小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計

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1、上海交通大學(xué) 碩士學(xué)位論文 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 姓名：劉煥曄 申請學(xué)位級別：碩士 專業(yè)：軟件工程 指導(dǎo)教師：胡飛 20090101 合凡騎完弓大承 J— 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 摘要 旋翼式飛行器因其起飛和降落所需空間較少，在障礙物密集環(huán)境下的操控性 較高，以及飛行器姿態(tài)保持能力較強的優(yōu)點，在民用和軍事領(lǐng)域都有廣泛的應(yīng)用 前景。其中，小型四旋翼飛行器的研究近年來日趨成熟，并為自動控制，先進傳 感技術(shù)以及計算機科學(xué)等諸多技術(shù)領(lǐng)域的融合研究提供了一個平臺。 在空中機器 人智能控制，三維路徑規(guī)劃

2、，多飛行器空中交通管理和碰撞規(guī)避等方面，小型四 旋翼飛行器控制系統(tǒng)都具有很高的研究價值。 本論文對小型四旋翼飛行器的多種飛行控制算法展開研究，并通過大量的計 算機仿真加以驗證。論文的主要工作和貢獻如下： 1）小型四旋翼飛行器動力學(xué)建模：將四旋翼飛行器看作剛體，選取影響飛 行器運動的關(guān)鍵受力和力矩，之后根據(jù)牛頓定律和歐拉方程，推導(dǎo)出關(guān)于三個平 動位移量和三個轉(zhuǎn)動位移量的動力學(xué)方程。 2）基于經(jīng)典PID算法的四旋翼飛行器系統(tǒng)的控制：設(shè)計了一個基于經(jīng)典PID 算法的控制系統(tǒng)。在該系統(tǒng)中，將整個控制結(jié)構(gòu)分為內(nèi)環(huán)控制（姿態(tài)控制）和外 環(huán)控制（飛行位置控制）兩個閉合環(huán)路，分別進行設(shè)計。該控制系統(tǒng)可使

3、飛行器 準(zhǔn)確飛抵目標(biāo)位置，并在該位置保持盤旋狀態(tài)下的穩(wěn)定。 3）基于Backstepping方法的四旋翼飛行器系統(tǒng)的控制：根據(jù)四旋翼飛行器 系統(tǒng)的狀態(tài)方程，運用Backstepping方法推導(dǎo)出使系統(tǒng)穩(wěn)定的控制量表達式。仿 真結(jié)果顯示，該控制器與基于經(jīng)典 PID算法的控制器相比，在系統(tǒng)響應(yīng)超調(diào)， 上升時間和穩(wěn)定時間三個方面均有明顯改善。 4）基于Backstepping方法的四旋翼飛行器系統(tǒng)的自適應(yīng)控制：在之前設(shè)計 的基于Backstepping方法的控制器的基礎(chǔ)上，設(shè)計了分別針對未知質(zhì)量和外界干 擾的估計器，從而使新設(shè)計的控制器具有自適應(yīng)性。仿真結(jié)果顯示，該控制器在 飛行器質(zhì)量階梯式遞

4、減和存在一定形式的外界小擾動的情況下， 仍然能保持系統(tǒng) 的穩(wěn)定，從而驗證了該控制系統(tǒng)的魯棒性。 縱觀全文，在所建立的小型四旋翼飛行器動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上，本文在控制 系統(tǒng)的設(shè)計過程中遵循了由簡單到復(fù)雜的方法論，在前一步設(shè)計的控制系統(tǒng)基礎(chǔ) 上引入新的控制算法和結(jié)構(gòu)，使飛行器最終在基于Backstepping方法的自適應(yīng)控 制系統(tǒng)的控制下，表現(xiàn)出良好的穩(wěn)定性和魯棒性，從而為四旋翼飛行器的實際工 V 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 程應(yīng)用提供了重要的理論基礎(chǔ)。 關(guān)鍵詞 四旋翼飛行器，飛行控制器，動力學(xué)模型， Backstepping方 法，自適應(yīng)控制 ii

5、 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 STUDY AND DESIGN OF FLIGHT CONTROL SYSTEMS FOR SMALL SCALE QUADROTORS ABSTRACT Rotary-wing aircrafts have many military and civilian applications due to their requiring small areas for taking off and landing, great maneuverability in obstacle-heavy environment and great

6、 ability to maintain the position and orientation The research of small scale quadrotors, one kind of rotary wing aircrafts, have gradually become mature in recent years, and also provided an important platform for investigations in such fields as the autonomous control, advanced sensor technology a

7、nd computer science. Investigatons on the control system of small scale quadrotor proved to be of high value in such applications as intelligent control of the aeriarobot, 3D trajectory planning and the air traffic management and collision avoidance of multi aircrafts. In this paper, different kind

8、s of f light control algorithms applying to the small scale quadrotor are presented, and a large number of simulations on these control algorithms are made. This paper demonstrates all the work we have done and the final results we have achieved which are outlined as follows: 1) Small scale quadrot

9、or modeling: An essential point we held when we did the modeling is to treat the quadrotor as a rigid body. Those forces and moments which have significant effects on the quadrotor are selected and the dynamic equations for the three linear translations and three angular rotations are considered and

10、 deducted according to the Newtos law o f machnics and Euler Equation. 2) The control strategy based on the classic PID method: According to the dynamic model of the small scale quadrotor, a control system based on the classic PID method is devised. The whole control system is separated into two pa

11、rts, namely the inner loop control (angular rotations control) and the out loop control(translational position control), and designed each of them respectively. The simulation results showthat with this control strategy, the quadrotor can reach the target position accurately and keep its stabilizati

12、on when hovering. 3) The control strategy based on the Backstepping method: A control strategy is iii 施J商文［N孝 C配-r-小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 designed based on the Backstepping method to cope with the quadrotors non linear and sub-actuate dynamic model. The formula of the control variables are calc

13、ulated out by applying the Backstepping method according to the quadrotos state equations,. The simulation results indicate that this control strategy greatly improves the systens response in terms of its overshoot, rise time and settle time. 4) The adaptive control strategy based on the Backsteppi

14、ng method: Based on the controller designed in the last step, the estimators of the unknown mass and external disturbances are added. The simulation results 川ustrate that the quadrotor is able to keep its stabilization when its mass decreases in a stair-like way and the external disturbances of some

15、 certain patterns exist. This paper is closely centered on the control strategy design based on the dynamic model of the quadrotor. The whole design process was guided by one methodology: Start with the simple, and increase the compexity bit by bit. Each time one new control strategy is added based

16、 on the former one, and finally the adaptive control strategy under which the quadrotor was highly stabilized is developed, which is 川ustrated by the simulation. This robust control strategy provides a vital theoretical foundation for the practical application of the quadrotor. Keywords quadrotor,

17、aircraft control, dynamic model, Backstepping control, adaptive control # 合凡騎完弓大承 J— 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 上海交通大學(xué) 學(xué)位論文原創(chuàng)性聲明 本人鄭重聲明：所呈交的學(xué)位論文，是本人在導(dǎo)師的指導(dǎo)下，獨 立進行研究工作所取得的成果。除文中已經(jīng)注明引用的內(nèi)容外，本論 文不包含任何其他個人或集體已經(jīng)發(fā)表或撰寫過的作品成果。 對本文 的研究做出重要貢獻的個人和集體，均已在文中以明確方式標(biāo)明。 本 人完全意識到本聲明的法律結(jié)果由本人承擔(dān)。 學(xué)位論文作者簽名：劉煥曄 日期：

18、2 0 0 9 3售 3日 iii 合凡騎完弓大承 J— 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 指導(dǎo)教師簽名: 日期：2 0 0 93刑30 日期：3月2 0$3 9 年 上海交通大學(xué) 學(xué)位論文版權(quán)使用授權(quán)書 本學(xué)位論文作者完全了解學(xué)校有關(guān)保留、使用學(xué)位論文的規(guī) 定，同意學(xué)校保留并向國家有關(guān)部門或機構(gòu)送交論文的復(fù)印件和 電子版，允許論文被查閱和借閱。本人授權(quán)上海交通大學(xué)可以將 本學(xué)位論文的全部或部分內(nèi)容編入有關(guān)數(shù)據(jù)庫進行檢索，可以采 用影印、縮印或掃描等復(fù)制手段保存和匯編本學(xué)位論文。 保密口，在一 年解密后適用本授權(quán)書。 本學(xué)位論文屬于 。不保密， （請

19、在以上方框內(nèi)打“，”） 學(xué)位論文作者簽名：劉煥曄 IV 3 h J Un-I*!)1 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 第一章緒論 在本章中，簡要介紹了小型四旋翼飛行器研究的背景和意義， 以及該領(lǐng)域研 究的歷史和國內(nèi)外對小型四旋翼飛行器研究的現(xiàn)狀， 并對整篇論文的內(nèi)容和結(jié)構(gòu) 做了說明。全章由論文研究背景和意義，早期四旋翼飛行器設(shè)計，國內(nèi)外四旋翼 飛行器研究現(xiàn)狀和論文的主要研究內(nèi)容和結(jié)構(gòu)安排四個部分組成 。 1.1 論文研究的背景和意義 無人飛行器(UAV自主飛行技術(shù)多年來一直是航空領(lǐng)域研究的熱點，并且 在實際應(yīng)用中存在大量的需求，例如：偵察與營救任務(wù)，科學(xué)數(shù)據(jù)收集，

20、地質(zhì)、 林業(yè)勘探，農(nóng)業(yè)病蟲害防治，以及視頻監(jiān)控，影視制作等。通過無人飛行器來完 成上述任務(wù)可以大大降低成本和提高人員安全保障[1-5]。 無人飛行器的主要優(yōu)點包括：系統(tǒng)制造成本低，在執(zhí)行任務(wù)時人員傷害小， 具有優(yōu)良的操控性和靈活性等。而旋翼式飛行器與固定翼飛行器相比， 其優(yōu)勢還 包括：飛行器起飛和降落所需空間少， 在障礙物密集環(huán)境下的可控性強， 以及飛 行器姿態(tài)保持能力高[7][26]。由國際無人運輸系統(tǒng)協(xié)會(International Association for Unmanned Vehicle Systems )組織的一年一度的國際空中機器 人競賽(International

21、Aerial Robotics Competition),為自主旋翼式飛行器的 應(yīng)用潛力研究提供了一個很好的展示平臺。 該競賽吸引了來自全世界不同國家研 究團隊的參與，來完成預(yù)先設(shè)定的自主飛行任務(wù) [25] 0 在無人飛行器自主飛行的眾多技術(shù)當(dāng)中，飛行器自主飛行控制算法的設(shè)計一 直是控制領(lǐng)域眾多研究者最關(guān)心的問題之一。經(jīng)典的控制策略在飛行器系統(tǒng)的某 個特定作用點上往往首先將系統(tǒng)模型線性化， 然后在此基礎(chǔ)上運用經(jīng)典控制理論 對系統(tǒng)進行分析和控制，控制精度和控制能力偏弱。相比之下，運用現(xiàn)代非線性 控制理論設(shè)計的控制算法，其性能明顯優(yōu)于經(jīng)典控制算法 [27]。 小型四旋翼飛行器與其它飛行器相比

22、， 其優(yōu)勢在于其機械結(jié)構(gòu)較為簡單，并 且只需通過改變四個馬達的轉(zhuǎn)速即可實現(xiàn)控制，且飛行機動能力更加靈活 [14][25]。 另一方面，小型四旋翼飛行器具有較高的操控性能，并具有在小區(qū)域范圍內(nèi)起飛， 盤旋，飛行，著陸的能力。飛行器可以飛至離目標(biāo)更近的區(qū)域，而不像傳統(tǒng)直升 機由于其巨大的單旋翼而不能近距離靠近目標(biāo) [2]。 同時，小型四旋翼飛行器研究也為自動控制， 先進傳感技術(shù)以及計算機科學(xué) 等諸多領(lǐng)域的融合研究提供了一個平臺。在機器人的智能控制，三維路徑規(guī)劃, 1 士南又及丈孝 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 多飛行器的空中交通管理和碰撞規(guī)避等方面,~~小型四旋翼飛行

23、器自主飛行技術(shù)都 具有極高的研究價值[1][7][9]。 1.2 早期四旋翼飛行器設(shè)計 早在20世紀(jì)初期，就有人開始研制載人四旋翼飛行器。Breguet-Richet四 旋翼飛行器建造于1907年，在其十字支架的四端固定了四個長為 8.1米的旋翼 [28]0其中兩個旋翼順時針方向旋轉(zhuǎn)，另外兩個旋翼逆時針方向旋轉(zhuǎn)。駕駛員坐 在十字支架得中心位置，油門為唯一的控制設(shè)備，而導(dǎo)致對飛行器的穩(wěn)定性控制 并不理想。飛行器起飛時，在其四端需要有工作人員幫助來實現(xiàn)穩(wěn)定起飛（圖 1-1）。雖然自主飛行并未實現(xiàn)，但同時使用順時針旋轉(zhuǎn)旋翼和逆時針旋轉(zhuǎn)旋翼 的思想是Breguet-Richet四旋翼飛行器的顯著

24、特點。 圖1-1 Breguet-Richet 于1907年研制的四旋翼飛行器[29] Fig.1-1 the quadrotor made by Breguet-Richet in 1907 1921 年 1 月，美國空軍軍團（US Army Air Corps）與 George de Bothezat 和Ivan Jerome簽訂合約共同建造垂直飛行器[28]。1678kg的“X”形結(jié)構(gòu)支架 用來支撐位移支架四端的直徑為 8.1米的六翼片旋翼（圖1-2） o 一個小型的提 升旋翼被置于支架交點的180hp的Le Rhone放射裝引擎上方，但隨后不久就被 認(rèn)為多余而被拆卸。每個

25、旋翼可單獨控制其轉(zhuǎn)速以產(chǎn)生不同的升力， 使飛行器傾 斜而產(chǎn)生前后移動（圖1-3）。 該飛行器重1700kg與1922年十月進行其第一次試飛。飛行器的引擎很快 被換為220hp旋轉(zhuǎn)式Bentley BR-2。1922 年12月18日于 Wright Field 進行 的一次試飛中，該飛行器飛行高度達 1.8米，空中飛行達1分42秒。1923年1 月19日的另一次試飛，飛行器將兩人抬至1.2米的高度。截止1923年底，該飛 行器于俄亥俄州代頓市共試飛約 100次。盡管合約中要求，飛行高度達到 100 米，該飛行器實際飛行高度只有5米。在該研究花費了約20萬美元后，Bothezat 曲川

26、MN承 'jf >2 F" 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 展示了他設(shè)計的飛行器可以實現(xiàn)穩(wěn)定飛行,~~實際應(yīng)用的直升機理論上是可以制造 出來的。然而，該飛行器動力不足，響應(yīng)性能不高，機械結(jié)構(gòu)過于復(fù)雜，并存在 潛在的穩(wěn)定性隱患。在嘗試橫向飛行時，需要大量的人力和物力的支持。因此， 美國軍方最終對其失去了興趣[28] 0 圖1-2 George de Bothezat 設(shè)計的四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)圖 [28] Fig.1-2 the inner structure of the quadrotor designed by 圖1-3 George de Bothe

27、zat 等人設(shè)計的四旋翼飛行器起飛時的照片 [28] Fig.1-3 the picture taken when the quadrotor designed by George de Bothezat was taking off George de Bothezat Convertawings與1950年在紐約的Amityville建造了一架四旋翼飛行器。此 飛行器的每個旋翼直徑達19英尺，并通過用兩個引擎來改變每個旋翼的升力來 控制飛行器。經(jīng)試飛驗證，Convertawings飛行器在空中飛行性能良好，但由于 3 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 重、.e

28、 w■品』L2 aru* * 4 于 當(dāng)時人們對此種飛行器缺乏興趣而停止生產(chǎn)［28］ 1.3 國內(nèi)外四旋翼飛行器研究現(xiàn)狀 近年來，關(guān)于如何建造和控制四旋翼飛行器的文章層出不窮。 其中一些項目 主要關(guān)注飛行器的建模以及通過仿真來驗證對其控制的策略是否有效。 而另一些 項目則著眼于飛行器在真實環(huán)境下是否能飛行成功。 以下介紹近年來研制成功的 一些有代表性的四旋翼飛行器。 1.3.1Draganflyer Draganflyer是RC玩具公司開發(fā)的商業(yè)產(chǎn)品,它由R/C信號發(fā)射設(shè)備和板載 控制芯片共同實現(xiàn)對其的控制。板載芯片包括一個對領(lǐng)航者輸入的接收裝置，三 個傳感器測量飛行器三個方

29、向的角速度， 一個微控制器來執(zhí)行控制算法計算。 最 新出品的Draganflyer還包括四個紅外熱傳感裝置來幫助飛行器在室外飛行時的 平衡。此飛行器采用碳纖維和高密尼龍材料做成的支架，兩端間距 30英尺，重 17盎司，可負(fù)重4盎司的重物［30］（圖1-4）。 圖 1-4 商用 Drangonflyer 外觀 [30] Fig.1-4 the appearance of the commercial Drangonflyer 1.3.2 Quattrocopter EADS Quattrocopter原本是用來當(dāng)作研制微型飛行器控制單元的測試平臺， 而如今因其良好的性能被工

30、業(yè)界大量生產(chǎn)。飛行器板載芯片由 MEMS慣性測量 單元（IMU ）,氣流變化傳感器以及一個 GPS接受裝置，R/C信號接受器，16位 模數(shù)轉(zhuǎn)換器和驅(qū)動馬達的功率發(fā)達器組成［31］。Quattrocopter使用的鋰電池在一次 性充滿電后可維持其20分鐘的飛行。此飛行器長約65cm,重名^0.5千克，機身可 拆卸（圖1-5）。電動馬達使飛行器飛行噪音很小。飛行器有 50%的功率余量來 # 于 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 裝載負(fù)重。 圖 1-5 EADS Quattrocopter 外觀 [31] Fig.1-5 the appearance of t

31、he EADS Quattrocopter 1.3.3 X-4 Flyers X-4 Flyers在澳大利亞研制，研制人員對兩個慣性測量單元（IMU ）進行檢 測，一個IMU為Crossbow公司生產(chǎn)的商用IMU，重約475克，另一個名為EiMU 的IMU有澳大利亞的一個機器人小組研制而成，重約 100克［16］。X-4 Flyers研 制人員稱商用IMU較大的重量會影響飛行器的性能，因此最終采用 EiMU。一 個雙核的板載計算機用來紀(jì)錄來自 R/C接收器的輸入命令，IMU上的串行接口 是數(shù)據(jù)以120Hz的頻率被紀(jì)錄下來，而另一個用行接口用來實現(xiàn) IMU和地面計 算系統(tǒng)之間的通信。

32、X-4 Flyers的研制提出了該飛行器的非線性模型。此模型在飛行器處于盤旋 狀態(tài)時被線性化，并在此線性模型的基礎(chǔ)上得出領(lǐng)航員控制輸入指令到歐拉角輸 出的傳遞函數(shù)（transfer functions）。來自IMU的傳感信號被高通濾波后用來測量 內(nèi)環(huán)控制所需的角速度。而外環(huán)控制最終被放棄，因為從 IMIU獲得飛行器高度 值存在一■定難度。 X-4 Flyers總重約2千克，支架長70厘米，旋翼直徑為11英寸。此種飛行 器經(jīng)多次試飛后被證明產(chǎn)生升力太小而不能被很好的控制。于是，一種新的 X-4 Flyers被研制，其主要目標(biāo)為提供足夠的升力，減輕自身重量，板載電源能為持 2分鐘的空中飛行以及

33、配備無線串口連接和攝像系統(tǒng)。 該研制小組最新發(fā)表的一片論文中顯示，改造后的 X-4 Flyers采用了反朝向 的旋翼以及帶有彈簧的旋翼轉(zhuǎn)動固定裝置［18］（圖1-6）。仿真結(jié)果顯示這種新設(shè) 計動力學(xué)波動很慢，使其能更好的被控制。板載芯片與先前所用的基本相同，但 論文作者稱，由于新的X-4 Flyers的動力學(xué)特性更加理想，飛行器的控制算法運 算可完全由板載處理器完成，而不需要地面計算系統(tǒng)的協(xié)助。但論文中并未提及 5 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 相關(guān)的試飛實驗。 1.3.4 賓夕法尼亞大學(xué)(UPenn) 大學(xué)的一個研究小組使用一個商業(yè)模型 HMX-4來研制自

34、己的四旋翼飛行 器。他們發(fā)表的第一篇論文提出，四旋翼飛行器的控制由板載計算機和地面計算 系統(tǒng)處理傳感器和攝像機傳送的數(shù)據(jù)來實現(xiàn) 口。三個板載傳感器用來提供飛行器 內(nèi)環(huán)穩(wěn)定控制的數(shù)據(jù)。置于地面的攝像機作為主傳感器來使用。 置于飛行器底座 的五個2.5cm的彩色標(biāo)記用為攝像機提供位置信息，從而用標(biāo)記定位算法便可計 算出飛行器上標(biāo)記的相對位置變化， 進而計算出四旋翼的俯仰角，橫滾角，橫擺 角和平動位置坐標(biāo)(圖1-7)。由于HMX-4模型的重量限制，飛行器不能另外裝 配GPS系統(tǒng)合加速度測量儀。 圖 1-6 X-4 Flyers 外觀[18] Fig.1-6 the appearance o

35、f the X-4 Flyers 地面計算系統(tǒng)用于接受和處理由地面攝像機傳送的圖像信息， 為四旋翼飛行 器設(shè)定目標(biāo)指令值，以及用竄口傳送計算出的發(fā)達驅(qū)動輸入。 板載計算機通過傳 感器信號來穩(wěn)定飛行器，并通過板上 R/C接收設(shè)備來獲取地面計算系統(tǒng)發(fā)送的 控制信號。 該研究小組在論文中提出了一個四旋翼飛行器的動力學(xué)模型以及兩種控制 策略，分別為反饋線性化方法 (feedback linearization)和后推法(backstepping)。 仿真結(jié)果顯示后推控制器的性能較優(yōu)，并隨后設(shè)計了此種控制器進行實驗。 最近，四旋翼飛行器新添加了一個板載攝像機， 聯(lián)合地面的攝像機來估計飛

36、行器的位置［8］。在原先有地面攝像機觀測的五個標(biāo)記的基礎(chǔ)上，另一個標(biāo)記被至 于地面攝像機上，供板載攝像機觀測。這種雙攝像機的方法使計算出的角位移誤 差和線位移誤差更小。 該研究小組的第一篇論文中紀(jì)錄了使用雙攝像機方法的 HMX-4飛行器實驗 口。板載計算器和地面計算器用與視頻信號處理，三個板載傳感器用于飛行器的 姿態(tài)控制。使用地面攝像機來計算飛行器的飛行高度在飛行控制實驗中被證明是 有效的，但只能用于特定的環(huán)境下。例如，雙攝像機的方法可用于飛行器在指定 位置的起飛和著陸。 圖1-7賓西法尼亞大學(xué)設(shè)計的四旋翼飛行器外觀 [7] Fig1-7.the appearance of t

37、he quadrotor designed by UPenn 1.3.5 康奈爾大學(xué)（Cornell） 康奈爾大學(xué)啟動了兩個四旋翼飛行器的項目。 第一個項目的目標(biāo)是用三個板 載傳感器和地面視頻系統(tǒng)來計算飛行器的飛行高度 ［32］。四個LED被置于飛行器 十字支架的四端，用于給地面三個攝像機組成的視頻系統(tǒng)提供數(shù)據(jù)。板載計算機 將傳感數(shù)據(jù)傳送給地面計算系統(tǒng)，并根據(jù)地面計算系統(tǒng)傳來的指令數(shù)據(jù)調(diào)整馬達 轉(zhuǎn)速。地面計算系統(tǒng)根據(jù)傳感數(shù)據(jù)和視頻信號計算出馬達輸入， 并將其發(fā)送至板 載計算機（圖1-8）。 該項目對四旋翼飛行器高度進行實時估測時， 使用一個卡爾濾波器。此濾波 器主要用于保留高頻的傳

38、感器數(shù)據(jù)（300Hz）和低頻的視頻信號（10Hz）,并過 濾掉其他頻率成分的干擾信號。實驗結(jié)果顯示，該濾波器成功的消除了傳感器偏 移的不利影響。 康奈爾大學(xué)開展的第二個關(guān)于四旋翼飛行器項目在一片碩士論文中完整紀(jì) 錄下來［25］。此項目主要關(guān)注飛行器的四個升力產(chǎn)生裝置以及飛行器的整體結(jié)構(gòu)。 由于此次研制的飛行器與先前相比質(zhì)量增加（6.2kg）,上述的兩個方面顯得尤為 重要。論文中顯示，研制小組使用 MATLAB和AN S Y S有限元軟件來設(shè)計四 旋翼飛行器的支架，以確定其結(jié)構(gòu)單元的大小和受力強度。盡管無刷電動機的驅(qū) 動電路很復(fù)雜，但還是得以采用，以實現(xiàn)較高的功率質(zhì)量比（ Power to w

39、eight 9 ratios）。使用大直徑的旋翼以保證盤旋狀態(tài)的穩(wěn)定系能。 此四旋翼飛行器使用板載電源和傳感器，這兩部分占據(jù)飛行器一半的質(zhì)量 慣性測量單元由Systron-Donner生產(chǎn)。止匕IMU存在一定程度的漂移，但足以保 證飛行器盤旋狀態(tài)下的穩(wěn)定。 對該飛行器非線性動力學(xué)模型的仿真包括外界干擾，傳感器偏移和噪聲。仿 真對控制器和狀態(tài)估計器的設(shè)計，調(diào)制和檢測起到很大的作用。在多次的飛行實 驗中，有幾次成功了，但一次墜落導(dǎo)致IMU損壞。由于IMU成本很高，唯一的 選擇只有修復(fù)損壞的IMU ,在完成論文前不再進行飛行實驗。 圖1-8康奈爾大學(xué)設(shè)計的四旋翼飛行器外觀

40、［25］ Fig.1-8 the appearance of the quadrotor designed by Cornell 1.3.6 瑞士聯(lián)邦工學(xué)院（ETH） 來自瑞士聯(lián)邦工學(xué)院的一個團隊對四旋翼飛行器的角速度控制和飛行高度 控制進行研究（圖1-9）。在飛行器系統(tǒng)動力學(xué)仿真中，兩種控制方法，即 PID 和LQ方法得以采用并得到驗證［33］。之后，根據(jù)兩種控制算法研制的控制器裝入 可限制飛行高度和只允許轉(zhuǎn)動角度變化的測試平臺。一個使用加速度測量儀和地 磁傳感器以消除傳感器漂移的商用IMU和一個卡爾曼濾波器用來確定四旋翼飛 行器的位置和方向。一個地面PC機用來向測試平臺發(fā)送信號，

41、一個 PIC微控制 器用來執(zhí)行控制量的計算。實驗表明，經(jīng)典 PID控制與LQ控制相比性能更好， PID控制器允許電能從地面電源通過電線提供給飛行器。 LQ控制器表象不佳的 一個可能的原因是系統(tǒng)的傳遞函數(shù)并沒有考慮驅(qū)動設(shè)備（actuator）的動力學(xué)特 性。 1.3.7 斯坦福大學(xué)(Stanford ) Stanford大學(xué)使用一個改進后的 Drangonflyer作為其自主飛行器 Multi-Agent 控制研究（STARMAC）的測試平臺［34］。經(jīng)過多次戶外的實驗飛行和多飛行器控 制方案的驗證，四旋翼飛行器從眾多傳統(tǒng)直升機和固定翼飛行器中被選出。 Draganflyer原先的芯片

42、被Stanford大學(xué)自主設(shè)計的印刷電路板所取代。這塊電路 板用于執(zhí)行所有的傳感和通訊任務(wù)， 它由如下組建構(gòu)成：一個被稱為MicroStrain 的商用IMU ,兩塊PICS微控制芯片，一個超聲速聲納定位傳感器，一個 GPS 單元和一個有效距離為150-300英尺的二型藍牙設(shè)備。地面計算系統(tǒng)由幾臺PC 機和一個配有用于遙控飛行器的標(biāo)準(zhǔn)操縱桿的筆記本電腦組成。 IMU從傳感器得到相關(guān)數(shù)據(jù)后估算出當(dāng)前飛行器的高度及其變化速度，然 后將這兩個數(shù)據(jù)輸出，由于飛行器的支架在升力很大時會有強烈的震動，這兩個 數(shù)據(jù)很可能混有較大的噪聲，因而準(zhǔn)確性較低。因為從超聲速傳感器讀入的數(shù)據(jù) 并不可靠，一個卡爾曼濾

43、波器用來估計飛行器高度。系統(tǒng)同時加入了一個紅外距 離傳感器來幫助完成飛行器飛行軌跡在特定區(qū)域是的聲納測距任務(wù)。 另一個卡爾 曼濾波器用與GPS測量，速度測量，連同高度信息一起來計算飛行器的位置和 速度。 實驗表明，該飛行器在戶外盤旋狀態(tài)下表現(xiàn)良好（圖 1-10）。在實驗過程中， 需要一定人工輸入來抑制風(fēng)力干擾，而高度輸入指令保持恒定。該研究小組未來 的目標(biāo)是，運用multi-agent技術(shù)來讓多駕四旋翼飛行器的飛行行為如同一個系 統(tǒng)中的多個agent的一樣。 圖1-9瑞士聯(lián)邦工學(xué)院設(shè)計的四旋翼飛行器外觀 [33] Fig.1-9 the appearance of the q

44、uadrotor designed by ETH 1.3.8 加拿大不列顛哥倫比亞大學(xué)（UBC ） 由不列顛哥倫比亞大學(xué)的電氣與計算機工程學(xué)院研制的四旋翼飛行器著眼 于飛行器的非線性建模[6]。研究的實驗設(shè)備包括一個飛行轉(zhuǎn)盤，一個 DSP控制 系統(tǒng)，一個微處理器和一套無線信號傳輸設(shè)備（圖 1-11）?；陲w行器的非線性 模型，該研究小組設(shè)計了一個H環(huán)控制器用來實現(xiàn)飛行器的穩(wěn)定， 速度和橫擺 角控制。 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 PIC16F877微控制器用來傳送控制數(shù)據(jù)到脈沖帶寬調(diào)制信號以減少 CPU的 運行負(fù)荷，通過一個4通道的Futaba無線傳輸設(shè)備，該調(diào)制信號

45、進一步用來控 制Dragonflyer的四個旋翼。基于飛行器的非線性模型， H^環(huán)控制器用來實現(xiàn) 飛行器的穩(wěn)定，速度和橫擺角控制。一個基于模型的預(yù)測控制器（ MBPC）用來 實現(xiàn)飛行器平面位置的控制。 圖1-10斯坦福大學(xué)設(shè)計的四旋翼飛行器盤旋飛行[34] Fig1-10 the hovering quadrotor designed by Standford 圖1-11不列顛哥倫比亞大學(xué)設(shè)計的四旋翼飛行器及其控制系統(tǒng)外觀 [6] # Fig1-11 the appearance of the quadrotor and its control system design

46、 by UBC 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 1.4 論文的主要研究內(nèi)容和結(jié)構(gòu)安排 本論文圍繞小型四旋翼飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計這一主題，在首先建立的飛行器 動力學(xué)模型的基礎(chǔ)上先后設(shè)計了基于經(jīng)典 PID算法的四旋翼飛行器控制系統(tǒng)， 基于Backstepping方法的四旋翼飛行器控制系統(tǒng)和基于 Backstepping方法的四旋 翼飛行器的自適應(yīng)控制系統(tǒng)，并通過在 MATLAB的SIMULINK模塊下的仿真， 驗證和比較了不同控制系統(tǒng)的優(yōu)劣。各章的主要研究內(nèi)容如下： 第一章介紹了小型四旋翼飛行器研究的背景和意義， 以及該領(lǐng)域研究的歷史 和國內(nèi)外對小型四旋翼飛行器研究的現(xiàn)

47、狀。 第二章介紹了小型四旋翼飛行器研究的相關(guān)技術(shù)背景知識， 主要包括四旋翼 飛行器結(jié)構(gòu)簡介，基于Lyapnov穩(wěn)定性定理的backstepping方法以及自適應(yīng)控制 的概念和方法。 第三章介紹了小型四旋翼飛行器系統(tǒng)動力學(xué)建模及基于 PID控制算法的控 制系統(tǒng)設(shè)計，并通過計算機仿真證明了該控制系統(tǒng)能夠使飛行器準(zhǔn)確抵達目標(biāo)位 置，并在該位置保持盤旋狀態(tài)下的穩(wěn)定。 在該控制系統(tǒng)的設(shè)計過程中，我們將整 個控制結(jié)構(gòu)分為內(nèi)環(huán)控制（姿態(tài)控制）和外環(huán)控制（飛行位置控制）分別進行設(shè) 計，以解決系統(tǒng)動力學(xué)模型的欠驅(qū)動問題。 第四章介紹了基于backstepping方法的小型四旋翼飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計， 并

48、通過計算機仿真證明了該控制系統(tǒng)與基于經(jīng)典 PID算法的控制系統(tǒng)相比，在 系統(tǒng)響應(yīng)上有明顯改善。由此也證明了 backstepping方法對與像四旋翼飛行器這 樣的非線性系統(tǒng)的控制具有良好的效果。 第五章介紹了基于backstepping方法的小型四旋翼飛行器自適應(yīng)控制系統(tǒng)的 設(shè)計，并通過計算機仿真證明了該控制系統(tǒng)在飛行器的質(zhì)量未知且發(fā)生變化， 以 及存在外界干擾的情況下仍然能保持系統(tǒng)的穩(wěn)定，從而大大提高了該控制系統(tǒng)下 的小型四旋翼飛行器系統(tǒng)的魯棒性。 仿真結(jié)果同時也證明了將backstepping方法 的運用與自適應(yīng)控制系統(tǒng)設(shè)計上的有效性。 最后，在第六章中，對本論文的研究內(nèi)容進行了總

49、結(jié)， 并對將來的研究工作 進行了介紹和展望。 11 合凡騎完弓大承 Una 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 第二章 小型四旋翼飛行器控制系統(tǒng)研究的 相關(guān)技術(shù)背景知識介紹 本章主要介紹了小型四旋翼飛行器研究的相關(guān)技術(shù)背景知識。 包括四旋翼飛 行器結(jié)構(gòu)簡介，基于Lyapnov穩(wěn)定性定理的backstepping方法，以及自適應(yīng)控制 的概念和方法。 2.1小型四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)和控制原理簡介 傳統(tǒng)直升機的旋翼系統(tǒng)由一個主旋翼和一個尾旋翼構(gòu)成。傳統(tǒng)直升機通過變 化旋翼翼片旋轉(zhuǎn)時的切角來改變飛行器的升力大小 [26]。與此不同的是，小型四 旋翼飛行器旋翼翼片的旋轉(zhuǎn)切角是

50、固定的，它是通過改變每個旋翼旋轉(zhuǎn)的角速度 來控制整個飛行器的飛行[1-5]。 四旋翼飛行器的四個旋翼分別位于一個幾何對稱十字支架的前， 后，左，右 四端，如圖2 —所示。四個旋翼由四個電機控制，分別位于一個十字支架的四端。 整個飛行器依靠改變每個電機的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)飛行姿態(tài)控制。 圖2 -是四旋翼飛行 器的典型結(jié)構(gòu)，前端旋翼1和后端旋翼3逆時針旋轉(zhuǎn)，而左端旋翼2和右端的旋 翼4順時針旋轉(zhuǎn)，以平衡旋翼旋轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩。通過增加一組旋翼（前后旋翼 1,或左右旋翼2, 4）其中一端的轉(zhuǎn)速而使另一端減少相同的轉(zhuǎn)速，可對整個 飛行器產(chǎn)生推力。左右端旋翼 2 ,的轉(zhuǎn)速差用來控制橫滾速率，而前后端

51、旋翼 1.1 , 3的轉(zhuǎn)速差用來控制俯仰速率。而橫擺速率通過順時針旋轉(zhuǎn)和逆時針旋轉(zhuǎn)的 相對速率來控制。 從動力學(xué)角度分析，四旋翼飛行器系統(tǒng)本身是不穩(wěn)定的[6][27],因此，使系統(tǒng) 穩(wěn)定的控制算法的設(shè)計顯得尤為關(guān)鍵。 由于四旋翼飛行器為六自由度的系統(tǒng)（內(nèi) 環(huán)三個角位移量和外環(huán)三個線位移量），而其控制量只有四個，這就意味著被控 量之間存在耦合關(guān)系[27],因此，需要設(shè)計的控制算法能夠?qū)@種欠驅(qū)動 （unde r — ac tuated）系統(tǒng)足夠有效，用四個控制量對三個角位移量和三個線位移 量進行穩(wěn)態(tài)控制。 # 思 J »*1j! 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)

52、計 1.2 基于 Lyapunov 穩(wěn)定性定理的 backstepping 方法 B a c k s t e方法被fn誦運用于非線性系統(tǒng)的控制。該方法的理論基礎(chǔ)為 L y a p確位的定理，即對于一個由微分方程表征的系統(tǒng)，通過構(gòu)造一個正定 的L y a p 該函數(shù)對時間的全導(dǎo)數(shù)負(fù)定或半負(fù)定，來證明該系統(tǒng)的全 局穩(wěn)定性［27］。 然而，在表征系統(tǒng)的微分方程較為復(fù)雜時，構(gòu)造一個 Lyapunov函數(shù)并非易 事。為此，來自加州大學(xué)圣芭芭拉分校（ UCSB）的塞爾維亞裔教授 Petar V. Kokotovic等人與1990年發(fā)明了一種稱為 Backstepping的方法，使得系統(tǒng)的

53、 Lyapunov函數(shù)可以由系統(tǒng)的狀態(tài)方程推導(dǎo)出來，而運用該方法的前提是系統(tǒng)的 狀態(tài)方程能夠表達為嚴(yán)格反饋的形式（strict-feedback form ［35］。 13 圖2—1四旋翼飛行器旋翼旋轉(zhuǎn)方向示意圖 Fig. 2 — 1 the scheme o f the r o t a t i n g di r e c t i o n o f t h 嚴(yán)格反饋系統(tǒng)的微分方程表征形式如下: g x = fG)+ g1(x1)x2 g

54、 (2-1) x = f2(x1,x2) + g2(x1為2八3 gccg g xn = fn(K，…,4)+ gn(x1，…,xn)u 曲 年 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 15 我們首先考慮如下系統(tǒng) g x= f(x) + g(x)E ,g 毛=u (2-2) 我們的目標(biāo)是設(shè)計一個控制率u,使整個系統(tǒng)在原點處保持穩(wěn)定。 g 設(shè)系統(tǒng)(2-2)中的第一個方程x= f(x) + g(x)己可以被己=(Kx)穩(wěn)定，這就表 明系統(tǒng) g x= f (x) + g(x)Mx) (2-3) 是漸進穩(wěn)定的。且 成)=?i(x)x

55、=？^(4 f(x) + g(x)日 (2-4) ?x ?x 若已知Lyapunov函數(shù)V(x)滿足如下不等式： x) (2-5) 其中W(x)為正定矩陣。在上述假定下，如何找到一個使系統(tǒng)(2-2)穩(wěn)定的控制 率呢？ 將系統(tǒng)(2-2)改寫如下： 'g x = f(x) + g(x)Mx) + g(x)E- g(x)-x) ,g 飛二u 引入新變量y= E- Mx),得到 \ g x= f (x) + g(x) Mx) + g(x)y 'g g y = u- Mx) 再引入新變量v = u- Mx),方程(2-7)變?yōu)? 1g x= f (x) +

56、g(x) Mx) + g(x)y ■ g y = v 因此，我們現(xiàn)在的目標(biāo)是找到合適的控制率 v,使系統(tǒng)(2-8)漸進穩(wěn)定。為此， 定義Lyapunov函數(shù) 1 Vc(x,y)=V(x)+—yTDyy (2-9) 2 2-9)表示的 Lyapunov (2-6) (2-7) (2-8) 其中Dy為正定矩陣。系統(tǒng)(2-8)漸進穩(wěn)定的條件是式( 函數(shù)隨時間單調(diào)遞減。

57、 思 J ?出力Ui>¥*r »*ij! 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 g ?V dx T dy Vc(x,y)= + y Dy —— ?x 出 dt ?V dx 7 = + y D yV ?x dt ?V j =[f(x)+ g(x)Mx) + g(x)y]+y D yV ?x ?V ?V ,、 j =——[f(x) +g(x)Mx)] + ——g(x)y + y D y ?x ?x ?V T V-W(x) + [ —— g(x) + vTDy]y ?x (2-10) 從式(2-10)可以看出，若

58、選擇 ?V T t -—g(x) +v Dy =- y Wy ?x 且Wy>0,則Lyapunov函數(shù)Vc(x,y)隨時間遞減，我們由此便可或得使系統(tǒng) 漸進穩(wěn)定的輸入： (2-11) (2-8) 此時有 _ - 1. T ?V t、 V …{Wyy+g(xF} (2-12) g T Vc(x, y) <- W(x)- yTWyy 根據(jù)以上推導(dǎo)，我們得出如下結(jié)論： 對于系統(tǒng) (2-13) g x= f (x) + g(x)E ■ g 飛=u (2-14) g 假設(shè)E = 3(x)使其第一個方程x = f (x) + g(x)E穩(wěn)定。假設(shè)

59、V (x)滿足 Lyapunov 函數(shù) ?V . ——[f(x) + g(x)*x)] W-W(x) ?x 其中W(x)為正定矩陣，則控制率 (2-15) 使系統(tǒng)(2-14)漸進穩(wěn)定。 g u = Mx) ? Mx) 一 ?x [f(x) + g(x)日 1，T ?V T 、 -Dy-1{gT(x)[—]T+Wy[& Mx)]} ?x By >0,Wy >0 (2-16)

60、 17 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 1.3 自適應(yīng)控制的概念和基本方法 根據(jù) Webster字典的解釋，“to adapt 意為 “to change (oneself ) so that ones behavior will conform to new or changed circumstances , 即根據(jù)新的或變化的外 界環(huán)境而改變自身的行為，自適應(yīng)系統(tǒng)(adaptive systems及自適應(yīng)控制(adaptive control)早在1950年就被提出[36],主要指對被控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)或參數(shù)

61、緩慢變化和不確 定的情況，修改原有控制策略以實現(xiàn)控制目標(biāo)。例如，在飛行器飛行過程中， 其質(zhì)量由于燃油消耗會緩慢減少，于是，我么需要設(shè)計相應(yīng)的控制算法來應(yīng)對 這種變化情況。自適應(yīng)算法的一個特點是不需要事先得知未知或時變參數(shù)的精 確信息。 在20世紀(jì)50年代初進行的高性能自主飛行器設(shè)計對自適應(yīng)控制研究起到主 要的推動作用。飛行器在很大的速度和高度范圍內(nèi)運行，系統(tǒng)的動力學(xué)特性表現(xiàn) 出非線性和時變的特征。對于一個由飛行速度和高度表征的指定工作點，飛行器 系統(tǒng)復(fù)雜的動力學(xué)特性可近似化為一個線性的模型。例如，對于指定工作點 i, 1.4 行器模型有如下的形式[33]: g (2-17) x =

62、Ax + Biu,x(0) = Xo T y = Ci x + Diu 其中A,Bi,G,Di為操作點i的函數(shù)，當(dāng)飛行器經(jīng)歷不同的飛行環(huán)境時，操作點發(fā) 生改變，從而引起A, Bi,G,Di的變化。因為輸出響應(yīng)y(t)包含有狀態(tài)變量x以及 A,Bi,G,Di的信息，我們可以設(shè)計一個復(fù)雜的反饋控制器，通過對 y(t)進行處理 來獲得參數(shù)改變的信息。此想法引出了一種自適應(yīng)的控制結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)包含一個 反饋回路和一個增益可調(diào)的控制器，如圖 2-2所示。 圖2-2 最基本的系統(tǒng)自適應(yīng)控制結(jié)構(gòu)示意圖 Fig.2-2 the scheme of the basic structure of the

63、adaptive control system # 一個自適應(yīng)控制器通常由一個對系統(tǒng)未知參數(shù)進行實時估計的在線參數(shù)估 計器，以及一個在參數(shù)已知情況下的控制器共同組成。參數(shù)估計器的構(gòu)造形式， 即自適應(yīng)率(adaptive law),與控制率(control law)不同的組合方式導(dǎo)致了兩種 不同的控制方法。第一中方法被成為間接自適應(yīng)控制(indirect adaptive law),系 統(tǒng)參數(shù)經(jīng)過在線估計后被用來計算相應(yīng)的控制參數(shù)。 這種方式通常也被稱為明確 的自適應(yīng)控制(explicit adaptive control),因為其控制結(jié)構(gòu)的設(shè)計是基于一個明 確的系統(tǒng)模

64、型。 第二種方法被稱為直接自適應(yīng)控制(direct adaptive control)。該方法中，系 統(tǒng)模型的參數(shù)是由控制參數(shù)計算得到，而這些控制參數(shù)有傳感器提供的數(shù)據(jù)直接 計算得出，當(dāng)中并沒有用到系統(tǒng)的參數(shù)估計值。該方法通常也被成為非明確的自 適應(yīng)控制(implicit adaptive control),因為其控制結(jié)構(gòu)的設(shè)計是基于一個不明確 的系統(tǒng)模型。 在間接自適應(yīng)控制結(jié)構(gòu)的設(shè)計中，系統(tǒng)模型 P(『)中包含有未知的系統(tǒng)參數(shù) 向量9?0例如，對與一個線性時不變(LTI)的單輸入單輸出(SISO)的系統(tǒng)模 型，8?為模型傳遞函數(shù)分子和分母的未知系數(shù)。一個在線估計器根據(jù)系統(tǒng)的輸 入u和輸

65、出y在每一時刻t產(chǎn)生一個8?的估計值9(t) o該估計值定義了一個系統(tǒng) A 的估計模型控制率P( 8。)，該模型在整個控制設(shè)計中被當(dāng)成系統(tǒng)真實模型，用 來計算控制器的參數(shù)或通過解方程 9c(t) = F(e(t))來計算每一時刻t的增益向量 9c(t)0控制率C(9c)以及向量8c(t)的形式與實際控制率C(9c?)和向量屋相同， 以滿足系統(tǒng)模型P(『)所要達到的性能要求。因此，這種方法設(shè)計的控制率C( 9c) A 是用來滿足系統(tǒng)估計模型P( 8(。)的性能要求的，而該估計模型與系統(tǒng)真實的未 知模型P( 8?)可能是不同的。因此，間接自適應(yīng)控制的主要需求是選擇適當(dāng)?shù)目?制率C( 8c)

66、和產(chǎn)生參數(shù)估計值8(t)的估計器，以及方程8c(t) = F(0(t)),以滿足 含有未知參數(shù)。？的系統(tǒng)模型P(『)的性能要求。間接自適應(yīng)控制的結(jié)構(gòu)如圖 2-3 所示。 在直接自適應(yīng)控制中，系統(tǒng)模型P( 8?)直接包含控制器未知參數(shù) 屋，需要設(shè) 計含有該參數(shù)的控制率C(屋)以滿足系統(tǒng)性能要求，以使系統(tǒng)丹(屋)與P(『)有 相同的輸入輸出特性。 在線參數(shù)估計器的設(shè)計是基于Pc(晨)而非P( 8?),并通過系統(tǒng)的輸入U和輸 出y在每一時刻t計算院的估計值電(t)。該估計值不經(jīng)過中間計算，直接更新控 制器參數(shù)向量0c。直接自適應(yīng)控制中的主要問題為，設(shè)計設(shè)當(dāng)?shù)目刂坡蔆(包)和 省J""」岫0"W7”叫 小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究與設(shè)計 產(chǎn)生估計值 也⑴的估計器，以使C(也。)滿足系統(tǒng)模型P(『)的性能要求。系統(tǒng) 模型P( 8?)的特點對于獲取有利于估計器設(shè)計的參數(shù)化模型 Pc( 9c?)極為關(guān)鍵。因 此，直接自適應(yīng)控制只適用于特定類型的的系統(tǒng)模型。直接自適應(yīng)控制結(jié)構(gòu)如圖 2-4所示。 直接和間接自適應(yīng)控制設(shè)計的基本思想并不復(fù)雜。控制器 C(Mt))的設(shè)計將 估計值也(t)或9(t)當(dāng)成系統(tǒng)真實的參數(shù)。這種設(shè)計思想被 稱為確定性等價 (certainty equivalence