CN107992071A - 尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统及方法 - Google Patents
尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统及方法 Download PDFInfo
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Abstract
本发明公开了一种尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统及方法，涉及无人机姿态控制系统及方法技术领域。所述系统包括两个模糊控制器，模糊控制器I采用变论域分形思想设计，以误差e和误差变化de作为模糊控制器的输入，以PID控制器的参数ΔKp，ΔKi和ΔKd作为输出，以误差变化de和一种归一化误差加速度参量rv作为分形因子，可以提高系统的动态响应性能，解决俯仰姿态回路响应速度慢的问题；模糊控制器II以飞行速度和系统误差为输入，以论域增益C为输出，利用其输出实时调整论域分形模糊控制器I的输出论域范围，使PID控制器的参数不仅跟随系统误差的变化而变化，解决俯仰姿态回路因受飞行速度变化影响引起的震荡问题。
Description
技术领域
本发明涉及无人机姿态控制系统及方法技术领域，尤其涉及一种尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统及方法。
背景技术
尾坐式无人机作为一种新型无人机，具有垂直起降、空中悬停和快速水平飞行等优点。与固定翼无人机相比，其对起降条件要求低，可在山地、舰艇和城市等场地进行垂直起降；与无人直升机相比，其具有较快的飞行速度。该型无人机具有较强的适应能力和快速反应能力，应用领域广，能够满足多种任务需求，是无人机领域发展的一个重要方向。
尾坐式无人机的飞行模式有三种，分别为垂直飞行模式、过渡飞行模式和水平飞行模式。垂直起降固定翼无人机通过机体的俯仰运动实现垂直飞行模式和水平飞行模式之间的转换，无需额外的推力换向装置。垂直起降固定翼无人机以机尾坐地的方式垂直起飞，到达一定高度后转入水平飞行模式以巡航速度快速接近目标区域，到达目标区域后以盘旋或悬停的方式执行侦查、监视等飞行任务，完成任务后，以水平飞行模式快速返航，降落时转入垂直飞行模式，减小推力垂直降落。
但该型无人机的缺点是在垂直飞行模式下，由于自身气动布局影响，飞行姿态易受气流干扰，自适应性和鲁棒性差，稳定性容易受到破坏；过渡飞行模式下，俯仰角和空速等多种飞行参数会发生较大的非线性变化，需要控制器具有良好的自适应能力。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供一种尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统及方法，所述系统通过使用两个模糊控制器，不仅可以提高系统的动态响应性能，解决俯仰姿态回路响应速度慢的问题，还可以增强控制器对不同飞行状态的自适应调节能力，解决俯仰姿态回路因受飞行速度变化影响引起的震荡问题。
为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案是：一种尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于包括：
变论域分形因子调整单元：采用系统误差变化率de以及归一化误差加速度rv作为变论域分形因子，根据变论域分形条件和论域调整规则，得到模糊控制器I的输入变量和输出变量的论域调整时刻和变化范围；
增益C模糊调整单元：根据空速Vp和系统误差e的变化，基于模糊控制器II的模糊规则，利用其输出进一步调节模糊控制器I的输出变量论域增益；
模糊控制单元：通过变论域分形因子调整单元和增益C模糊调整单元调整后的输入变量和输出变量的论域，基于模糊规则，根据输入变量的大小，输出得到PID控制器参数的增量ΔKp，ΔKi和ΔKd；
PID控制单元：利用模糊控制单元输出的PID参数，根据系统误差e及误差变化de，输出控制量u驱动执行机构对飞行器的俯仰姿态回路进行控制。
进一步的技术方案在于：所述变论域分形因子调整单元采用两个分形因子，分别为误差变化de和一种归一化误差加速度参量rv；
选用误差变化de作为分形因子de(k)＝e(k)-e(k-1)，当de＝0，即误差e到达一次极值时，系统自动进行一次分形；
选用一种归一化误差加速度参量rv作为分形因子：
式中de(·)＝max{|de(k)|,|de(k-1)|}；
rv(k)取值的变化范围为[-1,1]；当rv(k)趋近于1时，系统响应加快；当rv(k)趋近于-1时，系统响应减慢；当rv(k)趋近于0时，系统以一定的响应速度上升或下降。
进一步的技术方案在于：所述变论域分形条件包括以下两种：rv(k)·rv(k-1)≤0或de(k)·de(k-1)≤0，且需同时满足e(k)≠0，其中de(k)和rv(k)分别为误差变化和归一化误差加速度参量的当前值，de(k-1)和rv(k-1)分别为误差变化和归一化误差加速度参量的上一时刻值。
进一步的技术方案在于：当rv(k)·rv(k-1)≤0，误差变化de(A)到达极值，误差变化速度开始衰减，此时对论域进行调整，将当前的误差e(A)作为误差变量新的论域。
进一步的技术方案在于：当de(k)·de(k-1)≤0时，系统的超调量到达极值，即误差e(B)到达一个局部最大值，此时对论域进行调整。
进一步的技术方案在于，所述论域调整规则如下：
确定模糊控制器I的输入变量e,de和输出变量ΔKp，ΔKi和ΔKd的初始论域，分别为 和
在系统运行过程中，每次满足分形条件时，系统自动进行一次论域的调整；当系统运行到第N个分形时刻时，将当前误差eN的绝对值作为输入变量e的当前论域范围，记为输出变量中，ΔKp和ΔKd的论域伸缩应与误差的论域伸缩保持单调一致性，ΔKi的论域伸缩与误差的论域伸缩保持单调反向性；其第N次分形后输入变量de和输出变量ΔKp，ΔKi和ΔKd的论域范围如下：
其中 cec，ckp，cki，ckd分别代表各个变量的论域伸缩程度相对于误差论域伸缩程度的比例系数；C为输出变量论域的增益，其值由模糊控制器II的输出获得。
进一步的技术方案在于：所述模糊控制器II的设计遵循以下原则：当空速Vp较大时，增益C应取较小值；当空速Vp较小时，增益C应取较大值。
本发明还公开了一种尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于包括如下步骤：
采用系统误差变化率de以及归一化误差加速度rv作为变论域分形因子，根据变论域分形条件和论域调整规则，得到模糊控制器I的输入变量和输出变量的论域调整时刻和变化范围；
根据空速Vp和系统误差e的变化，基于模糊控制器II的模糊规则，利用其输出进一步调节模糊控制器I的输出变量论域增益；
通过变论域分形因子调整单元和增益C模糊调整单元调整后的输入变量和输出变量的论域，基于模糊规则，根据输入变量的大小，输出得到PID控制器参数的增量ΔKp，ΔKi和ΔKd；
利用模糊控制单元输出的PID参数，根据系统误差e及误差变化de，输出控制量u驱动执行机构对飞行器的俯仰姿态回路进行控制。
采用上述技术方案所产生的有益效果在于：所述系统包括两个模糊控制器，模糊控制器I采用变论域分形思想设计，以误差e和误差变化de作为模糊控制器的输入，以PID控制器的参数ΔKp，ΔKi和ΔKd作为输出，以误差变化de和一种归一化误差加速度参量rv作为分形因子，可以提高系统的动态响应性能，解决俯仰姿态回路响应速度慢的问题；
模糊控制器II以飞行速度和系统误差为输入，以论域增益C为输出，利用其输出实时调整论域分形模糊控制器I的输出论域范围，使PID控制器的参数不仅跟随系统误差的变化而变化，而且也能够根据飞行状态的改变而实时调整，可以增强控制器对不同飞行状态的自适应调节能力，解决俯仰姿态回路因受飞行速度变化影响引起的震荡问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例中所述系统的原理框图；
图2是本发明实施例中尾坐式无人机过渡过程空速变化示意图；
图3是本发明实施例中误差变化及归一化误差加速度曲线；
图4是无人机过渡过程中所述控制系统的PID参数调整曲线；
图5是无人机过渡过程中所述控制系统的输出论域增益C变化曲线；
图6是本发明实施例中所述控制系统与其它控制器的控制性能比较图。
具体实施方式
下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。
如图1所示，本发明公开了一种尾坐式无人机纵向姿态双模糊控制系统，包括：
变论域分形因子调整单元，采用系统误差变化率de以及归一化误差加速度rv作为变论域分形因子，根据变论域分形条件和论域调整规则，得到模糊控制器I的输入变量和输出变量的论域调整时刻和变化范围。
增益C模糊调整单元，根据空速Vp和系统误差e的变化，基于模糊控制器II的模糊规则，利用其输出进一步调节模糊控制器I的输出变量论域增益。
模糊控制单元，通过前两部分调整后的输入变量和输出变量的论域，基于模糊规则，根据输入变量的大小，输出得到PID控制器参数的增量ΔKp，ΔKi和ΔKd。
PID控制单元，利用第三部分输出的PID参数，根据系统误差e及误差变化de，输出控制量u驱动执行机构对飞行器的俯仰姿态回路进行控制。
进一步的，所述系统选用两个分形因子，分别为误差变化de和一种归一化误差加速度参量rv。
(选用误差变化de作为分形因子de(k)＝e(k)-e(k-1)，当de＝0，即误差e到达一次极值时，系统自动进行一次分形，使系统对波动干扰具有很好的抑制作用。
选用一种归一化误差加速度参量rv作为分形因子：
式中de(·)＝max{|de(k)|,|de(k-1)|}。
rv(k)取值的变化范围为[-1,1]。当rv(k)趋近于1时，系统响应加快；当rv(k)趋近于-1时，系统响应减慢；当rv(k)趋近于0时，系统以一定的响应速度上升或下降。
在程序的实际运行过程中，由于采样周期的选择，系统可能无法正好捕捉到rv(k)＝0或de(k)＝0的时刻，且当系统稳定后有rv(k)＝0和de(k)＝0可视为分形干扰点。因此，系统的分形条件设计为以下两种：rv(k)·rv(k-1)≤0或de(k)·de(k-1)≤0，且需同时满足e(k)≠0，其中de(k-1)和rv(k-1)分别为误差变化和归一化误差加速度参量的上一时刻值。
当加速度rv(k)·rv(k-1)≤0，误差变化de(A)到达极值，误差变化速度开始衰减，此时对论域进行调整，将当前的误差e(A)作为误差变量新的论域，重新激活全局模糊规则，以减缓系统响应的衰减速度，同时提高系统的稳态精度
当de(k)·de(k-1)≤0时，系统的超调量到达极值，即误差e(B)到达一个局部最大值，此时应当对论域进行调整，以提高系统的响应速度和稳态精度，快速消除系统的超调。
所述论域调整规则如下：
确定模糊控制器I的输入变量e,de和输出变量ΔKp，ΔKi和ΔKd的初始论域，分别为 和
在系统运行过程中，每次满足分形条件时，系统自动进行一次论域的调整。以第N次分形为例，当系统运行到第N个分形时刻时，将当前误差eN的绝对值作为输入变量e的当前论域范围，记为为了保证系统稳定，实现全局控制信息的多级缩微，需将其它输入和输出变量的论域伸缩变化与误差论域的伸缩变化相关联。输出变量中，ΔKp和ΔKd的论域伸缩应与误差的论域伸缩保持单调一致性，而ΔKi的论域伸缩应与误差的论域伸缩保持单调反向性。其第N次分形后输入变量de和输出变量ΔKp，ΔKi和ΔKd的论域范围如下：
其中 cec，ckp，cki，ckd分别代表各个变量的论域伸缩程度相对于误差论域伸缩程度的比例系数。C为输出变量论域的增益，其值由模糊控制器II的输出获得。
小型尾坐式飞行器在过渡过程中，随着空速的改变，升降副翼的气动效率会发生很大的变化，所以，为了提高控制器对飞行状态变化的自适应能力，输出论域增益C的选取应当依据飞行器的系统变化和飞行状态而定。在此设计一个以空速Vp和俯仰角误差e为输入，以增益C为输出的双输入单输出模糊控制器，实时调整输出变量的论域增益C，以适应小型尾坐式飞行器在不同飞行状态下飞行控制的需要。
模糊规则的设计遵循以下原则：当Vp较大时，升降副翼的气动效率提高，需要减小输出变量的论域范围，防止系统产生超调和震荡，因此，增益C应取较小值；当Vp较小时，为了提高系统的动态性能，需要增大输出变量的论域范围，增益C应取较大值。
系统运行过程中，模糊控制器I的输入变量和输出变量的论域范围会根据分形时刻的系统误差和飞行状态的变化不断地进行调整，重新激活全局模糊规则，对PID控制器的参数进行调节，从而提高系统的动态响应速度和稳态精度，增强控制器对飞行过程中空速变化的自适应能力。
图2是本发明实施例中尾坐式无人机过渡过程空速变化示意图；图3是本发明实施例中误差变化及归一化误差加速度曲线；图4是无人机过渡过程中所述控制系统的PID参数调整曲线；图5是无人机过渡过程中所述控制系统的输出论域增益C变化曲线。
表1是模糊控制器I的模糊规则。表2模糊控制器II的模糊规则。
表1
表2
本发明还公开了一种尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，包括如下步骤：
采用系统误差变化率de以及归一化误差加速度rv作为变论域分形因子，根据变论域分形条件和论域调整规则，得到模糊控制器I的输入变量和输出变量的论域调整时刻和变化范围；
根据空速Vp和系统误差e的变化，基于模糊控制器II的模糊规则，利用其输出进一步调节模糊控制器I的输出变量论域增益；
通过变论域分形因子调整单元和增益C模糊调整单元调整后的输入变量和输出变量的论域，基于模糊规则，根据输入变量的大小，输出得到PID控制器参数的增量ΔKp，ΔKi和ΔKd；
利用模糊控制单元输出的PID参数，根据系统误差e及误差变化de，输出控制量u驱动执行机构对飞行器的俯仰姿态回路进行控制。
所述系统包括两个模糊控制器，模糊控制器I采用变论域分形思想设计，以误差e和误差变化de作为模糊控制器的输入，以PID控制器的参数ΔKp，ΔKi和ΔKd作为输出，以误差变化de和一种归一化误差加速度参量rv作为分形因子，可以提高系统的动态响应性能，解决俯仰姿态回路响应速度慢的问题；
模糊控制器II以飞行速度和系统误差为输入，以论域增益C为输出，利用其输出实时调整论域分形模糊控制器I的输出论域范围，使PID控制器的参数不仅跟随系统误差的变化而变化，而且也能够根据飞行状态的改变而实时调整，可以增强控制器对不同飞行状态的自适应调节能力，解决俯仰姿态回路因受飞行速度变化影响引起的震荡问题。图6是本发明实施例中所述控制系统与其它控制器的控制性能比较图。表3是所述控制系统与其他控制器的控制性能对比。
表3
Claims (8)
1.一种尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于，包括：
变论域分形因子调整单元：采用系统误差变化率de以及归一化误差加速度rv作为变论域分形因子，根据变论域分形条件和论域调整规则，得到模糊控制器I的输入变量和输出变量的论域调整时刻和变化范围；
增益C模糊调整单元：根据空速Vp和系统误差e的变化，基于模糊控制器II的模糊规则，利用其输出进一步调节模糊控制器I的输出变量论域增益；
模糊控制单元：通过变论域分形因子调整单元和增益C模糊调整单元调整后的输入变量和输出变量的论域，基于模糊规则，根据输入变量的大小，输出得到PID控制器参数的增量ΔKp，ΔKi和ΔKd；
PID控制单元：利用模糊控制单元输出的PID参数，根据系统误差e及误差变化de，输出控制量u驱动执行机构对飞行器的俯仰姿态回路进行控制。
2.如权利要求1所述的尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于：所述变论域分形因子调整单元采用两个分形因子，分别为误差变化de和一种归一化误差加速度参量rv；
选用误差变化de作为分形因子de(k)＝e(k)-e(k-1)，当de＝0，即误差e到达一次极值时，系统自动进行一次分形；
选用一种归一化误差加速度参量rv作为分形因子：
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式中de(·)＝max{|de(k)|,|de(k-1)|}；
rv(k)取值的变化范围为[-1,1]；当rv(k)趋近于1时，系统响应加快；当rv(k)趋近于-1时，系统响应减慢；当rv(k)趋近于0时，系统以一定的响应速度上升或下降。
3.如权利要求1所述的尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于，所述变论域分形条件包括以下两种：rv(k)·rv(k-1)≤0或de(k)·de(k-1)≤0，且需同时满足e(k)≠0，其中de(k)和rv(k)分别为误差变化和归一化误差加速度参量的当前值，de(k-1)和rv(k-1)分别为误差变化和归一化误差加速度参量的上一时刻值。
4.如权利要求3所述的尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于：当rv(k)·rv(k-1)≤0，误差变化de(A)到达极值，误差变化速度开始衰减，此时对论域进行调整，将当前的误差e(A)作为误差变量新的论域。
5.如权利要求3所述的尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于：当de(k)·de(k-1)≤0时，系统的超调量到达极值，即误差e(B)到达一个局部最大值，此时对论域进行调整。
6.如权利要求1所述的尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于，所述论域调整规则如下：
确定模糊控制器I的输入变量e,de和输出变量ΔKp，ΔKi和ΔKd的初始论域，分别为和
在系统运行过程中，每次满足分形条件时，系统自动进行一次论域的调整；当系统运行到第N个分形时刻时，将当前误差eN的绝对值作为输入变量e的当前论域范围，记为输出变量中，ΔKp和ΔKd的论域伸缩应与误差的论域伸缩保持单调一致性，ΔKi的论域伸缩与误差的论域伸缩保持单调反向性；其第N次分形后输入变量de和输出变量ΔKp，ΔKi和ΔKd的论域范围如下：
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其中cec，分别代表各个变量的论域伸缩程度相对于误差论域伸缩程度的比例系数；C为输出变量论域的增益，其值由模糊控制器II的输出获得。
7.如权利要求6所述的尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于，所述模糊控制器II的设计遵循以下原则：当空速Vp较大时，增益C应取较小值；当空速Vp较小时，增益C应取较大值。
8.一种尾座式无人机纵向姿态双模糊控制系统，其特征在于包括如下步骤：
采用系统误差变化率de以及归一化误差加速度rv作为变论域分形因子，根据变论域分形条件和论域调整规则，得到模糊控制器I的输入变量和输出变量的论域调整时刻和变化范围；
根据空速Vp和系统误差e的变化，基于模糊控制器II的模糊规则，利用其输出进一步调节模糊控制器I的输出变量论域增益；
通过变论域分形因子调整单元和增益C模糊调整单元调整后的输入变量和输出变量的论域，基于模糊规则，根据输入变量的大小，输出得到PID控制器参数的增量ΔKp，ΔKi和ΔKd；
利用模糊控制单元输出的PID参数，根据系统误差e及误差变化de，输出控制量u驱动执行机构对飞行器的俯仰姿态回路进行控制。
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