對于四旋翼垂直起降無人機控制策略(英文文獻翻譯)

1、對于四旋翼垂直起降無人機控制策略提出的沒有控制面的無人機（UAV）利用四電動馬達驅(qū)動的螺旋槳作為推進和姿態(tài)控制。這款無人機能夠垂直起飛和著陸（VTOL）,但是從懸停到巡航飛行的過程，螺旋槳的控制是一個特別復(fù)雜的問題。一個新穎的采用最佳估計數(shù)，類似多用途線性二次調(diào)節(jié)器（LQR）的控制算法適用于最新進展，其中一種技術(shù)能產(chǎn)生一隨時間變化的系統(tǒng)模型可用的轉(zhuǎn)化控制輸入，飛機駕駛員將使用這個輸入為無人機螺旋槳提供所必需的控制信號。作為結(jié)果，受過傳統(tǒng)訓(xùn)練的飛機駕駛員能夠控制這種新穎的UAV而無需額外的培訓(xùn)。此外，可以預(yù)料，通用控制算法以后可以用于自主控制無人機，允許自主發(fā)展新穎的控制策略去控制要求的無人機。

2、I介紹雖然本文中所描述的是新穎UAV的方法控制，但將同樣適用于許Wing14Wing2多現(xiàn)有的和已提出的飛行器，該方法的發(fā)展，是通過與特定的概念飛行器相關(guān)的挑戰(zhàn)為動機。圖1示出的用于提供推力和控制新型雙平面姿態(tài)的4旋翼的位置。在水平巡航飛行，每個旋翼提供平等的推力，并產(chǎn)生相等的角動量。因此，該機是一款零角動量（ZAM）無人機。ZAM的無人機，通過規(guī)范，沒有其他飛行控制機制。要調(diào)整姿態(tài)，需要對旋翼進行控制互補，以保持ZAM條件同時產(chǎn)生所需變化。例如，為了控制俯仰，旋翼3的角速度和4可以等效地增大。旋翼的凈角動量保持為零，而旋翼之間推力的差異導(dǎo)致俯仰力矩。在控制偏航時，旋翼2的角速度和4可以等效地

3、被修改。ZAM的無人機的總角動量保持為零，除了ZAM的軸的附近的凈角動量旋翼是在同一個數(shù)量級所需故意不對稱推力造成的俯仰和偏航力矩。圖1四旋翼結(jié)構(gòu)后視圖在起飛或著陸的情況下，ZAM無人機圖2四旋翼結(jié)構(gòu)俯視圖將進入一個被稱為傳統(tǒng)意義上的緩慢飛行狀態(tài)。然而，當(dāng)推力大于個單位重量比時，ZAM的無人機依然能夠懸停，垂直起飛和垂直降落的。要控制這樣一架飛機，它是有利的，無論是為發(fā)展的目的，并為未來的自主控制策略的實施，還是對傳統(tǒng)的訓(xùn)練有素的飛行員能夠操作飛行器而沒有額外的培訓(xùn)。這需要一個控制翻譯器，從而有效地使ZAMUAV中的傳遞函數(shù)在控制之下，如圖2展示的，使一個強大的輕型飛機像一個常規(guī)的飛機，并允許

4、其控制是相同的。按照發(fā)展的宗旨,飛行員將在模擬器遠程控制無人機ZAM，其條件是基于無人機的機載觀測。然后，通過導(dǎo)頻響應(yīng)將UAV的運動提供的控制輸入中繼到控制轉(zhuǎn)換器。在自主控制中，自動駕駛儀將直接提供給觀察者。(Auto)PihtControlInputsSimulator斗Copyright2006DefiantEogiMering圖3控制策略框圖II方法卡爾曼濾波最優(yōu)估計是一個以模型為參考的最小平方誤差狀態(tài)觀測器。最優(yōu)控制器是以一個模型為參考的線性二次調(diào)節(jié)器（LQR）?；镜睦碚撌沁@樣的：觀測器理論證相當(dāng)于進步控制理論。為了開發(fā)控制的翻譯，最近作者已在其中一架厶ComprcsaioiL/1R

5、nsinn飛機的動態(tài)模型上施加最優(yōu)估計，體進行實時修改。同樣的方法可以應(yīng)用于開發(fā)在ZAMUAV旋翼的控制的現(xiàn)在卡爾曼濾波器的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣,LQR。但請注意，這種方法將同樣適用于任何飛行器或過程。通過一個新穎的系統(tǒng)，以傳統(tǒng)的控制輸入的響應(yīng)圖4機翼上方，頂視圖，正面俯仰速度的控制。在一個卡爾曼濾波器中，以該過程的狀態(tài)與時間作為狀態(tài)變量的線性加權(quán)和，加上稱為狀態(tài)噪聲的隨機過程矢量而變化。加權(quán)和體現(xiàn)在狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，它從一個時間步驟到下一個步驟，涉及狀態(tài)變量。傳統(tǒng)上，狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣是恒定的。在一個LQR，控制過程的動力學(xué)被類似地體現(xiàn)在一個傳統(tǒng)恒定狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣。具有隨時間變化的狀態(tài)轉(zhuǎn)移矩陣，所述LQR不再是

6、線性控制器，而作為控制輸入的當(dāng)前狀態(tài)的變量的線性組合，但系數(shù)是狀態(tài)變量的非恒定的非線性組合。ZAM的無人機的復(fù)雜動態(tài)與這種多功能性很容易在控制算法建模。III二次效應(yīng)，俯仰速度考慮用于飛行器恒定正俯仰速度的情況下，參考圖4，需要保持一個恒定俯仰速度由于沒有差動推力，角動量在每個旋翼的標量值保持恒定，但是該角動量向量的方向是不斷變化的。因此，每個單獨的旋翼受旋轉(zhuǎn)加速度，旋翼的角動量通過機身把應(yīng)力傳遞給另一個。瓦=!=毎論心=-辱論_冉=-纟k注意，這個應(yīng)力是在法向上，由于在懸停時翼上部產(chǎn)生簡單的彎曲而對于翼底部則沒有。該應(yīng)力產(chǎn)生了一個小的應(yīng)變，_(t)叫龍_吆趣厶聲門、這導(dǎo)致在每個旋翼的角動量矢

7、量的方向產(chǎn)生一個小的偏差，_屮TiN_DggjWINGtX2”二婦2內(nèi)極G_x十如心M汕j2砂皿zi、gTr3皿倔”。曲二兀卅：=（】）厶f+1'請?zhí)貏e注意的是，小的偏差導(dǎo)致每個旋翼角動量一小部分在相同的方向?qū)Ω┭鏊俾十a(chǎn)生影響。我們定義圖2和4的原點在每個翼的結(jié)-FRAME+yr（rX卜爲+*t口）冊諏乙丄衛(wèi)_吟遲也E計詁瓦北他yy十厲JT丄上J陽2工構(gòu)質(zhì)心。L1Y和厶2Y的大小被放大在圖4來說明在每個旋翼的方向上的小偏差之合導(dǎo)致機體角速度的方向在整個飛行器上產(chǎn)生額外角動量,所以飛行器的角動量，需要注意的是旋翼的效果是簡單地增加飛行器的轉(zhuǎn)動慣量，馬達和螺旋槳角動量通過翼展和翼材料和幾何

8、形狀所確定范圍。IV二次效應(yīng)，偏航速度考慮恒定正偏航速度的情況下，對于飛行器，參考圖5,由于沒有差動推力需要保持一個恒定的偏航速率，而忽略了現(xiàn)在的空氣動力學(xué)的影響，在每個旋翼角動量的標量值保持恒定,圖5左側(cè)視圖，正偏航率然而，角動量矢量方向是不斷變化的。因此，每個單獨的旋翼受到旋轉(zhuǎn)加速度，弘-警_為.4廉G幾:旋翼的角動量通過機身把應(yīng)力傳遞給另一個。請注意，此應(yīng)力在每個旋翼產(chǎn)生扭矩。翼剪切應(yīng)力產(chǎn)生了一個小的剪切應(yīng)變，這導(dǎo)致在每個旋翼的角動量矢量的方向產(chǎn)生一個小的偏差JFZ帖3_胡f"L-Df.0f廠丁丿G幾班_：尹2,M呼2咤-$二AnFRAU£:L癥Dg».、:

9、*2口人戀芒二.；,2Hffl-Tr:心丄nt和+k2fJT請?zhí)貏e注意的是，小的偏差導(dǎo)致每個旋翼角動量的一小部分在相同的方向上影響偏航率。L1z和厶弦的大小被放大在圖5中說明，在各旋翼的方向上的小偏差結(jié)合起來導(dǎo)致整個飛行器的額外角動量改變機體角速度的方向，所以飛行器的角動量為，V三級效應(yīng)、俯仰加速度俯仰加速度考慮用于飛行器正俯仰加速度的情況下，參考圖4，差分推力產(chǎn)生俯仰加速度，通過等效增加旋翼3與4提供的速度，將兩差動推力加速在俯仰方向上。每個單獨的旋翼中確定的角動量矢量產(chǎn)生小的偏差，因此，受旋轉(zhuǎn)加速度的差分推力，為了達到等式3確定的數(shù)額，或，因此，需要的總的差分推力達到第三節(jié)的恒定節(jié)距率，正

10、如人們所期望的，旋翼的影響是相同的恒定速率。有趣的是，這意味著整體機身表現(xiàn)為剛性體具有的慣性質(zhì)量矩，所以，對于不知情的觀察者，如果不知道高角動量旋翼的存在，會相信這個對象是一個簡單的剛體，但回轉(zhuǎn)半徑可以達到超越對象的半徑值，但明顯是不可能的。為ZAM的UAV的設(shè)計的目的，必須關(guān)注與方程2確定的機身應(yīng)力，它仍保持為俯仰加速度的情況下，沒有平衡的假設(shè)已經(jīng)從上述分析中否定。VI三級效應(yīng)，偏航加速度正偏航加速度情況下的飛行器，將參考圖5差分推力建立偏航加速度，該處理是通過在等效增加旋翼1和3的速度提供。差分推力將兩加速施加在俯仰方向上，并引起在式（7）中的每個單獨的旋翼中確定的角動量矢量的小的偏差，因

11、此，由于差分推力旋轉(zhuǎn)加速度為，(14)/>血H_-7_t_斑応_血乙£二叫。磁賦詭*5"一倒葩込加_衛(wèi)££就_闿丄般忙三ff.w人(15)為了達到偏差，等式7中確定的量為，理3不一I丄丿r廠T4J皿芷一yy或，oJS1丘:D*取匸；/S=機2山斑_工;因此，需要的總的差分推力達到第四節(jié)的恒定偏航速度，噸和S.禹+陀+礙+仁）口費斗2&皿右_：.了J胖加址正如人們所期望的，旋翼影響的是相同的恒定速率。有趣的O'；是，這意味著整體機身表現(xiàn)為剛性體具有的慣性質(zhì)量矩，占fah珞r二=跡二一“f匚GJ壯譽_化所以對于ZAM無人機設(shè)計的目的，必須只關(guān)注于機身壓力。然而,由于在偏航加速度情況下在每個旋翼不具有相同的角動量，該飛行器不相同的應(yīng)力將轉(zhuǎn)移兩翼之間，結(jié)果產(chǎn)生附加角動量。這是