風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片無人機(jī)檢查路徑規(guī)劃技術(shù)研究

楊洵宗

（蘇州熱工研究院有限公司，江蘇 蘇州 215000）

1 前言

多旋翼無人機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，具備較好的懸停性能，且具有一定的負(fù)載能力，可以垂直起降，對場地要求小，被廣泛運(yùn)用于電力巡檢、測繪等場合。

20世紀(jì)90年代以后，MEMS技術(shù)開始成熟，多旋翼無人機(jī)采用MEMS器件作為傳感器，經(jīng)過微處理器處理后發(fā)出電機(jī)控制信號控制電機(jī)產(chǎn)生升力和扭力，以達(dá)到控制飛機(jī)的目的。早期的MEMS陀螺儀通常是單軸的，來自法國的一個開源項目KK飛控用三個陀螺儀互成90°夾角的方式組合成一個三軸陀螺儀來測量飛行器在三維空間內(nèi)的角速度，只要控制三個軸的角速度就能保持四旋翼飛行器的穩(wěn)定。隨著能夠測量三軸角速度的MEMS傳感器與MEMS加速度傳感器的誕生，利用特定算法結(jié)合陀螺儀和加速度傳感器測量到的數(shù)據(jù)，就可以計算出飛行器此時相對于水平面的姿態(tài)，從而實現(xiàn)自穩(wěn)控制。2006年在德國誕生了Mikrokopter開源飛控。2013年，3DR聯(lián)合蘇黎世聯(lián)邦工業(yè)學(xué)院（ETH）發(fā)布了新一代的開源飛控Pixhawk，其傳感器采用了雙冗余度方案，即雙份陀螺儀，雙份加速度計。

目前開源飛控的主要算法都是基于PID的調(diào)節(jié)器，對于擾動有一定的抑制能力，且對于各種飛行場景具有廣泛的適應(yīng)能力，但這種廣泛的適應(yīng)能力是以犧牲特定場景下性能為代價的。本文針對風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片巡檢的特殊場景，提出了一種基于前饋的改進(jìn)型控制算法，能夠有效縮短無人機(jī)抗風(fēng)響應(yīng)時間，提升其打點巡檢飛行性能，在此基礎(chǔ)上，設(shè)計了一種基于無人機(jī)運(yùn)動模型與巡檢工作要求的自動路徑規(guī)劃方法。

2 研究背景

2.1 六旋翼無人機(jī)運(yùn)動控制

本文討論目標(biāo)為工業(yè)領(lǐng)域常用的X型六旋翼無人機(jī)，其俯視圖結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 六旋翼無人機(jī)俯視示意圖

六旋翼無人機(jī)可簡化視為由六個獨立的電機(jī)和一個剛體組成。按照Pixhawk開源飛控標(biāo)準(zhǔn)固件定義其電機(jī)驅(qū)動軸：在常規(guī)工況下奇數(shù)序號軸順時針旋轉(zhuǎn)，偶數(shù)序號軸逆時針旋轉(zhuǎn)，各槳葉對機(jī)架剛體產(chǎn)生的水平轉(zhuǎn)矩方向和旋轉(zhuǎn)方向相反。

取六旋翼前方為x軸正方向，右側(cè)為y軸正方向，上側(cè)為z軸正方向。設(shè)六軸各自所產(chǎn)生垂直升力分別為F1、F2、F3、F4、F5、F6，總升力為F，水平扭力和垂直升力呈近似線性關(guān)系，線性比例系數(shù)為k，則六個軸對機(jī)架產(chǎn)生的水平轉(zhuǎn)矩分別為kF1、kF2、kF3、kF4、kF5、kF6，已知為了保持扭力平衡，在無人機(jī)靜止時，相對的槳葉旋轉(zhuǎn)方向相反。

設(shè)無人機(jī)繞x軸方向轉(zhuǎn)矩為Mx，y軸方向轉(zhuǎn)矩為My，z軸方向轉(zhuǎn)矩為MZ，無人機(jī)臂長為d，則可以得到四個控制自由變量，分別為：

由上可知，六旋翼無人機(jī)驅(qū)動自由度數(shù)量和四旋翼一樣為四個，可以直接在上述四個自由度上產(chǎn)生動力，實現(xiàn)三軸角度移動和垂直位移移動，但是在水平移動方向兩個自由度上無法直接產(chǎn)生驅(qū)動力，因而其模型為欠驅(qū)動模型。水平兩軸的位移移動需要依靠姿態(tài)間接控制實現(xiàn)。

六旋翼無人機(jī)的位移量和速度主要依靠GNSS外部位置源提供，加速度和姿態(tài)信息則依靠MEMS器件獲取。針對無人機(jī)定點飛行場景，傳統(tǒng)開源飛控算法通過高精度GNSS獲取位置源信息，取得位置偏差，求得期望速度，隨后和無人機(jī)實際空速對比，取得速度差，經(jīng)過PID后取得需要的加速度，隨后再取得加速度差，求得期望角度后取得角度差，通過控制電機(jī)出力差，使得無人機(jī)達(dá)到目標(biāo)角度，完成控制過程。

2.2 風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片無人機(jī)自動巡檢技術(shù)

風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片自動巡檢無人機(jī)需能夠根據(jù)自身性能參數(shù)、飛行特性和不同風(fēng)力發(fā)電機(jī)外形輪廓等約束條件，自主計算合理巡檢飛行路徑，使機(jī)載圖像采集裝置所采集圖像能夠完整穩(wěn)定地覆蓋風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片前、后緣迎風(fēng)面與背風(fēng)面受檢區(qū)域，并合理規(guī)劃飛行停留拍攝點，對風(fēng)場的特殊情況（如陣風(fēng)干擾等）能及時做出反饋，并對偏差進(jìn)行修正，保證飛行路線與風(fēng)力發(fā)電機(jī)本體不產(chǎn)生干涉，從而實現(xiàn)針對常見風(fēng)力發(fā)電機(jī)的動態(tài)自主導(dǎo)航與循跡自動葉片檢查，并給出受檢風(fēng)力發(fā)電機(jī)各葉片整體與局部檢查圖像。

風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片巡檢無人機(jī)路線主要由多個巡檢圖像采集點組成，考慮續(xù)航時間、巡檢效率等因素，需要無人機(jī)具備完成連續(xù)打點飛行能力，雖然點與點之間的飛行軌跡較為簡單，但巡檢過程中存在強(qiáng)風(fēng)、風(fēng)向突變等干擾因素。多旋翼無人機(jī)采用多螺旋槳升力協(xié)同調(diào)節(jié)的方式對飛行器進(jìn)行控制，其模型為欠驅(qū)動模型，六軸中水平位移的兩軸缺乏驅(qū)動力，因此對水平方向的位移輸入抵抗力相對較弱，在上述干擾因素影響下，雖然依靠多旋翼之間的升力調(diào)節(jié)很大程度上能保證無人機(jī)不傾覆，但存在被吹離相對位置的可能性，進(jìn)而在巡檢過程中偏離預(yù)定軌跡、點位甚至發(fā)生事故。因此需要針對風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片巡檢的特殊場景改進(jìn)控制算法，依據(jù)先驗條件，提升巡檢效率并加強(qiáng)無人機(jī)抗擾響應(yīng)能力。

3 方法設(shè)計

3.1 基于前饋的無人機(jī)控制改進(jìn)

前饋控制系統(tǒng)是根據(jù)擾動或給定值的變化按補(bǔ)償原理來工作的控制系統(tǒng)，其特點是當(dāng)擾動產(chǎn)生后，被控變量還未變化以前，根據(jù)擾動作用的大小進(jìn)行控制，以補(bǔ)償擾動作用對被控變量的影響。當(dāng)前饋系統(tǒng)運(yùn)行良好時，由于其利用了系統(tǒng)本身的特性，而不依賴于反饋后的偏差的變化，因此具有反應(yīng)迅速和準(zhǔn)確的特點，甚至可以將偏差扼殺在萌芽狀態(tài)從而提高系統(tǒng)的穩(wěn)定性。

前饋控制系統(tǒng)的設(shè)計需要對系統(tǒng)運(yùn)動特性有整體認(rèn)識。本文中的風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片巡檢模型大部分路徑均為直線段，無人機(jī)整體在運(yùn)動過程中視為剛體，并能一定程度上視為質(zhì)點，因此整個路徑理想飛行過程可以歸納為勻加速運(yùn)動、勻速運(yùn)動與勻減速運(yùn)動三個過程。

在采用傳統(tǒng)PID調(diào)節(jié)時，由于節(jié)點間初始距離較遠(yuǎn)，在比例調(diào)節(jié)與死區(qū)限制作用下，系統(tǒng)給出的期望速度會接近最大速度。此時無人機(jī)剛完成了上個節(jié)點拍攝，速度為0，因而在比例調(diào)節(jié)與死區(qū)限制作用下，期望加速度也會達(dá)到最大加速度。在無人機(jī)速度接近最大速度時，在PID控制器作用下，加速度會逐漸降低，相較勻加速運(yùn)動花費(fèi)更長時間達(dá)到勻速飛行。同樣的，在減速運(yùn)動過程中，減速的期望加速度比理想情況下更小，相較勻減速運(yùn)動花費(fèi)更長時間達(dá)到懸停狀態(tài)，整體巡檢效率較低。

鑒于傳統(tǒng)PID調(diào)節(jié)存在的不足之處，在巡檢飛行場景下，無人機(jī)控制算法改進(jìn)點在于：根據(jù)節(jié)點間路徑長度，直接預(yù)先計算好期望的加速度，在運(yùn)動過程起始階段即對無人機(jī)直接采用加速度反饋控制。當(dāng)無人機(jī)在一定程度上接近目標(biāo)點時，再采用基于位置反饋的控制。針對垂直分量運(yùn)動，利用已知簡單運(yùn)動及無人機(jī)垂直方向具有直接驅(qū)動力的特性，進(jìn)行基于加速度的前饋控制，能有效避開接近控制目標(biāo)時的PID減速效應(yīng)。由于風(fēng)力對飛行器的水平作用也表現(xiàn)為產(chǎn)生一橫向加速度，在水平方向上也能利用加速度的前饋達(dá)到迅速對抗風(fēng)力的效果。與垂直方向先驗數(shù)據(jù)不同，水平方向風(fēng)力呈現(xiàn)出相對隨機(jī)的特性，因此需要對風(fēng)力對進(jìn)行預(yù)估。根據(jù)風(fēng)場分布理論，可以認(rèn)為在相對時間和空間內(nèi)風(fēng)隨機(jī)規(guī)律不變，因此大量樣本情況下風(fēng)力隨機(jī)波動變化量服從正態(tài)分布。基于這一先驗假設(shè)，在軌跡垂直和懸停自穩(wěn)上，采用卡爾曼濾波的方法，獲取局部短時間內(nèi)隨機(jī)風(fēng)力對無人機(jī)加速度的影響，并且直接采用加速度反饋的方式進(jìn)行補(bǔ)償，減少了不必要的調(diào)整控制，提高了響應(yīng)速度。

3.2 基于無人機(jī)運(yùn)動模型與巡檢工作要求的路徑規(guī)劃方法設(shè)計

3.2.1 巡檢路徑規(guī)劃設(shè)計背景與指標(biāo)

多旋翼無人機(jī)具有飛行靈活的特點，其轉(zhuǎn)彎半徑幾乎為零，可以執(zhí)行近乎苛刻的巡檢線路并隨時在需要拍攝的位置保持懸停，大部分巡檢任務(wù)可以直接解算出計劃點進(jìn)行巡檢飛行，但其在飛行過程中也具有一定慣量，且多旋翼無人機(jī)續(xù)航普遍不長，多次啟停會浪費(fèi)電力，因此科學(xué)地優(yōu)化巡檢線路有很大意義。此外，考慮到工業(yè)應(yīng)用場景的特殊性，對生產(chǎn)環(huán)境和人員的保護(hù)也需要考慮在內(nèi)，因此本文結(jié)合實際提出了風(fēng)力發(fā)電機(jī)巡檢無人機(jī)的三個指標(biāo)：

（1）巡檢線路的安全性。安全是一切生產(chǎn)活動需要滿足的首要條件。無人機(jī)巡檢規(guī)劃路徑的安全性包括如下兩個方面：第一是無人機(jī)自身的安全，無人機(jī)需要在飛行過程中保持姿態(tài)平穩(wěn)，不發(fā)生姿態(tài)異常墜機(jī)，不與障礙物碰撞墜機(jī)，不因為電池耗盡墜機(jī)等；第二是被巡檢目標(biāo)和周圍人員的安全，保證無人機(jī)在巡檢時不因為機(jī)身失控或者在外力影響下對被巡檢目標(biāo)和操作人員造成傷害。第二個安全是重中之重，必要時，遇到緊急情況需要犧牲無人機(jī)本身來確保第二個安全，尤其是人員的安全。（2）巡檢線路的可行性。雖然多旋翼無人機(jī)能進(jìn)行各類常規(guī)機(jī)動，在三維空間內(nèi)自由飛行，但是仍然要注意通過性，尤其是窄縫、小洞等場景。即使理論上通過性滿足要求，依靠無人機(jī)自身位置控制系統(tǒng)控制精度能否留有余量地飛行，都需要進(jìn)行考慮。（3）巡檢線路的高效性。無人機(jī)在進(jìn)行風(fēng)機(jī)葉片巡檢時，需要高效地完成巡檢任務(wù)，總的來說包含了路徑本身的高效性，即飛機(jī)飛完整個路徑完成巡檢任務(wù)的時間需要最短以及電池的高效性，即避免因為高機(jī)動最終造成電池電量下降過快，以至于頻繁更換電池影響巡檢效率。

風(fēng)機(jī)巡檢無人機(jī)路徑規(guī)劃主要用于在已知三維空間內(nèi)找到一條合適的路徑，并且代入合適的飛行參數(shù)和約束條件，使其能被飛行控制電腦執(zhí)行，其主要包括如下三個方面：空間、約束和目標(biāo)?？臻g是指無人機(jī)在風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片巡檢中所經(jīng)歷的物理空間；約束是指飛行過程中必須滿足的條件，包括但不僅限于障礙物和姿態(tài)約束；目標(biāo)是指飛行過程中需要巡檢的目標(biāo)結(jié)構(gòu)，即巡檢對象的細(xì)分。

風(fēng)機(jī)葉片巡檢無人機(jī)需要在滿足飛行約束條件前提下先通過所有解算出的拍攝點，不出現(xiàn)漏檢，盡量降低不必要的重復(fù)拍攝率。在規(guī)劃過程中，飛行控制參數(shù)需要合理，以提高無人機(jī)飛行的三個指標(biāo)。無人機(jī)自主巡檢路徑規(guī)劃需要首先對整個空間進(jìn)行約束，并且對其進(jìn)行數(shù)字化處理，其次對空間中的各種約束進(jìn)行確認(rèn)，進(jìn)行完這兩步已經(jīng)可以進(jìn)行最簡單的巡檢任務(wù)，并根據(jù)原始軌跡存在的問題對路徑和執(zhí)行過程的控制參數(shù)進(jìn)行進(jìn)一步優(yōu)化。最后，結(jié)合原始軌跡和優(yōu)化參數(shù)，生成一組最終的巡檢策略，并轉(zhuǎn)化為合適的指令。

針對風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片巡檢路徑規(guī)劃場景，系統(tǒng)需根據(jù)已知的風(fēng)機(jī)外形，結(jié)合起飛點距離參數(shù)等信息，并且添加相對約束后輸入解算程序，生成出期望的路徑以及路徑上必須經(jīng)過且完成拍攝的節(jié)點，在多條相對平直的路徑之間根據(jù)障礙物約束等條件生成不帶必須通過點的過渡路徑，并且在每一段路徑中都提供一個優(yōu)化過的飛行控制參數(shù)。

3.2.2 巡檢路徑規(guī)劃設(shè)計原理

首先將整個巡檢軌跡分為n段，則有n+1個目標(biāo)點需要飛行到，pi為該路徑第i段的長度值，將起飛點作為飛行任務(wù)的基準(zhǔn)點。則目標(biāo)函數(shù)如下所示：

其中h為額外的損失函數(shù)，實際應(yīng)用過程中需選擇具體的懲罰函數(shù)及參數(shù)，總體原理是考慮長度之外的其他不利因素，并將其量化。在本文應(yīng)用中，需要求目標(biāo)函數(shù)f的最小值。

損失函數(shù)總共包括三部分，分別是軌跡光滑性、和障礙物的交互關(guān)系及與參考線的偏差程度（橫向誤差、速度誤差、朝向角誤差等）。

總損失值：

軌跡光滑性：

和障礙物關(guān)系：

與參考線偏差程度：

對以上損失函數(shù)使用動態(tài)規(guī)劃求解得到初始路徑：

添加約束條件進(jìn)行二次規(guī)劃，滿足無人機(jī)巡檢路徑安全性、高效性的需求：

4 結(jié)語

風(fēng)力發(fā)電機(jī)葉片無人機(jī)巡檢的特定工況要求系統(tǒng)科學(xué)規(guī)劃檢查路徑，因此必須根據(jù)設(shè)計指標(biāo)要求對巡檢路徑添加約束條件，在滿足飛行約束條件前提下再進(jìn)行效率優(yōu)化。本文提出了基于損失函數(shù)開展飛行路徑動態(tài)規(guī)劃求解的方法，并提出了基于先驗條件的前饋控制優(yōu)化改進(jìn)，在運(yùn)動前段采用了基于加速度反饋控制方法，同時保留了基于位置的反饋用于確定制動起始點，以避免由于縱向風(fēng)力擾動造成的速度偏差影響位置的準(zhǔn)確度，在位置環(huán)利用卡爾曼濾波，針對服從近似正態(tài)分布的風(fēng)力擾動進(jìn)行前饋補(bǔ)償?shù)目刂?，可以減少PID增益。

本文的主要改進(jìn)思想是利用額外信息進(jìn)行前饋控制，在不影響穩(wěn)定性的情況下提高響應(yīng)速度，即物理模型越準(zhǔn)確，額外信息越豐富，取得的效果越好?；陲L(fēng)擾動的控制最好的信息反饋是直接風(fēng)力反饋，為了計算出風(fēng)力相對影響，對于離散數(shù)據(jù)采用一維卡爾曼濾波的方式。通過讀取平穩(wěn)狀態(tài)下加速度計數(shù)據(jù)并組成更新數(shù)組，對數(shù)組進(jìn)行卡爾曼濾波，同時對隨機(jī)方差進(jìn)行調(diào)整，以調(diào)整數(shù)據(jù)的平滑程度。如果方差過大會過于平滑會使數(shù)據(jù)偏離風(fēng)的預(yù)定值，如果方差過小數(shù)據(jù)波動太大，效果不佳且容易引起抖動。

在本文基礎(chǔ)上如果加上風(fēng)場擾動仿真，構(gòu)筑包含風(fēng)力發(fā)電機(jī)模型與外部環(huán)境擾動的Gazebo世界，建立無人機(jī)模擬飛行測試環(huán)境，可以開展基于加速度反饋的模擬前饋控制測試，即先離線設(shè)計路徑供無人機(jī)循跡，驗證巡檢路徑規(guī)劃設(shè)計優(yōu)越性，后在線生成路徑，驗證路徑規(guī)劃方法的運(yùn)算效率合理可行，以開展后續(xù)設(shè)備調(diào)試工作。