CN104216415A

CN104216415A - 一种无人直升机高精度位置保持控制方法

Info

Publication number: CN104216415A
Application number: CN201410425024.1A
Authority: CN
Inventors: 阚兆成; 曾国贵; 廖智麟; 王娟; 王刚强; 党少飞
Original assignee: China Helicopter Research and Development Institute
Current assignee: China Helicopter Research and Development Institute
Priority date: 2014-08-26
Filing date: 2014-08-26
Publication date: 2014-12-17

Abstract

一种无人直升机高精度位置保持控制方法,属于无人直升机飞行控制技术领域，其特征在于，包括如下步骤：根据位置偏差，当位置偏差超过门限值X1时，采用人工遥调方式；当位置偏差在门限值X1和X2之间时，采用自动配平方式；当位置偏差小于门限值X2时，采用高精度位置反馈控制方式；通过自动配平可将位置偏差控制在X2范围内，采用基于非线性PID控制器反馈控制方法，给出了位置控制律。本发明对稳定风场和紊流场具有较强的适应能力，本发明给出的位置控制律，在位置偏差进入一定区域后，随着偏差的降低，控制增益提高，保证控制精度，同时相角超前增大，弥补因增益提高导致的相角裕度损失，保证稳定性。

Description

一种无人直升机高精度位置保持控制方法

技术领域

本发明属于无人直升机飞行控制技术领域，涉及一种无人直升机在悬停状态下的位置保持的方法。

背景技术

无人直升机在受限平台(大厦停机坪、舰船甲板等)下进行自动着陆时，对位置控制精度有极高的要求。ADS-33直升机飞行品质规范中对位置控制精度也有明确的规定。现代控制方法虽然能达到比传统控制更优越的性能，但是其设计方法必须以准确的对象数学模型为依据，而直升机由于其复杂的动力学特性，难以建立准确的数学模型。

因此，以物理概念为依据，不追求模型准确的控制方法是为当前无人直升机飞行控制所推崇的，基于PID控制器的反馈控制方法也正是因为这些特性在飞行控制领域得到了广泛的应用。但是，常规的基于PID控制器的反馈控制方法由于控制功效的限制难以满足复杂环境下进行高精度位置控制的需求。在某样例无人直升机中已经验证过，仅仅依靠基于PID控制器的反馈控制方法难以抑制高速变化的风场，如突风和紊流风，并且在常值风的干扰下，样例无人直升机会存在固定的位置偏差。

发明内容

本发明的目的是:解决悬停状态下抗风扰动的问题，对高频风和低频风具有较强的适应能力，提高无人直升机位置保持的精度。

本发明的技术方案：无人直升机自身动态特性及外界环境的影响，决定其难以提高控制精度,在常规控制下，为了提高控制精度，一方面可提高积分权限，以产生足够的控制量来平衡风场；另一方面可提高位置控制增益，减小位置偏差。但是一味增大积分权限会带来隐患，其累积和释放过程非常缓慢，难以适应飞行状态的变化(如悬停回转)。提高位置控制增益可增强位置控制能力，提高控制增益，但控制增益的调节区间有限，否则容易诱发震荡。结合安全性和抗风能力的需求，提出了以下的控制方案。

控制方案：该控制方案如附图说明中图1所示。其中X1、X2为高精度位置控制分段控制模式的切入判断条件。X1为人工遥调控制方式和自动配平方式的分界点，X2为自动配平方式和高精度位置反馈控制方式的分界点；一般设定X1为无人直升机以着陆点为圆心的可安全着陆区域的半径，X2为以着陆点为圆心的最佳着陆区域的半径。

一种无人直升机高精度位置保持控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

第一，根据位置偏差，当位置偏差超过门限值X1时，采用人工遥调方式；

第二，当位置偏差在门限值X1和X2之间时，采用自动配平方式；

第三，当位置偏差小于门限值X2时，采用高精度位置反馈控制方式；

通过自动配平可将位置偏差控制在X2范围内，采用基于非线性PID控制器反馈控制方法，位置控制律为：

\{\begin{matrix} u_{e} = K_{x} sign (ΔX) {| \frac{ΔX}{λ} |}^{α} λ + K_{vx} {| \frac{λ}{ΔX} |}^{2 (1 - α)} {ΔV}_{x} & | ΔX | > d \\ u_{e} = K_{x} {| \frac{λ}{d} |}^{1 - α} ΔX + K_{vx} {| \frac{λ}{d} |}^{2 (1 - α)} {ΔV}_{x} & | ΔX | \leq d \\ 0 < α < 1 \end{matrix} .

所述位置控制律传递函数为：

\frac{ΔX (s)}{u_{e} (s)} = {| \frac{λ}{ΔX} |}^{1 - α} (K_{x} + {| \frac{λ}{ΔX} |}^{1 - α} K_{vx} s) .

本方法主要在于根据位置偏差的大小(也反映了风的强度)，来选择不同的抗风实施方案，

第一，人工遥调:判断位置偏差，当位置偏差超过门限值X1时，采用人工遥调方式。由地面操纵人员施加连续量，通过调整连续量来调整姿态配平，调整俯仰角配平来减小纵向位置偏差，调整滚转角配平来减小横向位置偏差。直至位置偏差控制在X1范围内。

第二，自动配平:位置偏差在门限值X1和X2之间时，采用自动配平方式。此时位置积分饱和，而位置偏差持续大于X2时，于是逐渐释放积分量到变距配平量和姿态配平量，从而使积分器有能力进一步消除位置偏差。该功能在悬停状态下通过“自动配平”指令来触发。

第三，高精度位置反馈控制:当位置偏差小于门限值X2时，采用高精度位置反馈控制方式通过自动配平可将位置偏差控制在小范围内。采用基于非线性PID控制器反馈控制方法可使控制精度得到进一步的提升，以满足自动着陆对位置控制精度的需求。

非线性反馈PID控制器的一般形式如下式所示：

u = K_{p} sign (e) {| e |}^{α} + K_{I} &Integral; sign (e) {| e |}^{β} dt + K_{D} sign (\frac{de}{dt}) {| \frac{de}{dt} |}^{γ}

与常规控制不同，非线性反馈PID以误差信号的分数阶作为反馈信号，这样，控制器除了三个基本参数K_p、K_I、K_D外，还可以通过非线性因子α、β、γ改变反馈信号的非线性特性，以达到更好的控制性能。而常规PID控制器是非线性PID控制器在α＝β＝γ＝1时的特殊形式。

在非线性反馈PID的基础上，结合无人直升机位置控制的特点，设计了高精度位置反馈的控制律：

\{\begin{matrix} u_{e} = K_{x} sign (ΔX) {| \frac{ΔX}{λ} |}^{α} λ + K_{vx} {| \frac{λ}{ΔX} |}^{2 (1 - α)} {ΔV}_{x} & | ΔX | > d \\ u_{e} = K_{x} {| \frac{λ}{d} |}^{1 - α} ΔX + K_{vx} {| \frac{λ}{d} |}^{2 (1 - α)} {ΔV}_{x} & | ΔX | \leq d \\ 0 < α < 1 \end{matrix}

式中λ为非线性边界，α为非线性因子，d为线性饱和区域，ΔX为位置偏差，ΔV_x为速度偏差，K_x为位置偏差增益系数，K_vx为速度偏差增益系数。该控制律具有以下特点：

1)λ为常规控制和高精度控制律的分界点，λ一方面影响控制律的调节效果，另一方面也是对飞行安全的保障，当高精度控制出现不稳定时，位置偏差变大，当超出非线性边界后，仍可切换为常规控制。

2)α为(0，1)之间的分数，当位置偏差进入非线性边界后，控制律增益会随着位置偏差的降低而增大，提高控制精度。

3)微分项增益随比例项同步变化，上式的控制律的传递函数为：

\frac{ΔX (s)}{u_{e} (s)} = {| \frac{λ}{ΔX} |}^{1 - α} (K_{x} + {| \frac{λ}{ΔX} |}^{1 - α} K_{vx} s)

可以看出，控制律随位置偏差降低，增益增大的同时，相角超前也增大，这样是为了补偿***因增益提高而带来的相角裕度损失，以保证稳定性。同时，由于控制律不需要确定微分项非线性因子，也降低了调参的困难。

4)不使用积分项，由于高精度控制律已能满足精度需求，再使用积分项对精度的提高并不明显，而积分项的引入是以牺牲***带宽和稳定性为代价的。

5)线性饱和区域d的引入是为了提高***在过零点区域的动态性能，控制律在过零点区域会因增益过大而产生抖动，虽然这种抖动是区域性的，不影响全局的稳定性，但是会降低舵机的使用寿命。

高精度位置控制律涉及到五个参数：K_x、K_vx、λ、α和d。其中K_x、K_vx是按照常规控制的方法进行确定的，在此不具体阐述。λ、α和d是与高精度控制相关的参数。而d的作用是对过零点区域的优化，不影响控制精度，设计初期可不用考虑，因此，高精度控制律参数整定主要是要确定λ和α。考虑在同等扰动下，常规控制律误差为e_normal，高精度控制律误差为e_precision，则具有如下关系：

{| \frac{e_{precision}}{λ} |}^{α} λ = e_{normal}

则：

e_{precision} = {(\frac{e_{normal}}{λ})}^{\frac{1}{α} - 1} e_{normal}

而λ＞e_normal，0＜α＜1，所以e_precision＜e_normal。说明高精度控制律控制精度高于传统控制律，而通过合理的选取λ和α，可使控制精度得到成倍地提高。一般建议λ/e_normal控制在(2，4)之间，α控制在(1/3，2/3)之间，可较好地处理好控制精度和控制品质的折中。

在确定λ和α后，增加线性饱和区域d可很好地改善过零点的动态性能，一般取d≈e_precision。

本发明的关键点：

1)在传感器有限的条件下，采用半自动式分阶段控制方法，通过此控制方法来保证控制精度，通过人工主动参与控制来保证飞行安全。

2)采用基于非线性PID控制器的控制方法，通过合理的选取λ和α，可使控制精度得到成倍地提高，并且在紊流场中具有传统控制无法比拟的优势，而紊流风正是无人直升机在着陆阶段最重要的扰动形式。

本发明的有益效果是：本发明给出的一种无人直升机高精度位置保持控制方法，对稳定风场和紊流场具有较强的适应能力，测试结果如附图说明中的图2，图3所示，并结合非线性PID的原理，并综合无人直升机位置控制的特点，设计了一种位置控制律，该控制律在位置偏差进入一定区域后，随着偏差的降低，控制增益提高，保证控制精度，同时相角超前增大，弥补因增益提高导致的相角裕度损失，保证稳定性。

该方法目前已经应用于某样例无人直升机，明显提高了其在悬停状态下的抗风扰动能力和位置保持精度，极大改善了其自主着陆的安全性。

附图说明

图1为该发明的控制方案；

图2为该发明在稳定风场中的控制效果；

图3为该发明在紊流风场中的控制效果。

具体实施方式

一种无人直升机高精度位置保持控制方法,具体实施方式如下：

1)如附图说明中的图1所示，当某无人直升机执行完任务，返场准备着陆时；若判定位置偏差大于X1(例如15米)，说明此时风场过强，难以仅靠控制消除位置偏差，而此时通过人工遥调方式进行控制量补偿，较容易使位置控制在X2范围内。

2)若判定位置偏差在(X1，X2)范围，例如(15米，5米)，此时可启动自动配平模态，自动补偿控制量，将位置偏差控制在X2范围内。

3)通过自动配平策略，能使位置偏差控制在X2范围，此时已具备较高的控制增益。而在自动着陆等对位置控制精度有更高要求的飞行科目，需要进一步保证位置控制精度。此时可增大外回路控制增益，一方面进一步提高控制精度，同时可提高抗干扰能力，防止位置浮动。

Claims

1.一种无人直升机高精度位置保持控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

\{\begin{matrix} u_{e} = K_{x} sign (ΔX) {| \frac{ΔX}{λ} |}^{α} λ + K_{vx} {| \frac{λ}{ΔX} |}^{2 (1 - α)} {ΔV}_{x} & | ΔX | > d \\ u_{e} = K_{x} {| \frac{λ}{d} |}^{1 - α} ΔX + K_{vx} {| \frac{λ}{d} |}^{2 (1 - α)} {ΔV}_{x} & | ΔX | \leq d \\ 0 < α < 1 \end{matrix} .

2.根据权利要求1所述的无人直升机高精度位置保持控制方法，其特征在于，所述位置控制律传递函数为：

\frac{ΔX (s)}{u_{e} (s)} = {| \frac{λ}{ΔX} |}^{1 - α} (K_{x} + {| \frac{λ}{ΔX} |}^{1 - α} K_{vx} s) .