基于自適應(yīng)的變形式陸空機(jī)器人轉(zhuǎn)域過程飛行控制

馮宜明，王建中，施家棟

北京理工大學(xué) 爆炸科學(xué)與技術(shù)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100081

在建筑物密集的城區(qū)，兼顧越障能力和續(xù)航時(shí)間的陸空機(jī)器人具有許多獨(dú)特的優(yōu)越性。近年來，在四旋翼和共軸雙旋翼無人機(jī)的基礎(chǔ)上，有研究人員研發(fā)了許多具備上述功能的陸空兩棲機(jī)器人［1－4］，其主要分為兩種：一種是將輪式和飛行兩種不同移動(dòng)方式進(jìn)行簡單疊加的陸空機(jī)器人，沒有將不同的移動(dòng)方式真正的融合為一體，另外沒有考慮到機(jī)器人的防護(hù)問題，導(dǎo)致機(jī)器人在不同運(yùn)動(dòng)方式之間切換時(shí)容易損壞，如南安普頓大學(xué)設(shè)計(jì)的“B”機(jī)器人［3］等；另一種是可變形陸空機(jī)器人，機(jī)器人在地面及飛行狀態(tài)下?lián)碛胁煌螒B(tài)，通過變形完成兩種狀態(tài)的切換，將不同的移動(dòng)方式融為一體，但卻存在著從地面到飛行或從飛行到地面狀態(tài)機(jī)動(dòng)性不連續(xù)的問題，在陸空變形過程中可能錯(cuò)過偵查時(shí)機(jī)，并且長時(shí)間的原地變形也會(huì)增加被反偵察的風(fēng)險(xiǎn)，如明尼蘇達(dá)大學(xué)研制的一款微小型陸空機(jī)器人［4］等。

本文針對(duì)一種變形式四旋翼陸空兩棲機(jī)器人，研究空地轉(zhuǎn)域飛行控制方法，在陸空機(jī)器人降落過程中完成或部分完成陸空狀態(tài)變形，為實(shí)現(xiàn)從空中到地面的連續(xù)機(jī)動(dòng)奠定了基礎(chǔ)。針對(duì)對(duì)稱機(jī)體或確定模型的四旋翼飛行控制國內(nèi)外業(yè)已取得較多研究成果［5－10］，文獻(xiàn)［5］中采用傳統(tǒng)比例-積分-微分（PID）控制器在忽略空氣阻力等外部因素影響下可以實(shí)現(xiàn)四旋翼的穩(wěn)定飛行；文獻(xiàn)［6］中設(shè)計(jì)了一種可選擇的PI／PID算法，降低了穩(wěn)態(tài)誤差；文獻(xiàn)［7］中利用設(shè)計(jì)的模糊PID控制器減小了外部擾動(dòng)對(duì)整個(gè)飛行控制系統(tǒng)的影響；文獻(xiàn)［8］中設(shè)計(jì)了一種連續(xù)時(shí)變的自適應(yīng)跟蹤控制器，實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證表明控制效果較好；文獻(xiàn)［9］和文獻(xiàn)［10］則分別采用反饋線性化方法和反步法對(duì)四旋翼進(jìn)行飛行控制。而對(duì)于可變模型的四旋翼飛行控制研究較少，如文獻(xiàn)［11］針對(duì)飛行器因意外碰撞或地面指令拋掉負(fù)載引起的系統(tǒng)參數(shù)改變而設(shè)計(jì)的基于單一PID控制器的模型參考自適應(yīng)補(bǔ)償器，理論較為簡單，且控制效果不明顯，實(shí)際工程應(yīng)用有限。本文考慮轉(zhuǎn)域變形過程導(dǎo)致的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量改變和復(fù)雜飛行環(huán)境中可能出現(xiàn)的負(fù)載變化和機(jī)體質(zhì)量受損問題，利用雅克比矩陣對(duì)系統(tǒng)模型線性化后，在設(shè)計(jì)基于線型性二次型調(diào)節(jié)器（LQR）算法的姿態(tài)控制器和基于PID算法的高度控制器的基礎(chǔ)上，加入模型參考自適應(yīng)控制對(duì)系統(tǒng)模型不確定性問題進(jìn)行補(bǔ)償，保證了閉環(huán)控制系統(tǒng)的全局漸進(jìn)穩(wěn)定。利用Adams和MATLAB聯(lián)合仿真，在保證機(jī)器人轉(zhuǎn)域變形過程中姿態(tài)及高度控制有效性和可靠性的同時(shí)使其具有可視性。通過搭建的陸空機(jī)器人飛行及轉(zhuǎn)域樣機(jī)對(duì)機(jī)器人的轉(zhuǎn)域飛行控制進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。

1 動(dòng)力學(xué)模型

變形式陸空兩棲機(jī)器人以陸地行進(jìn)模式為主，當(dāng)遇到障礙無法行進(jìn)時(shí)切換為飛行模式，因此機(jī)器人有飛行、轉(zhuǎn)域變形和陸地行進(jìn)3種狀態(tài)，如圖1所示。4個(gè)旋翼電機(jī)固連于4個(gè)輪盤中心，旋翼由旋翼護(hù)圈輪保護(hù)，通過舵機(jī)驅(qū)動(dòng)變形機(jī)構(gòu)完成轉(zhuǎn)域變形，旋翼護(hù)圈輪將作為陸地行進(jìn)車輪。本文僅研究陸空機(jī)器人降落前后變形與飛行交合的問題，為方便研究，忽略地面行進(jìn)結(jié)構(gòu)，僅考慮其質(zhì)量影響，構(gòu)建簡化的飛行及轉(zhuǎn)域系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型，如圖2所示。該模型與陸空機(jī)器人的轉(zhuǎn)域飛行過程中不同變形角度狀態(tài)下的特性基本等效。

圖1 變形式陸空兩棲機(jī)器人結(jié)構(gòu)Fig.1 Structures of metamorphic air-land amphibious vehicles

圖2 飛行及轉(zhuǎn)域系統(tǒng)結(jié)構(gòu)模型Fig.2 Structural model for flight and area transfer system

圖3 所示為轉(zhuǎn)域變形α角度（與水平面夾角）的系統(tǒng)狀態(tài)簡化模型，取地面坐標(biāo)系為Oxiyizi；機(jī)體坐標(biāo)系為Oxbybzb，坐標(biāo)原點(diǎn)與質(zhì)心重合。

飛行狀態(tài)時(shí)采用X型四旋翼模式，坐標(biāo)軸xb、yb與飛行狀態(tài)下對(duì)角旋翼電機(jī)連線的分角線重合，xb為前進(jìn)方向；轉(zhuǎn)域模型整體視為剛體；轉(zhuǎn)域變形過程4個(gè)舵機(jī)轉(zhuǎn)速相同，即保證任意時(shí)刻4個(gè)旋翼變形傾角α相同；不考慮地球自轉(zhuǎn)及公轉(zhuǎn)影響，不考慮螺旋槳揮舞特性［12］；旋翼在旋轉(zhuǎn)時(shí)是一個(gè)均勻作用于空氣的無限薄的圓盤［2］。

圖3 轉(zhuǎn)域變形狀態(tài)Fig.3 Area transfer status

在忽略螺旋槳的阻力和側(cè)向力矩情況下，單個(gè)電機(jī)產(chǎn)生的主要有拉力Ti和阻力矩Ωi（i＝1，2，3，4）。轉(zhuǎn)域變形α角度后，螺旋槳平面隨之傾斜，拉力和阻力矩將產(chǎn)生沿機(jī)體坐標(biāo)系3個(gè)軸的分力，因轉(zhuǎn)域變形過程中時(shí)刻保持4個(gè)旋翼臂變形角度一致，4個(gè)旋翼產(chǎn)生的沿xb、yb軸上的分力和近似為零，僅保留沿zb軸方向的升力Tzi和阻力矩Ωzi。拉力及阻力矩與電機(jī)轉(zhuǎn)速ωi（i＝1，2，3，4）之間滿足［13］：

式中：CT、CΩ分別為旋翼的拉力系數(shù)和扭矩系數(shù)；ρ為空氣密度；A＝πR2為螺旋槳的面積；CT、CΩ、ρ、A、R均為定值；k為升力系數(shù)；d 為阻力矩系數(shù)［13］。

在慣性坐標(biāo)系中：

式中：T為旋翼總升力；m為系統(tǒng)質(zhì)量；g為重力加速度；Cib為機(jī)體坐標(biāo)系到慣性坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換矩陣［14］。即

式中：φ、θ、ψ分別為橫滾角、俯仰角和偏航角。

式中：p、q、r為機(jī)體坐標(biāo)系下機(jī)體沿3個(gè)軸的角速度。

式中：Jx、Jy、Jz為系統(tǒng)關(guān)于機(jī)體坐標(biāo)系xb、yb、zb軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量；τφ、τθ、τψ為滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航3個(gè)角運(yùn)動(dòng)方向上的控制力矩，滿足：

式中：l為旋翼質(zhì)心到系統(tǒng)質(zhì)心的距離。

2 系統(tǒng)控制模型

模型參考自適應(yīng)控制系統(tǒng)（MRACS）設(shè)計(jì)前需先對(duì)基礎(chǔ)控制器進(jìn)行設(shè)計(jì)，利用基礎(chǔ)控制器和系統(tǒng)模型得到參考模型，從而得到模型參考自適應(yīng)控制律［15－16］。變形式陸空兩棲機(jī)器人飛行及轉(zhuǎn)域系統(tǒng)基礎(chǔ)控制器方案分為內(nèi)環(huán)和外環(huán)控制兩部分，控制內(nèi)環(huán)是在已建立的系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型基礎(chǔ)上，利用雅克比矩陣對(duì)該模型在平衡點(diǎn)進(jìn)行線性化，然后利用線性模型設(shè)計(jì)基于LQR的姿態(tài)控制器和基于PID算法的高度控制器；控制外環(huán)是利用PID算法建立x、y方向與姿態(tài)角φ、θ之間的關(guān)系［17－19］從而解決系統(tǒng)的欠驅(qū)動(dòng)問題，此控制器較為簡單，本文不再贅述，僅對(duì)姿態(tài)和高度控制器進(jìn)行設(shè)計(jì)。

2.1 LQR姿態(tài)控制器設(shè)計(jì)

選取u＝ ［τφτθτψ］T＝ ［u2u3u4］T為姿態(tài)控制輸入向量，x＝ ［φ p θ q ψr ］T為狀態(tài)向量，可將系統(tǒng)非線性動(dòng)力學(xué)模型寫為x＝f（x，u）的狀態(tài)空間形式。

此非線性狀態(tài)方程利用雅克比矩陣［20］線性化后寫為

考慮到系統(tǒng)多是在懸停和低速的平衡點(diǎn)附近運(yùn)動(dòng)，因此可將其在平衡點(diǎn)附近進(jìn)行線性化處理，取此時(shí)系統(tǒng)狀態(tài)x＝［0 00000］T代入系數(shù)雅克比矩陣中可得

至此，系統(tǒng)的線性時(shí)不變狀態(tài)空間模型得以建立。構(gòu)建基于LQR的姿態(tài)控制框圖如圖4所示。

圖4 LQR姿態(tài)控制框圖Fig.4 Diagram of LQR attitade control

引入誤差向量：

狀態(tài)空間模型擴(kuò)展為

根據(jù)LQR控制理論，設(shè)計(jì)最優(yōu)控制律為

式中：K1為反饋增益矩陣；K2前饋增益矩陣，使得二次型目標(biāo)函數(shù)J取值最小。

式中：x＝ ［x xI］T；Q、R分別為x、u的正定加權(quán)矩陣，其中元素比例關(guān)系的選取將影響系統(tǒng)的控制效果。當(dāng)J取值最小時(shí)

式中：K＝ ［K1K2］T；P為Riccati方程的解。

據(jù)以上分析，可得基于LQR的姿態(tài)控制器的狀態(tài)空間方程為

2.2 PID高度控制器設(shè)計(jì)

變形式陸空機(jī)器人實(shí)際控制系統(tǒng)是由控制器產(chǎn)生電機(jī)的調(diào)速控制信號(hào)，經(jīng)由電調(diào)節(jié)電機(jī)轉(zhuǎn)速帶動(dòng)旋翼旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力，4個(gè)電機(jī)升力合成后形成控制輸入u再作用于實(shí)際系統(tǒng)。因此實(shí)際控制系統(tǒng)傳遞函數(shù)圖如圖5所示。

框圖中，G1（s）表示由電機(jī)模型決定的電機(jī)調(diào)速控制信號(hào)到拉力間的傳遞函數(shù)，G2（s）表示輸入到狀態(tài)間的傳遞函數(shù)。

圖5 實(shí)際系統(tǒng)傳遞函數(shù)框圖Fig.4 Diagram of real system transfer function

式中：實(shí)際系統(tǒng)選用響應(yīng)時(shí)間為0.1s的電機(jī)，kr為電機(jī)調(diào)速控制信號(hào)與拉力之間的比例系數(shù)，可由電機(jī)拉力測(cè)試實(shí)驗(yàn)得到。

由系統(tǒng)模型可知，當(dāng)系統(tǒng)處于高度控制過程中，系統(tǒng)姿態(tài)角變化較小，取cosφcosθ≈1，高度動(dòng)力學(xué)方程簡化為

則傳遞函數(shù)G2（s）為

設(shè)計(jì)系統(tǒng)高度控制的PID控制律為

其對(duì)應(yīng)傳遞函數(shù)為

則系統(tǒng)的高度控制的閉環(huán)傳遞函數(shù)為：

選取xz＝ ［z z·］T為狀態(tài)向量。將高度控制傳遞函數(shù)轉(zhuǎn)化為與之相對(duì)應(yīng)的狀態(tài)空間方程形式從而得到狀態(tài)方程系數(shù)Ah、Bh、Ch，方程為

2.3 MRACS設(shè)計(jì)

上述姿態(tài)及高度控制器在模型參數(shù)不改變的情況下，狀態(tài)方程中各參數(shù)變化微小，可以使系統(tǒng)具有較好的控制性能指標(biāo)。然而當(dāng)系統(tǒng)進(jìn)行轉(zhuǎn)域變形時(shí)，系統(tǒng)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量會(huì)發(fā)生改變，對(duì)于姿態(tài)控制器而言，狀態(tài)方程參數(shù)Ba將出現(xiàn)偏差，LQR控制參數(shù)K也將改變，此時(shí)基于LQR控制器的姿態(tài)閉環(huán)控制系統(tǒng)性能將會(huì)將降低；當(dāng)系統(tǒng)飛行及轉(zhuǎn)域過程中出現(xiàn)負(fù)載變化或機(jī)體質(zhì)量受損時(shí)，系統(tǒng)高度控制器的狀態(tài)方程參數(shù)也將出現(xiàn)變化，從而影響基于PID控制器的高度控制系統(tǒng)性能。因此，為了保證系統(tǒng)在轉(zhuǎn)域、負(fù)載變化或機(jī)體受損情況下的姿態(tài)及高度控制性能，考慮加入模型參考自適應(yīng)控制對(duì)系統(tǒng)模型不確定性進(jìn)行補(bǔ)償。

以姿態(tài)控制為例，高度控制類似。加入模型參考自適應(yīng)控制后的系統(tǒng)控制框圖如圖6所示（其中實(shí)際模型中包含基礎(chǔ)控制器）：

選取參考模型為

式中：Am、Bm、Cm為上述基礎(chǔ)控制器狀態(tài)空間方程參數(shù)值。

系統(tǒng)實(shí)際模型為

設(shè)計(jì)自適應(yīng)控制律為

式中：r為系統(tǒng)期望輸入；Kt、Ft分別為自適應(yīng)控制前饋增益矩陣和反饋增益矩陣。

將式（26）代入式（25）可得實(shí)際系統(tǒng)為

圖6 模型參考自適應(yīng)控制系統(tǒng)框圖Fig.6 Diagram of MRACS

為保證系統(tǒng)穩(wěn)定性，選取Lyapunov函數(shù)：

式中：Γ1、Γ2為三維正定對(duì)稱矩陣；Pm滿足PmAm＝－Qm，其中Qm為六維正定矩陣。

對(duì)式（31）兩邊求導(dǎo)可得

易知，式（32）第一項(xiàng)是負(fù)定的，為使V·＜0，令后兩項(xiàng)為零即可，解之可得

由V＞0，V·＜0及Lyapunov穩(wěn)定性理論可0，考慮系統(tǒng)多是在懸停和低速的平衡點(diǎn)附近運(yùn)動(dòng)即在小擾動(dòng)下系統(tǒng)全局漸近穩(wěn)定。高度模型參考自適應(yīng)控制器設(shè)計(jì)與姿態(tài)類似。故此得實(shí)際姿態(tài)及高度控制系統(tǒng)性能趨近于參考模型系統(tǒng)性能，從而實(shí)現(xiàn)了對(duì)參考模型的跟蹤。

3 仿真分析

3.1 MATLAB／Adams聯(lián)合仿真模型

建立圖7所示轉(zhuǎn)域飛行系統(tǒng)的Adams模型，其輸入量為4個(gè)旋翼電機(jī)的轉(zhuǎn)速以及4個(gè)變形舵機(jī)的轉(zhuǎn)動(dòng)角度（同步變形所以實(shí)為一個(gè)量），輸出量為模型當(dāng)前的3個(gè)姿態(tài)角和質(zhì)心空間坐標(biāo)。利用Adams／control模塊生成Simulink可讀取的.slx格式文件［21］，并在 MATLAB中調(diào)用adams＿sys命令即可打開圖8所示的轉(zhuǎn)域飛行系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模塊［21－22］。

圖7 轉(zhuǎn)域飛行系統(tǒng)Adams動(dòng)力學(xué)模型Fig.7 Adams dynamic model for flight andarea transfer system

圖8 轉(zhuǎn)域飛行系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模塊［21－22］Fig.8 Dynamic module for flight and area transfer system［21－22］

在Simulink中將動(dòng)力學(xué)模塊的輸入和輸出量與控制系統(tǒng)模塊建立關(guān)系，即在Simulink中建立各個(gè)控制環(huán)節(jié)的控制模塊，并添加適當(dāng)?shù)淖远x函數(shù)，搭建如圖9所示可方便辨識(shí)的封裝后的聯(lián)合仿真模型（其中ez和ep分別為高度和姿態(tài)誤差）。

3.2 仿真結(jié)果分析

仿真開始前需要對(duì)轉(zhuǎn)域飛行系統(tǒng)參數(shù)進(jìn)行初始化設(shè)置，根據(jù)試驗(yàn)樣機(jī)得到如表1所示參數(shù)。

通過MATLAB中PID工具箱經(jīng)過不斷循環(huán)測(cè)試得到對(duì)高度控制效果較好的Kp、Ki、Kd以及利用仿真結(jié)果試湊確定Q、R、Γ1、Γ2、Qm，如表2 所示。

圖9 聯(lián)合仿真模型Fig.9 Co-simulation model

表1 轉(zhuǎn)域飛行系統(tǒng)參數(shù)Table 1 Structural parameters of flight and area transfer system

表2 控制器參數(shù)Table 2 Control parameters

為保證陸空機(jī)器人的連續(xù)機(jī)動(dòng)性，考慮在達(dá)到變形角度極限位置時(shí)，將陸空機(jī)器人降落至很低的高度位置，然后通過加快舵機(jī)轉(zhuǎn)速完成剩余部分的變形使得機(jī)器人在降落的同時(shí)完成徹底的變形。因此首先利用聯(lián)合仿真模型對(duì)轉(zhuǎn)域過程高度的控制進(jìn)行仿真，以找到轉(zhuǎn)域變形角度的極限值。

設(shè)置期望高度為10m，起飛達(dá)到期望高度穩(wěn)定后，開始降落并設(shè)置降落的期望高度為0m，整個(gè)過程模擬起飛和變形前的降落。開始降落后，設(shè)置轉(zhuǎn)域變形，即設(shè)置變形舵機(jī)以0.5rad／s轉(zhuǎn)速變形到指定角度α（15°、30°、45°和50°），仿真結(jié)果如圖10～圖12所示。

仿真結(jié)果表明，當(dāng)變形角度α不大于45°時(shí)，系統(tǒng)高度均在可控范圍內(nèi)，且控制較為精確穩(wěn)定；當(dāng)變形角度α＝50°時(shí)，出現(xiàn)不可控的下降現(xiàn)象，即此變形角度下無法對(duì)高度進(jìn)行穩(wěn)定控制?？紤]實(shí)際系統(tǒng)中對(duì)舵機(jī)的控制可能存在一定的誤差，因此將變形角度α＝45°作為轉(zhuǎn)域變形角度的極限值（圖11仿真由變形舵機(jī)控制下的轉(zhuǎn)域變形角度變化曲線，每次變形α均從0°開始連續(xù)變形到指定角度，圖中4條曲線在達(dá)到穩(wěn)定值前重合表示每次設(shè)置變形舵機(jī)變形開始于6s，并且具有相同的變形轉(zhuǎn)速）。

圖10 轉(zhuǎn)域飛行高度響應(yīng)曲線Fig.10 Flight height response curves of area transfer

圖11 轉(zhuǎn)域變形角度α變化曲線Fig.11 Variation of area transfer deformable angleα

圖12 轉(zhuǎn)域變形至45°時(shí)Adams仿真動(dòng)畫截圖Fig.12 Adams animation screenshot of area transfer deformable angle is 45°

考慮轉(zhuǎn)域過程系統(tǒng)模型參數(shù)改變可能導(dǎo)致的姿態(tài)控制性能下降的問題，對(duì)轉(zhuǎn)域變形角度小于極限值時(shí)系統(tǒng)姿態(tài)控制進(jìn)行仿真。設(shè)置在1s時(shí)系統(tǒng)開始轉(zhuǎn)域變形至15°，對(duì)比仿真基于LQR控制和基于模型參考自適應(yīng)控制下的滾轉(zhuǎn)角輸出響應(yīng)如圖13所示。

設(shè)置1s時(shí)系統(tǒng)開始轉(zhuǎn)域變形至30°，對(duì)比仿真基于LQR控制和基于模型參考自適應(yīng)控制下的俯仰角輸出響應(yīng)如圖14所示。

圖13 轉(zhuǎn)域變形至15°時(shí)滾轉(zhuǎn)角響應(yīng)曲線Fig.13 Response curves of roll angle when area transfer deformable angle is 15°

設(shè)置1s時(shí)系統(tǒng)開始轉(zhuǎn)域變形至40°，對(duì)比仿真基于LQR控制和基于模型參考自適應(yīng)控制下的偏航角輸出響應(yīng)如圖15所示。

考慮當(dāng)系統(tǒng)飛行及轉(zhuǎn)域過程中出現(xiàn)負(fù)載變化或機(jī)體質(zhì)量受損時(shí)可能導(dǎo)致的高度控制性能下降，設(shè)置在2s時(shí)系統(tǒng)質(zhì)量改變?yōu)樵瓉淼?0%對(duì)比仿真基于PID和基于模型參考自適應(yīng)控制下的飛行高度輸出響應(yīng)如圖16所示。

圖14 轉(zhuǎn)域變形至30°時(shí)俯仰角響應(yīng)曲線Fig.14 Response curves of pitch angle when area transfer deformable angle is 30°

圖15 轉(zhuǎn)域變形至40°時(shí)偏航角響應(yīng)曲線Fig.15 Response curves of yaw angle when area transfer deformable angle is 40°

圖16 質(zhì)量變?yōu)?0%時(shí)飛行高度響應(yīng)曲線Fig.16 Response curves of height when mass changes to 70%

圖13 ～圖15仿真結(jié)果表明，轉(zhuǎn)域變形后，導(dǎo)致系統(tǒng)模型參數(shù)改變，在不加入模型參考自適應(yīng)補(bǔ)償器的情況下，僅依靠LQR基礎(chǔ)控制器對(duì)系統(tǒng)姿態(tài)進(jìn)行調(diào)整時(shí)，姿態(tài)控制性能會(huì)大幅度衰減，超調(diào)量及響應(yīng)時(shí)間明顯增加，且對(duì)比可知，該增加量隨轉(zhuǎn)域變形角度增大而增大；加入模型參考自適應(yīng)補(bǔ)償器后，姿態(tài)控制性能得到很大的改善，系統(tǒng)參數(shù)改變前后控制效果都十分理想。圖16表明，系統(tǒng)出現(xiàn)負(fù)載變化或質(zhì)量受損時(shí)，僅依靠PID基礎(chǔ)控制器對(duì)系統(tǒng)高度控制時(shí)，超調(diào)量和相應(yīng)時(shí)間明顯變長，控制系統(tǒng)性能衰減；加入模型參考自適應(yīng)補(bǔ)償器后，系統(tǒng)質(zhì)量改變前后控制效果都較為理想。因此，模型參考自適應(yīng)補(bǔ)償器的加入可以使得系統(tǒng)在轉(zhuǎn)域飛行過程的姿態(tài)調(diào)整以及質(zhì)量變化時(shí)的高度調(diào)整仍具有理想的控制效果，對(duì)系統(tǒng)模型不確定性問題進(jìn)行了很好的彌補(bǔ)。

4 試 驗(yàn)

研制轉(zhuǎn)域飛行樣機(jī)，對(duì)轉(zhuǎn)域過程中不同變形角度狀態(tài)進(jìn)行飛行試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明當(dāng)變形角度α為15°及30°時(shí)，可完成飛行姿態(tài)及位置的調(diào)整。當(dāng)變形角度為45°時(shí)，仍可操控樣機(jī)的起飛降落，但針對(duì)其姿態(tài)角的控制響應(yīng)時(shí)間變長，且較難操控。當(dāng)變形角度為50°時(shí)，在將油門推至滿油狀態(tài)下樣機(jī)仍難以起飛。變形角度為45°時(shí)轉(zhuǎn)域飛行試驗(yàn)場(chǎng)景截圖如圖17所示。

讀取飛行日志中變形角度為45°時(shí)的姿態(tài)輸出數(shù)據(jù)，將其導(dǎo)入MATLAB中并繪制出姿態(tài)角響應(yīng)曲線圖，如圖18～圖20所示。

圖17 45°變形下轉(zhuǎn)域飛行試驗(yàn)Fig.17 Experiment of area transfer flying under 45°deformation

圖18 變形角度為45°時(shí)滾轉(zhuǎn)角數(shù)據(jù)曲線Fig.18 Data curves of roll angle when deformable angle is 45°

圖19 變形角度為45°時(shí)俯仰角數(shù)據(jù)曲線Fig.19 Data curves of pitch angle when deformable angle is 45°

圖20 變形角度為45°時(shí)偏航角數(shù)據(jù)曲線Fig.20 Data curves of yaw angle when deformable angle is 45°

試驗(yàn)姿態(tài)角數(shù)據(jù)表明，在考慮到實(shí)際樣機(jī)的工程誤差問題及其他干擾問題，試驗(yàn)樣機(jī)對(duì)期望姿態(tài)具有良好的跟蹤效果，驗(yàn)證了本文控制策略的有效性。

5 結(jié) 論

通過對(duì)變形式四旋翼陸空兩棲機(jī)器人轉(zhuǎn)域飛行控制技術(shù)的研究，可得出結(jié)論如下：

1）為此類具有不確定性模型或可變模型的飛行器控制問題提供了一種參考解決方案。

2）聯(lián)合仿真找到了空陸轉(zhuǎn)域飛行變形角度的極限值。

3）驗(yàn)證了系統(tǒng)加入模型參考自適應(yīng)控制后的姿態(tài)及高度控制器效果優(yōu)勢(shì)明顯。

4）為實(shí)現(xiàn)陸空機(jī)器人從空中到地面的連續(xù)機(jī)動(dòng)以及未來具有更高靈活性的陸空機(jī)器人發(fā)展奠定了基礎(chǔ)。

5）聯(lián)合仿真和試驗(yàn)結(jié)果表明在變形角度α不大于45°時(shí)可對(duì)空陸轉(zhuǎn)域飛行的姿態(tài)及高度進(jìn)行穩(wěn)定控制。