倾转三旋翼垂直起降无人机悬停姿态控制

0 引言

倾转三旋翼垂直起降无人机是一种兼具固定翼无人机的高速、高效率飞行与多旋翼无人机垂直起降能力的新型飞行器[1]，有效解决了旋翼机能效低和固定翼无人机对起飞弹射要求高等问题[2-5]。倾转旋翼飞行器的概念最早由美国贝尔公司提出，近年来随着电子技术、微机电传感器与自动控制技术的进步，倾转旋翼垂直起降无人机的卓越特性日益凸显。倾转旋翼无人机主要有3种构型：双旋翼倾转旋翼、三旋翼倾转旋翼和四旋翼倾转旋翼。其中，三旋翼型倾转旋翼无人机以其结构紧凑、抗风能力强、飞行效率高等优点，逐渐成为垂直起降无人机的主流构型。杨阳等[6]对三旋翼飞行器进行了动力学分析与建模。陈琦等[7]对倾转三旋翼飞行器关键技术进行初步探索，并对倾转三旋翼机的悬停控制与模态转换进行了建模分析[8-9]。

无人机飞行控制包括飞行轨迹控制与姿态控制。飞行轨迹控制通常又由姿态控制实现，因而姿态控制是无人机飞控系统的核心内容[10]。针对无人机的姿态控制问题，国内外学者在控制器设计上做了大量研究。其中除PID控制器以及各类改进型PID控制器外，反步控制、非线性H∞、自适应抗扰控制(ADRC)等都表现出良好控制效果[11-15]。BOUABDALLAH等[16]提出的反步控制在相对高扰动下具有良好的控制效果，基于非线性法的控制器在大角度时能够对载机进行有效的姿态控制。刘刚等[17]借助已建立的运动模型和电机模型，设计了内环路采用自抗扰控制、外环路采用经典PID的控制系统。研究表明，ADRC控制能较好地对系统内扰与外扰进行估计补偿，实现小角度姿态控制。陈增强等[18]将自抗扰控制与广义预测控制(GPC)相结合，设计了一种自抗扰广义预测控制器(ADRC-GPC)。ADRC-GPC能够满足快速性与准确性控制要求，并能有效克服系统的外部干扰和多变量耦合作用。

以上控制器虽然具有良好的动态响应性能与抗干扰性能，但由于其控制算法依赖于精确的数学模型，运算量大，数据的实时处理对控制器的性能要求较高，且参数整定十分困难，所以实现起来难度较大。因此，本文在倾转三旋翼机的姿态控制器上采用一种改进的串级PID控制方法。在飞机结构上，提出一种倾转三旋翼结构，通过前置倾转旋翼有效解决倾转旋翼飞行器在飞行模式过渡时的操纵冗余和操纵分配问题。针对上述倾转三旋翼垂直起降无人机(以下简称倾转三旋翼机)悬停状态下的姿态控制问题，设计飞行控制系统，并进行验证。

1 倾转三旋翼机工作原理

倾转三旋翼机主要由机身、旋翼、倾转机构组成，图1为样机。其中，机身采用翼身融合构造的全翼式机身(又称三角翼)，其翼型为AG-03，翼根弦长分别为470、270 mm，翼展为1 660 mm，翼面积为60 dm2，后掠角为30°；3个旋翼中，前置旋翼直径为127 mm，布置于机头处，可以左右倾转。左右旋翼直径为228 mm，于机身后缘左右对称布置，可以前后(上下)倾转。在直升机模式下，左右旋翼处于垂直状态(可同步前后倾转)，当左右旋翼同步向后倾转时可进行纵向机动与飞行模式切换；左右旋翼倾转至水平位置(可上下倾转)对应固定翼模式。

图1 倾转三旋翼机实验样机
Fig.1 Tilt tri-rotor experimental prototype
1.前置旋翼 2.强倾转机构 3.左旋翼 4.右旋翼

倾转三旋翼机具有直升机与固定翼飞行器两种操纵特性，其在不同飞行模式下分别具有如下操纵控制方案：

(1)直升机模式：3个旋翼产生的拉力提供升力，3个旋翼转速控制飞行高度，左右旋翼差速控制滚转角，前置旋翼与左右旋翼差速控制俯仰角，前置旋翼左右倾转控制机身偏航角。在直升机模式下，将载机俯仰角始终锁定为水平位置，通过3个旋翼加、减转速实现升降运动，通过左右横滚实现横向偏移运动，通过左右旋翼同步前后倾转实现纵向偏移运动，通过改变前置旋翼倾转角度可以实现对载机进行自旋运动控制。表1为直升机模式下的操纵机制。

表1 直升机模式操纵机制
Tab.1 Control mechanism in helicopter mode

(2)固定翼模式：机翼产生的气动力提供升力，前置旋翼停止运行。左右旋翼的倾转机构分别向上、下倾转控制滚转角，左右旋翼倾转机构同步向上、下倾转控制俯仰角，左右旋翼差速控制机身偏航角。表2为固定翼模式下的操纵机制。

表2 固定翼模式操纵机制
Tab.2 Control mechanism in airplane mode

2 飞行控制系统硬件设计

倾转三旋翼机飞行控制系统硬件架构主要包括：电源模块、无线电遥控接收模块、传感器模块、无线通信模块、主控制器模块以及由伺服舵机与电机组成的驱动器模块。传感器模块包括十轴组合惯性导航模块、激光测距传感器、空速传感器等。其中十轴组合惯性导航模块包括三轴陀螺仪、三轴加速度计、三轴地磁计、气压传感器、GPS+北斗双模卫星定位导航模块以及一块基于ARM Cortex-M0架构的微处理器用于数据处理。主控制器模块用于获取控制指令和各个传感器采集到的数据并执行相应的控制算法，同时通过333 Hz的PWM波对电机转速与伺服舵机倾转角度进行调节。无线通信模块采用基于2.4 GHz无线电的数传模块，用于无人机与地面站的通讯，实现数据显示与控制参数的调整。在整个硬件架构中共有两块32位处理器，采用双处理器能够极大地降低单个处理器的运算压力，从而提升飞控系统运行稳定性。图2为倾转三旋翼机飞行控制器硬件结构图。

图2 飞行控制器硬件结构图
Fig.2 Structure diagram of flight controller hardware

2.1 主控制器模块

采用基于ARM Cortex-M3内核的STM32F103VET6微控制器作为主控芯片。STM32系列微控制器内部集成多个时钟定时器、多路信号采集通道和PWM输出通道，十分适用于电机、舵机控制。自带IIC总线接口和多路USART高速通信接口，能够方便地与各个模块进行通信。由于本文采用双处理器设计，显著降低了主控模块处理器的运算压力，其72 MHz的主频完全满足本控制系统对于运算速度的要求。

2.2 传感器模块

倾转三旋翼机飞行控制系统硬件架构中的传感器模块以十轴组合惯性导航模块为核心，该模块用于实时采集载机平台空间姿态与位置信息。模块集成了三轴高精度陀螺仪、加速度计、地磁场传感器以及气压传感器，同时配备了GPS+北斗双模卫星定位导航模块进而形成了GPS-IMU组合惯性测量单元。模块上集成有基于ARM Cortex-M0 架构的高性能处理器，执行先进的动力学解算与卡尔曼滤波算法。结合卡尔曼动态滤波算法，能够在动态环境下快速求解出模块当前的实时运动姿态。其中，三轴高精度陀螺仪能够实现±250、±500、±1 000、±2 000(°)/s量程的角速率感测。采用数字滤波技术，能够有效地降低测量噪声，提高测量精度。陀螺仪三轴角速率积分得到三轴角位移，配合卡尔曼滤波算法，能够实现静态0.05°、动态0.1°的姿态测量精度。加速度计能够对各轴向实现±2、±4、±8、±16 g量程的加速度感测，其测量精度为0.01 g，用于对模块空间运动加速度进行测量。三轴地磁计用于测量各轴地磁场强度，从而计算出载机平台航向。为了提高测量精度，在姿态解算时将3种传感器配合使用[19-20]。气压传感器用于实时感测模块所处位置的大气压强，通过大气压强可计算出模块所处高度。组合惯性导航模块采用串口通信，其通信速率为2 400～921 600 b/s，能够实现最大200 Hz的数据输出速率。由于传感器模块集成了用于数据处理的处理器，经由串口输出到主控制器模块的全部数据均为可以直接使用的有效数据，从而降低了主控制器模块的运算负担。

2.3 驱动器模块

倾转三旋翼机飞行控制系统在直升机模式、固定翼模式下对电机响应性能与伺服舵机响应速度、精度有着较高要求。为此，在电机选型上采用响应速度快、线性工作区域大并且电机参数与旋翼规格相匹配的外转子无刷电机(恒力源2316型)。所选电机由电子调速器(ESC)驱动并控制其转速；采用高压、高速伺服舵机用于驱动旋翼倾转机构。通过配置STM32的内部时钟与GPIO引脚输出333 Hz(周期为3 000 μs)的PWM波实现对电机转速与舵机倾转角进行控制。当输入ESC的PWM波脉宽为1 000 μs时，电机转速为零；当脉宽为2 000 μs时，电机转速为全速。舵机倾转角与输入PWM波的脉宽呈线性关系，且当输入舵机的PWM脉宽为500 μs时，舵机臂处于起始位置；当输入脉宽为1 500 μs时，舵机臂相对起始位置倾转90°处于中立位置；当输入脉宽为2 500 μs时，舵机臂相对起始位置倾转180°处于极限倾转位置。

2.4 电源模块

为满足整机供电需求并配平载机重心，采用两块2 200 mA·h的11.1 V锂聚合物电池并联后为电子调速器供电。同时，经由独立的降压模块降压后，实现精确、稳定的5 V电压输出，用于飞控系统中的各个模块供电，以此确保主控制器模块与各个传感器模块能够持续稳定运行。

2.5 无线通信模块

在倾转三旋翼机飞行控制系统开发与调试过程中，需要通过上位机软件对飞行数据进行实时采集与显示，并通过上位机的数据编辑与发送功能对飞行控制系统的关键参数进行设定与修改[21]。为确保无线连接稳定性，实现双向通信功能，并且满足飞行数据传输对通信速率的要求，采用HC-05型蓝牙串口模块。该模块具有最大200 mW的发射功率，有效通讯距离不小于10 m，能够满足控制系统调试的距离要求。其通过USART与主控制器模块进行通信，并通过基于2.4 GHz无线电的蓝牙2.0协议直接与带有蓝牙适配器的便携式计算机建立起无线通信链路。

3 飞行控制系统软件设计

倾转三旋翼机飞行控制系统软件设计主要包括：解析遥控指令，获取组合惯性导航模块与空速传感器等传感器数据，执行姿态控制算法并操作GPIO口输出PWM波控制电机与伺服舵机最终实现姿态控制，图3为其控制程序流程图。由于本文所采用的组合惯性导航模块集成了数据处理单元，可直接输出有效姿态数据与位置数据，故未另行构造基于四元数的互补滤波算法。在控制律设计上，由于倾转三旋翼机是三轴直升机与固定翼飞行器的结合体，其操纵控制同样分为两部分：直升机模式、固定翼模式。本文针对直升机模式(悬停状态)下的操纵控制方案，设计了相应的控制律。

图3 控制程序流程图
Fig.3 Flow chart of program

当倾转三旋翼机处于直升机模式时，其姿态控制的飞行器动力学机理等同于常规的三旋翼飞行器。陈政等[22]对三旋翼机进行了基于Simscape的三轴飞行器建模与仿真研究，本文在此基础上提出了一种串级PID控制器，并对所建立的模型及控制器进行了仿真实验。所设计的姿态控制器在俯仰角与滚转角上采取以角度环为外环，其输入为期望姿态角与实时姿态角的偏差，内环为角速度环，其输入为外环输出的期望角速度与实时角速度的偏差，图4为其控制原理框图。采用单级位置式PID控制偏航角速度，其输入为期望角速度与实时角速度的偏差。最后分别将输出换算为PWM脉宽用于控制电机与舵机，图5为单级PID控制原理框图。

图4 串级PID控制原理框图
Fig.4 Block diagram of cascade PID control

图5 单级PID控制原理框图
Fig.5 Block diagram of single-stage PID control

PID控制系统主要由PID控制器和被控对象组成。作为一种线性控制器，它根据设定值ysp(t)和实际输出值y(t)构成控制偏差e(t)，将偏差按照比例、积分、微分通过线性组合构成控制量u(t)，对被控量进行控制。其控制式可表示为

(1)

其中

e(t)=ysp(t)-y(t)

式中 Kp——比例项系数

Ti——积分时间常数

Td——微分时间常数

由于计算机控制是采样控制，需对式(1)做离散化处理

(2)

(3)

u(k)=

(4)

近似将其转换为

(5)

式中 T——采样周期

k——采样序号，k=0，1，2，…

Ki——积分项系数

Kd——微分项系数

参照式(5)，在Keil MDK-ARM开发环境里用C语言代码实现俯仰、横滚、偏航3个运动自由度的PID控制律。在实际应用中，为确保采样时间T始终为常数，将以上控制律配置为周期为5 ms的定时器中断。同时观察所设计的PID控制器调节效果以便于参数整定，以50 Hz的频率向上位机软件发送姿态信息与控制器各项关键参数，包括实时欧拉角、各轴实时角速率，控制器期望值以及PID控制器的比例、积分、微分项数值等。通过上位机软件对以上数据进行实时波形分析，对原先设计的PID控制器做如下调整：积分作用增大了系统惯性，为减小积分项造成的超调与振荡，防止偏差始终存在而造成积分项溢出导致控制系统发散，将积分项按5%调节行程限幅。将比例项按35%调节行程限幅，这样能够在确保控制器响应速度的前提下有效抑制姿态传感器噪声干扰及遥控器快速打杆造成的机身抖动。微分作用的引入，主要用于改善控制系统动态性能，使控制信号相位超前，提高系统相位裕度[23]。由于微分作用对噪声干扰十分敏感，为防止微分项放大系统噪声导致参数整定难度增大，在微分项引入不完全微分，即在微分项增加一个一阶惯性环节1/(1+Tds/Kd)[24]。其控制原理框图如图6所示。

图6 不完全微分PID结构图
Fig.6 Block diagram of incomplete derivative PID

4 PID参数整定

本文所设计的飞行控制系统可通过上位机软件的数字示波器功能对各个控制通道的期望值与实时值做波形分析，为参数整定提供参考，并通过数据编辑与发送功能将设定的参数实时导入飞行控制系统。在无人机上采用工程整定法的规律如下：

增大比例项系数Kp有利于加快系统响应速度，其表现为：无人机对给定量(期望角度、期望角速度)的变化，响应更加迅速。合适的比例项系数能使无人机姿态较快地达到期望值并收敛。

积分项的引入主要用于消除稳态误差，增大积分项系数Ki有利于消除静态误差并提高响应速度，提升无人机角度或角速度控制精度。

微分项用于加大系统阻尼，增加微分项系数Kd有利于加强系统抗干扰性能，提升稳定性，但过大的Kd会减缓系统响应速度并产生高频振荡，其表现为无人机机身剧烈振动。合理的微分项系数能够有效减小无人机姿态变化时姿态角或角速度振幅与振荡频率。

倾转三旋翼机飞行控制系统在俯仰角、横滚角上采用串级控制，偏航角控制上采用单级PID对偏航角速度进行控制。串级PID控制器参数整定顺序为：先整定内环参数，当内环即角速度控制器达到较为理想的控制效果以后再整定外环参数。在参数整定时为确保安全，将载机平台用尼龙绳悬吊。通过反复测验，最终确定控制器各项参数如表3所示。

表3 PID控制器参数
Tab.3 Parameters of PID controller

将最终确定的参数导入飞行控制器，分别采集横滚角、俯仰角与偏航角速度的期望值与实时值，并绘制对比曲线，如图7～9所示。

图7 横滚角姿态曲线
Fig.7 Attitude curves of roll angle

图8 俯仰角姿态曲线
Fig.8 Attitude curves of pitch angle

图9 偏航角速度曲线
Fig.9 Attitude curves of yawing angular velocity

5 结论

(1)基于STM32系列微控制器，对倾转三旋翼垂直起降无人机的悬停操纵控制系统进行了设计，通过串级PID控制器，实现了倾转三旋翼垂直起降无人机的稳定悬停功能。

(2)通过串级PID参数设计，在实验中获取了悬停状态下最优姿态控制参数。其中横滚角的内环采用PD控制(Kp为8.371，Kd为3.015)，外环采用PD控制(Kp为5.1，Kd为1.15)；俯仰角的内环采用PD控制(Kp为3.137，Kd为1.6)，外环采用PID控制(Kp为3.43，Ki为0.003，Kd为3.97)；偏航角采用PI控制器控制速度(Kp为9.30，Ki为0.11)。其设计理论值和实测值有很好的耦合关系。

(3)采用不完全微分PID控制器串级控制方法，能很好地提高倾转三旋翼无人机姿态控制响应速度与稳定性，对后续倾转三旋翼构型的垂直起降无人机飞行控制研究具有指导意义。

(4)实现了倾转三旋翼式垂直起降无人机的飞行控制系统设计，结合悬停姿态控制要求，确定了串级PID最优控制参数，为倾转三旋翼式垂直起降无人机飞行轨迹控制研究奠定了基础。