对于四旋翼垂直起降无人机控制策略(英文文献翻译)说课材料

1、对于四旋翼垂直起降无人机控制策略提出的没有控制面的无人机（UAV利用四电动马达驱动的螺旋 桨作为推进和姿态控制。这款无人机能够垂直起飞和着陆（VTOL,但是从悬停到巡航飞行的过程，螺旋桨的控制是一个特别复杂的问题。 一个新颖的采用最佳估计数，类似多用途线性二次调节器（LQR的 控制算法适用于最新进展，其中一种技术能产生一随时间变化的系统 模型可用的转化控制输入，飞机驾驶员将使用这个输入为无人机螺旋 桨提供所必需的控制信号。作为结果，受过传统训练的飞机驾驶员能 够控制这种新颖的UAVW无需额外的培训。止匕外，可以预料，通用控 制算法以后可以用于自主控制无人机，允许自主发展新颖的控制策略 去控制要

2、求的无人机。I介绍虽然本文中所描述的是新颖 UAV勺方法控制，但将同样适用于许多现有的和已提出的飞行器，该方法 的发展，是通过与特定的概念飞行器 相关的挑战为动机。图1示出的用于 提供推力和控制新型双平面姿态的 4旋翼的位置。在水平巡航飞行，每 个旋翼提供平等的推力，并产生相等的角动量。因此，该机是一款零 角动量（ZAM无人机。ZAM的无人机，通过规范，没有其他飞行控制机制。要调整姿态，需要对旋翼进行控制互补，以保持 ZAM条件同 时产生所需变化。例如，为了控制俯仰，旋翼 3的角速度和4可以等效地增大。旋翼的净角动量保持为零，而旋翼之间推力的差异导致俯 仰力矩。在控制偏航时，旋翼2的角速度和4

3、可以等效地被修改。图1.四旋翼结构后视图ZAM的无人机的总角动量保持为零，除了 ZAM勺轴的附近的净角动 量旋翼是在同一个数量级所需故 意不对称推力造成的俯仰和偏航 力矩。在起飞或着陆的情况下，ZA帆人机图2.四旋翼结构俯视图将进入一个被称为传统意义上的缓慢飞行状态。 然而，当推力大于 个单位重量比时，ZAM勺无人机依然能够悬停，垂直起飞和垂直降落 的。要控制这样一架飞机，它是有利的，无论是为发展的目的，并为 未来的自主控制策略的实施，还是对传统的训练有素的飞行员能够操 作飞行器而没有额外的培训。这需要一个控制翻译器，从而有效地使 ZAM UA加的传递函数在控制之下，如图 2展示的，使一个强大

4、的轻 型飞机像一个常规的飞机，并允许其控制是相同的。按照发展的宗旨， 飞行员将在模拟器远程控制无人机 ZAM其条件是基于无人机的机载 观测。然后，通过导频响应将UAV勺运动提供的控制输入中继到控制 转换器。在自主控制中，自动驾驶仪将直接提供给观察者CAW) Pilot Ccntrol InputsSimulatorCopiighc 2005, Defiani Engince;inc图3控制策略框图II方法卡尔曼滤波最优估计是一个以模型为参考的最小平方误差状态观测器。最优控制器是以一个模型为参考的线性二次调节器（ LQR基本的理论是这样的：观测器理论证相当于进步控制理论。为了开发 控制的翻译，最

5、近作者已在其中一架 飞机的动态模型上施加最优估计，体 现在卡尔曼滤波器的状态转移矩阵， 进行实时修改。同样的方法可以应用 于开发在ZAM UAV旋翼的控制的 LQR但请注意，这种方法将同样适 用于任何飞行器或过程。通过一个新 颖的系统，以传统的控制输入的响应 的控制。在一个卡尔曼滤波器中，以该过程的状态与时间作为状态变量的线性加权和，加上称为状态噪声的随机过程矢量而变化。 加权和 体现在状态转移矩阵，它从一个时间步骤到下一个步骤， 涉及状态变 量。传统上，状态转移矩阵是恒定的。在一个 LQR控制过程的动力 学被类似地体现在一个传统恒定状态转移矩阵。 具有随时间变化的状 态转移矩阵，所述LQM再

6、是线性控制器，而作为控制输入的当前状 态的变量的线性组合，但系数是状态变量的非恒定的非线性组合。ZAM勺无人机的复杂动态与这种多功能性很容易在控制算法建模。III二次效应，俯仰速度考虑用于飞行器恒定正俯仰速度的情况下，参考图4,需要保持一个恒定俯仰速度由于没有差动推力，角动量在每个旋翼的标量值保 持恒定，但是该角动量向量的方向是不断变化的。因此，每个单独的 旋翼受旋转加速度，旋翼的角动量通过机身把应力传递给另一个。H =-T-=%珞理XLfi = 一3近上网收二t二世入 夫(Ddt1(-1)注意，这个应力是在法向上，由于在悬停时翼上部产生简单的弯曲， 而对于翼底部则没有。该应力产生了一个小的应

7、变，_ bgg -J _(=1) Mg- 母RiAgZji工力E西最T -百百V这导致在每个旋翼的角动量矢量的方向产生一个小的偏差，7请特别注意的是，小的偏差导致每个旋翼角动量一小部分在相同的方向对俯仰速率产生影响。我们定义图2和4的原点在每个翼的结构质心。？1?和？?的大小被放大在图4来说明在每个旋翼的方向上的小偏差之合导致机体角速度的方向在整个飞行器上产生额外角动量, 所以飞行器的角动量,需要注意的是旋翼的效果是简单地增加飞行器的转动惯量，马达 和螺旋桨角动量通过翼展和翼材料和几何形状所确定范围IV二次效应，偏航速度考虑恒定正偏航速度的情况下， 对于飞行器，参考图5,由于没有差 动推力需要

8、保持一个恒定的偏航速 率，而忽略了现在的空气动力学的影响，在每个旋翼角动量的标量值保持恒定,图5左侧视图，正偏航率然而，角动量矢量方向是不断变化的。因此，每个单独的旋翼受到旋 转加速度,(-产旋翼的角动量通过机身把应力传递给另一个。 请注意，此应力在 每个旋翼产生扭矩。翼剪切应力产生了一个小的剪切应变,GJg圆片(一/七为fzw A这导致在每个旋翼的角动量矢量的方向产生一个小的偏差(-产 2i -GJ、MJsf 心 tr她RA证:40皿12J +由/. M+fl r + RAA£以匕IE请特别注意的是，小的偏差导致每个旋翼角动量的一小部分在相 同的方向上影响偏航率。？海口？多期大小被

9、放大在图5中说明，在各 旋翼的方向上的小偏差结合起来导致整个飞行器的额外角动量改变机体角速度的方向，所以飞行器的角动量为,_4 _4=L曳锄L +工 4=例从城.(£；+空短+或必*TTT-5J*狎上V.三级效应、俯仰加速度俯仰加速度考虑用于飞行器正俯仰加速度的情况下，参考图 4, 差分推力产生俯仰加速度，通过等效增加旋翼3与4提供的速度，将 两差动推力加速在俯仰方向上。每个单独的旋翼中确定的角动量矢量 产生小的偏差，因此，受旋转加速度的差分推力,也-T -,方-的加_血J x 4 - 5MM人为了达到等式3确定的数额,(10)U1)或,因此，需要的总的差分推力达到第三节的恒定节距率

10、,，而FJLOS由* Z，而*货二。tL/)/FAWE + L-J J，)部 j (12)&#=i o4sget ,正如人们所期望的，旋翼的影响是相同的恒定速率。有趣的是，这意味着整体机身表现为刚性体具有的惯性质量矩,匕+ k =+ © 尔2五七宵v(13)所以，对于不知情的观察者，如果不知道高角动量旋翼的存在， 会相信这个对象是一个简单的刚体，但回转半径可以达到超越对象的 半径值，但明显是不可能的。为ZAM勺UAV勺设计的目的，必须关注与方程2确定的机身应力，它仍保持为俯仰加速度的情况下，没有平 衡的假设已经从上述分析中否定。VI三级效应，偏航加速度正偏航加速度情况下的飞行

11、器，将参考图5差分推力建立偏航加速度，该处理是通过在等效增加旋翼1和3的速度提供。差分推力将 两加速施加在俯仰方向上，并引起在式（7）中的每个单独的旋翼中确定的角动量矢量的小的偏差，因此，由于差分推力旋转加速度为,矶吟凝的s_.项二一2m_e过凡加4s04)为了达到偏差，等式7中确定的量为,(15)Jj _ f 1*H*1tJg010R FiAME 即=也UE m V” ；2GJ>y或,J忆戊=2GJg灯母(坨)因此，需要的总的差分推力达到第四节的恒定偏航速度,C17)正如人们所期望的，旋翼影响的是相同的恒定速率。 有趣的是，这意味着整体机身表现为刚性体具有的惯性质量矩,- r ,(工：+ 工；+1 +。i一5jL1iWE _z,广 r/5/尔皆_川.所以对于ZAM疣人机设计的目的，必须只关注于机身压力。然而,由于在偏航加速度情况下在每个旋翼不具有相同的角动量，该飞行器不相同的应力将转移两翼之间，结果产生附加角动量。这