的碳素纖維；在十字形結構的四個端點分別安裝一個由兩片槳葉組成的旋翼為*行器提供飛行動力，每個旋翼均安裝在一個電機轉(zhuǎn)子上，通過控制電機的轉(zhuǎn)動狀態(tài)控制每個旋翼的轉(zhuǎn)速，來提供不同的升力以實現(xiàn)各種姿態(tài)；每個電機均又與電機驅(qū)動部件、中央控制單元相連接，通過中央控制單元提供的控制信號來調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速大?。?/span>IMU慣性測量單元為中央控制單元提供姿態(tài)解算的數(shù)據(jù)，機身上的檢測模塊為無人機提供了解自身位姿情況較直接的數(shù)據(jù)，為四旋翼無人機較終實現(xiàn)復雜環(huán)境下的自主飛行提供了**。

現(xiàn)將位于四旋翼機身同一對角線上的旋翼歸為一組，前后端的旋翼沿順時針方向旋轉(zhuǎn)，從而可以產(chǎn)生順時針方向的扭矩；而左右端旋翼沿逆時針方向旋轉(zhuǎn)，從而產(chǎn)生逆時針方向的扭矩，如此四個旋翼旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的扭矩便可相互之間抵消掉。由此可知，四旋翼*行器的所有姿態(tài)和位置的控制都是通過調(diào)節(jié)四個驅(qū)動電機的速度實現(xiàn)的。一般來說，四旋翼無人機的運動狀態(tài)主要分為懸停、垂直運動、滾動運動、俯仰運動以及偏航運動五種狀態(tài)。

懸停懸停狀態(tài)是四旋翼無人機具有的一個顯著的特點。在懸停狀態(tài)下，四個旋翼具有相等的轉(zhuǎn)速，產(chǎn)生的上升合力正好與自身重力相等，即。并且因為旋翼轉(zhuǎn)速大小相等，前后端轉(zhuǎn)速和左右端轉(zhuǎn)速方向相反，從而使得*行器總扭矩為零，使得*行器靜止在空中，實現(xiàn)懸停狀態(tài)。

垂直運動垂直運動是五種運動狀態(tài)中較為簡單的一種，在保證四旋翼無人機每個旋轉(zhuǎn)速度大小相等的倩況下，同時對每個旋翼增加或減小大小相等的轉(zhuǎn)速，便可實現(xiàn)*行器的垂直運動。當同時増加四個旋翼轉(zhuǎn)速時，使得旋翼產(chǎn)生的總升力大小**過四旋翼無人機的重力時，即，四旋翼無人機便會垂直上升；反之，當同時減小旋翼轉(zhuǎn)速時，使得每個旋翼產(chǎn)生的總升力小于自身重力時，即，四旋翼無人機便會垂直下降，從而實現(xiàn)四旋翼無人機的垂*降控制。

翻滾運動翻滾運動是在保持四旋翼無人機前后端旋翼轉(zhuǎn)速不變的情況下，通過改變左右端的旋翼轉(zhuǎn)速，使得左右旋翼之間形成一定的升力差，從而使得沿*行器機體左右對稱軸上產(chǎn)生一定力矩，導致在方向上產(chǎn)生角加速度實現(xiàn)控制的。如圖2.3所示，增加旋翼1的轉(zhuǎn)速，減小旋翼3的轉(zhuǎn)速，則*行器傾斜于右側(cè)飛行；相反，減小旋翼４，增加旋翼２，則*行器向左傾斜飛行。

俯仰運動四旋翼*行器的俯仰運動和滾動運動相似，是在保持機身左右端旋翼轉(zhuǎn)速不變的前提下，通過改變前后端旋翼轉(zhuǎn)速形成前后旋翼升力差，從而在機身前后端對稱軸上形成一定力矩，引起角方向上的角加速度實現(xiàn)控制的。如圖2.4所示，增加旋翼３的轉(zhuǎn)速，減小旋翼１的轉(zhuǎn)速，則*行器向前傾斜飛行；反之，則*行器向后傾斜。

偏航運動四旋翼的偏轉(zhuǎn)運動是通過同時兩兩控制四個旋翼轉(zhuǎn)速實現(xiàn)控制的。保持前后端或左右端旋翼轉(zhuǎn)速相同時，其便不會發(fā)生俯仰或滾動運動；而當每組內(nèi)的兩個旋翼與另一組旋翼轉(zhuǎn)速不同時，由于兩組旋翼旋轉(zhuǎn)方向不同，便會導致反扭矩力的不平衡，此時便會產(chǎn)生繞機身中心軸的反作用力，引起沿角角加速度。如圖2.3所示，當前后端旋翼的轉(zhuǎn)速相等并大于左右端旋翼轉(zhuǎn)速時，因為前者沿順時針方向旋轉(zhuǎn)，后者相反，總的反扭矩沿逆時針方向，反作用力作用在機身中心軸上沿逆時針方向，引起逆時針偏航運動；反之，則會引起*行器的順時針偏航運動。

綜上所述，四旋翼無人機的各個飛行狀態(tài)的控制是通過控制對稱的四個旋翼的轉(zhuǎn)速，形成相應不同的運動組合實現(xiàn)的。但是在飛行過程中卻有六個自由度輸出，因此它是一種典型的欠驅(qū)動，強耦合的非線性系統(tǒng)。例如，旋翼1的轉(zhuǎn)速會導致無人機向左翻滾，同時逆時針轉(zhuǎn)動的力矩會大于順時針的力矩，從而進一步使得無人機向左偏航，此外翻滾又會導致無人機的向左平移，可以看出，四旋翼無人機的姿態(tài)和平動是耦合的。

四旋翼無人機自主飛行的控制四旋翼無人機的精確航跡跟蹤是實現(xiàn)無人機自主飛行的基本要求。由于四旋翼無人機自身存在姿態(tài)與平動的耦合關系以及模型參數(shù)不確定性與外界擾動，因此只有實現(xiàn)姿態(tài)的穩(wěn)定控制才能完成航跡的有效跟蹤。在四旋翼無人機的自主控制系統(tǒng)中，姿態(tài)穩(wěn)定控制是實現(xiàn)*行器自主飛行的基礎。其任務是控制四旋翼無人機的三個姿態(tài)角（俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、偏航角）穩(wěn)定地跟蹤期望姿態(tài)信號，并保證閉環(huán)姿態(tài)系統(tǒng)具有期望的動態(tài)特性。由于四旋翼無人機姿態(tài)與平動的耦合特點，分析可以得知，只有保證姿態(tài)達到穩(wěn)定控制，才使得旋翼總升力在期望的方向上產(chǎn)生分量，進而控制*行器沿期望的航跡方向飛行。而四旋翼無人機的姿態(tài)在實際飛行環(huán)境中回受到外界干擾和不精確模型的參數(shù)誤差、測量噪聲等未建模動態(tài)對控制效果的影響。所以，需要引入適當?shù)挠^測器和控制器對總的不確定性進行估計和補償，并對其估計的誤差進行補償，來保證四旋翼無人機在外界存在干擾下對姿態(tài)的有效跟蹤。

四旋翼無人機的姿態(tài)控制應根據(jù)其實際的工作特性以及動力學模型，進而針對姿態(tài)的三個通道（俯仰，翻滾和偏航）分別設計姿態(tài)控制器，每個通道中都對應引入相應的控制器，其流程如下所示。此方法可以基本保證每個通道的實際姿態(tài)值跟蹤上期望值。但是，在只考慮對模型本身進行控制時，沒有考慮到外部不確定性對閉環(huán)系統(tǒng)的影響。微小型無人機在飛行時，由于機體較小，電機的振動較強，很*受到外界環(huán)境的干擾。因此，整個通道中必然存在不確定因素，比如模型誤差、環(huán)境干擾、觀測誤差等，這些不確定性將降低系統(tǒng)的閉環(huán)性能。所以在設計無人機控制系統(tǒng)時，必須要考慮系統(tǒng)的抗干擾性能，即閉環(huán)系統(tǒng)的魯棒性。因此需要設計一定的干擾補償器對干擾進行逼近和補償，以實現(xiàn)姿態(tài)角的穩(wěn)定跟蹤。只有在保證飛機姿態(tài)可以保持穩(wěn)定才能進一步討論如何控制路徑保持穩(wěn)定，在時間尺度上進行分析，飛機的姿態(tài)角變化的頻率要大于飛機位置的頻率。所以，針對軌跡跟蹤應當使用內(nèi)外雙環(huán)控制，內(nèi)環(huán)控制姿態(tài)角，外環(huán)控制位置。

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