一种在大气密度变化条件下采用11参数调度策略的可变俯仰角火星四旋翼飞行器的姿态控制器

《Aerospace Science and Technology》：An Attitude Controller for a Variable-Pitch Mars Quadcopter with Parameter 11 Scheduling under Varying Atmospheric Densities

　　

董雅超|权奇全|任金乐|唐德伟|邓宗权

中国哈尔滨工业大学机器人及系统国家重点实验室

摘要

随着火星探测的不断深入，Ingenuity火星直升机的成功飞行证明了旋翼飞行器的可行性，也将空中探测视为火星任务的一种新途径。然而，火星上极低的大气密度会随季节和昼夜温度变化而大幅波动，这会影响飞行控制模型的动态特性，给姿态控制器设计带来挑战。为解决低密度且变化无常的大气密度带来的问题，本文研究了一种可变螺距火星四轴直升机的姿态控制方法。首先建立了该直升机的飞行控制模型，随后在不同大气密度条件下通过实验确定悬停工作点与模型参数。经过线性化、时间延迟近似等处理后，基于所得模型设计了具有参数调度的双曲正切积分滑模姿态控制器。在火星大气模拟器中进行的飞行实验表明，该控制器在姿态角波动标准差、稳态误差以及延迟时间方面分别达到了0.01208、1.824°和0.2974秒的平均值，与传统PID控制器相比，这些数值分别降低了约47.8%、40.2%和10.6%，充分显示出将可变螺距结构与参数调度滑模策略相结合的有效性，为未来的火星四轴直升机任务提供了可行的控制方案。

引言

由于火星在自转周期、季节变化以及存在过水活动的证据等方面与地球相似，长期以来一直被视为深空探测的主要目标[1]、[2]、[3]、[4]、[5]。随着科学研究的深入，火星探测方式也在不断发展。迄今为止，全球已开展了多阶段的火星探测任务，包括飞掠、轨道勘测、着陆器探测、地面漫游车探测以及空中探测[6]、[7]、[8]、[9]、[10]。2021年4月19日，作为“火星2020”任务的一部分，NASA的Ingenuity火星直升机在火星大气层中实现了首次受控动力飞行，这是空中探测领域的重大突破[11]。这一成就不仅证明了旋翼飞行器在火星上的可行性，也标志着空中探测成为火星探测的新手段。与地面漫游车相比[10]，具备低空机动能力的飞行器能够克服地形限制，从而实现更全面的行星观测。

姿态控制器对确保飞行稳定性起着至关重要的作用，其设计取决于飞行控制模型。在火星环境中，大气密度和重力加速度是影响模型特性的主要因素[12]。在火星北部平原，大气密度介于0.0125千克/立方米到0.021千克/立方米之间[13]、[14]，仅为地球海平面大气密度的1.0%至1.7%。火星的重力加速度为3.71米/秒2[15]，约为地球的38%。尽管重力有所减小，但这一降幅仍不足以弥补稀薄大气导致的旋翼推力大幅下降的问题[12]。此外，由于昼夜温差较大，火星大气密度在一天之内会波动约0.0035千克/立方米。其季节平均值还会随着极地二氧化碳冰的升华与沉积周期而变化[16]。这些因素导致了空气动力学特性的显著时变，进而影响模型参数，给姿态控制器设计带来巨大挑战。

为应对这些挑战，Ingenuity火星直升机采用了仿真与实验相结合的方法来确定飞行控制模型参数[12]、[17]。在经过简化和线性化的控制模型基础上，Ingenuity为滚转和俯仰通道设计了比例微分控制器，而偏航控制则采用比例积分微分控制器。同时，还通过引入高阶环整形技术，在不显著降低控制性能的前提下提升稳定性。在自由飞行测试中，直升机的滚转和俯仰振荡幅度控制在±3°左右，偏航角度则在-1.5°到7.5°之间。此外，为了适应飞行过程中的大气密度变化，控制器还能根据实时检测到的密度值动态调整增益设定[18]。在Ingenuity于火星上完成的近3年的72次成功飞行中，这一策略都被证明是可行且有效的[19]。不过，也有其他研究团队提出了多种火星飞行器姿态控制方案，但大多仅停留在数值模拟阶段，缺乏实验验证[20]、[21]、[22]。而且，这些设计方案通常没有考虑火星大气密度变化对控制性能的影响。

与主要用于在0.014千克/立方米至0.020千克/立方米的大气密度条件下进行飞行演示的同轴双旋翼结构的Ingenuity火星直升机不同[23]、[24]、[25]，本文研究的火星飞行器采用四轴直升机结构。它被设计为能够携带最多100克的火星岩石样本，并可在0.011千克/立方米至0.021千克/立方米的更宽范围的大气密度下工作。该四轴直升机还采用了与Ingenuity的斜盘机构不同的可变螺距旋翼系统[26]、[27]。该系统通过同步调节各叶片的螺距角来控制推力和扭矩，而非像传统方式那样通过周期性改变螺距角或调整旋翼转速来实现姿态控制。

考虑到火星大气密度变化时四轴直升机的系统特性会发生变化，本文建立了一个适用于多变密度环境的飞行控制模型。同时，还对稀薄大气条件下的具有时间延迟特性的旋翼系统进行了参数识别，确定了不同密度条件下的悬停工作点。在此基础上，针对具有时间延迟的非线性高阶飞行控制模型，采用了延迟近似、模型降阶以及相位超前补偿等方法来简化模型，为姿态控制器设计奠定基础。此外，本文还提出了一种基于参数调度的双曲正切积分滑模控制方法。通过整合超前补偿器与叶片螺距速度前馈回路，构建出了完整的姿态控制架构。最终，实验结果证明，所提出的方法在不同大气密度条件下仍能保持良好的鲁棒性和控制性能。

本文的其余部分结构如下：第2节介绍可变螺距火星四轴直升机的整体方案以及样本返回任务流程；第3节阐述飞行控制模型与参数识别方法；第4节讨论模型处理、控制器设计以及数值验证方法；第5节介绍飞行演示实验的设置与结果，并将TISMC控制器的性能与PID控制器进行对比。最后，总结了本文的主要结论，并探讨了未来的研究方向。

章节要点

火星四轴直升机概述

如图1所示，火星四轴直升机是“天问三号”火星样本返回任务中用于飞行采集样本的关键任务设备[28]。它的主要功能是通过飞行方式采集那些着陆器机械臂无法到达或无法通过钻孔获取的岩石样本，同时还能对火星表面以及着陆器状态进行远距离成像。

该四轴直升机由旋翼臂、起落架、航空电子装置、机身、采样装置、可折叠关节、太阳能电池板以及旋翼系统等组成

模型架构

飞行控制模型是后续姿态控制器设计的基础。如图3所示，该模型由四个部分构成：可变螺距旋翼系统模型、力矩计算模型、动态模型以及运动学模型[30]。由于旋翼系统的特性会随大气密度变化而改变，相应的可变螺距旋翼系统模型和力矩计算模型也会随之变化，因此飞行控制模型P(ρ)也会随之改变

姿态控制器设计

第3节中建立的飞行控制模型具有明显的非线性、时间延迟和高阶特性。虽然该模型能够准确描述系统的动态行为，但直接基于该模型设计控制器却面临诸多挑战。首先，复杂的非线性结构使得很难为闭环控制律推导出解析解；其次，高阶运算带来的巨大计算负荷限制了其实时应用能力

实验装置

火星四轴直升机的飞行演示实验是在如图4(a)所示的火星大气模拟器内进行的，具体的实验装置结构如图10所示。直升机顶部的环状结构通过一根绳索与配重相连，而配重则悬挂在支撑框架上安装的两个固定滑轮上。这种装置可以将起飞所需的推力与火星上的重力条件相平衡。具体而言，直升机所需的升力是通过某种装置来测量的

结论

本文为可变螺距火星四轴直升机设计了一种具有参数调度的双曲正切积分滑模姿态控制器，并通过实验验证了其在不同大气密度条件下的控制性能。主要结论如下：

(1) 已完成了不同大气密度条件下的悬停工作点确定以及飞行控制模型的参数识别工作。根据旋翼的最小推重比0～0.4、最大推重比1.3～1.6以及

作者贡献说明

董雅超：论文撰写——初稿编写、可视化处理、验证工作、软件开发、方法设计、研究实施、正式分析、数据整理、概念构思。权奇全：论文撰写——审稿与编辑、项目监督、资源协调、项目管理、研究实施、资金筹集、概念构思。任金乐：可视化处理、验证工作、软件开发、方法设计、正式分析。唐德伟：项目监督、资源协调、项目管理、概念构思。邓宗权：资源协调、方法设计，

利益冲突声明

作者声明，本文的发表不存在任何利益冲突。