姜辰等：无人直升机自抗扰自适应轨迹跟踪混合控制 ·1749· 100 表5仿真中修改的关键参数 操纵响应 参考响应 Table 5 Key specifications changed for simulation 50 修改后仿真模型参数 参数 旋翼直径/m 2.2 -50 4 尾桨直径/m 0.382 仿直时间/s 旋翼转速/(rad·sl) 179 G 操纵响应 一一一参考响应 尾桨转速/(rad.s-1) 992 旋翼桨盘平面相对重心的高度/m 0.35 机体滚转惯量/(kg*m2) 0.54 机体俯仰惯量/(kgm) 1.27 仿真时间s 机体偏航惯量/(kg·m) 0.90 图8横向双峰激励下的角速率响应仿真 旋翼桨叶挥舞运动时间常数/s 0.083 Fig.8 Lateral doublet response of angular rate 起飞质量kg 25 4.2混合控制器的抗风扰性能仿真 参考航迹 通过使用带爬升的8字轨迹跟踪的飞行仿真，对 ADRC-自适应 控制器的效果进行考核.其中在距坐标原点北向 串联ADRC -5m~5m的范围内给出沿东向风速为5m·s1的风 ,20r 扰动.PD控制和所提出控制器的控制效果如图9 0 -10 所示. -50 参考航迹 东向距离m -90 30 -202060100140 北向距离/m PID ADRC-白适应 图10与串联ADRC对比的轨迹跟踪仿真 Fig.10 Spatial path response compared with cascade ADRC 20 10 控制结果显示在被控直升机动力学模型有较大变 85 55 化的情况下，所提出的ADRC自适应混合控制依然可 -25-5 北向距离/m 以保证较高的轨迹控制精度，其轨迹控制误差为 东向距离/m 2.33m:使用级联ADRC由于被控对象的动力学模型 图9与PD控制器对比的轨迹跟踪响应仿真 变化过大，导致无法实现轨迹跟踪 Fig.9 Spatial path response compared to PID controller 由于参数改变引起直升机动力学模型特征根分布 其中PID轨迹控制器由PID位置、速度、姿态三 变化如图11所示. 个控制器串联组成，PID控制器参数由matlab的优化 300 工具进行优化.所提出的混合控制器的最大轨迹跟 。原始模型×修改后模型 踪误差为2.03m,PD轨迹控制的最大轨迹跟踪误差 2000 为7.3m.所提出的控制器的在阵风扰动下可以保证 100 较高的轨迹控制精度，相对PD控制有更好的控制 效果 0 8 莫喝@ 4.3混合控制器对动力学模型敏感性分析 通过修改仿真模型的关键参数（表5所示），使用 -100 8字轨迹跟踪飞行仿真对混合控制器的鲁棒性进行分 20 析.仿真中的级联ADRC控制器采用文献D2]所示的 25 -20 -15 -10 -5 实部/s1 一阶ADRC速度控制和二阶ADRC姿态控制组成的轨 图11参数变化下的特征根分布 迹跟踪控制器，针对参数修改前XV2无人直升机动 Fig.11 Distribution of eigenvalues 力学模型对其控制参数进行整定.图10给出了在控 制参数不变的情况下，使用级联ADRC和所提出的混 通过特征根分析，直升机旋翼桨叶的横纵挥舞运 合控制，对修改了关键动力学参数的新被控直升机的 动模态、机体水平运动速度振荡模态对应的特征根发 轨迹跟踪控制结果. 生了明显改变.由于直升机动力学模型改变，级联姜 辰等: 无人直升机自抗扰自适应轨迹跟踪混合控制 图 8 横向双峰激励下的角速率响应仿真 Fig． 8 Lateral doublet response of angular rate 4. 2 混合控制器的抗风扰性能仿真 通过使用带爬升的 8 字轨迹跟踪的飞行仿真，对 控制器 的 效 果 进 行 考 核． 其中在距坐标原点北向 － 5 m ～ 5 m 的范围内给出沿东向风速为 5 m·s － 1的风 扰动． PID 控制和所提出控制器的控制效果如图 9 所示． 图 9 与 PID 控制器对比的轨迹跟踪响应仿真 Fig． 9 Spatial path response compared to PID controller 其中 PID 轨迹控制器由 PID 位置、速度、姿态三 个控制器串联组成，PID 控制器参数由 matlab 的优化 工具进行优化． 所提出的混合控制器的最大轨迹跟 踪误差为 2. 03 m，PID 轨迹控制的最大轨迹跟踪误差 为7. 3 m． 所提出的控制器的在阵风扰动下可以保证 较高的轨迹控制精度，相对 PID 控制有更好的控制 效果． 4. 3 混合控制器对动力学模型敏感性分析 通过修改仿真模型的关键参数( 表 5 所示) ，使用 8 字轨迹跟踪飞行仿真对混合控制器的鲁棒性进行分 析． 仿真中的级联 ADＲC 控制器采用文献［12］所示的 一阶 ADＲC 速度控制和二阶 ADＲC 姿态控制组成的轨 迹跟踪控制器，针对参数修改前 XV-2 无人直升机动 力学模型对其控制参数进行整定． 图 10 给出了在控 制参数不变的情况下，使用级联 ADＲC 和所提出的混 合控制，对修改了关键动力学参数的新被控直升机的 轨迹跟踪控制结果． 表 5 仿真中修改的关键参数 Table 5 Key specifications changed for simulation 修改后仿真模型参数 参数 旋翼直径/m 2. 2 尾桨直径/m 0. 382 旋翼转速/( rad·s － 1 ) 179 尾桨转速/( rad·s － 1 ) 992 旋翼桨盘平面相对重心的高度/m 0. 35 机体滚转惯量/( kg·m2 ) 0. 54 机体俯仰惯量/( kg·m2 ) 1. 27 机体偏航惯量/( kg·m2 ) 0. 90 旋翼桨叶挥舞运动时间常数/s 0. 083 起飞质量/kg 25 图 10 与串联 ADＲC 对比的轨迹跟踪仿真 Fig． 10 Spatial path response compared with cascade ADＲC 控制结果显示在被控直升机动力学模型有较大变 化的情况下，所提出的 ADＲC 自适应混合控制依然可 以保证 较 高 的 轨 迹 控 制 精 度，其 轨 迹 控 制 误 差 为 2. 33 m; 使用级联 ADＲC 由于被控对象的动力学模型 变化过大，导致无法实现轨迹跟踪． 由于参数改变引起直升机动力学模型特征根分布 变化如图 11 所示． 图 11 参数变化下的特征根分布 Fig． 11 Distribution of eigenvalues 通过特征根分析，直升机旋翼桨叶的横纵挥舞运 动模态、机体水平运动速度振荡模态对应的特征根发 生了明显改变． 由于直升机动力学模型改变，级 联 · 9471 ·