四旋翼無人機(jī)仿真控制系統(tǒng)設(shè)計(論文)

1、第 2 2卷 第 2 期 2 0 1 5年 2月 電 光 與 控 制 E l e c t r o n i c sO p t i c s＆ C o n t r o lV o 1 ． 2 2No ． 2F e b ． 2 0 1 5d o i ： 1 0 ． 3 9 6 9 ／ j ． i s s n ． 1 6 7 1 — 6 3 7 X ． 2 0 1 5 ． 0 2 ． 0 0 6四旋 翼 無 人 機(jī) 仿 真 控 制 系統(tǒng) 設(shè) 計 江

2、 杰，馮旭光，蘇建彬 ( 內(nèi)蒙古科技大學(xué)信 息工程學(xué)院 ， 內(nèi)蒙古 包頭 0 1 4 0 1 0 )摘 要 ：為 了實現(xiàn)四旋翼無人機(jī)的 自穩(wěn) 定控制 ， 對四旋翼無人機(jī)進(jìn)行 了動力學(xué)建模 與控 制。在 建模 時利用機(jī)理 建模 和 實驗 實測相 結(jié)合 的方法 ， 建立小型四旋翼飛行器的動力學(xué)仿真模 型； 并通過 準(zhǔn) I J P V法將非 線性模 型線性化 ， 在飛行器模 型解耦的 4 個通道上分別設(shè)計 P I D控 制器， 且在 M a

3、t l a b ／ S i m u l i n k平臺上對 系統(tǒng)整體進(jìn)行仿真。仿真結(jié)果表 明， 該動力學(xué)模型和 P I D控制 器可以有效地實現(xiàn) 飛行 器的 自 穩(wěn) 定控制 ， 為后續(xù)的四旋翼 飛行 器的控制研 究打下基礎(chǔ) 。關(guān)鍵詞 ：四旋翼 無人機(jī) ；動力學(xué)建模 ；飛行原理 ；P I D控制 中圖分類號 ：V 2 7 9 ；T P 3 9 1 ． 9文獻(xiàn)標(biāo)志碼 ：A文章編號 ：1 6 7 1— 6 3 7 X( 2 0 1 5 ) 0

4、 2— 0 0 2 7— 0 4D e s i g no faQu a d - R o t o rU A VS i mu l a t i o nC o n t r o lS y s t e m J I A NG J i e ，F(xiàn) E NGXu — g u a n g ，S UJ i a n — b i n( S c h o o lo fI n f o r m a t i o nE n g i n e e r i n g ， I n n

5、 e rMo n g o l i aU n i v e r s i t yo fS c i e n c ea n dT e c h n o l o g y ， B a o t o u0 1 4 0 1 0 ， C h i n a )Ab s t r a c t ： I no r d e rt or e a l i z es e l f - s t a b i l i z i n gc o n t r o lo ft h eq u a d

6、 — r o t o rUAV， t h ed y n a mi c smo d e l i n ga n dc o n t r o lo ft h eq u a d - r o t o rUA V we r es t u d i e d ． Ad y n a mi c ss i mu l a t i o nmo d e lf o rs ma l lq u a d - r o t o ra i r c r a f t swa se s

7、 t a b l i s h e db yu s i n gme c h a n i s m mo d e l l i n gt o g e t h e rw i t he x p e r i me n t a lt e s t ． An dt h en o n l i n e a rmo d e lwa sl i n e a r i z e db yu s i n gL P Vme t h o d ． P I Dc o n t r

8、o l l e r swe r er e s p e c t i v e l yd e s i g n e df ort h ef o u rd e c o u p l i n gc h a n n e l so ft h ea i r c r a f tmo d e 1 ． W ema d es i mu l a t i o nt ot h ewh o l ec o n t r o ls y s t e m O i lt h eMa

9、 t l a b ／ S i mu l i n ks i mu l a t i o np l a t f o r m． T h er e s u l t ss h o we dt h a tt h ed y n a mi cmo d e la n dt h eP I Dc o n t r o l l e r sc a ne f f i c i e n t l ya c h i e v et h es e l f -s t a b i l

10、 i t yc o n t r o lo ft h ea i r c r a f t ， l a y i n gaf ou n d a t i o nf o rt h es u b s e q u e n tc o n t r o lr e s e a r c ha b o u tt h eq u a d - r o t o ru n ma n n e da e r i a lv e h i c l e s ．Ke ywo r d s

11、： q u a d — r o t o ru n ma n n e da e r i a lv e h i c l e ； d y n a mi c smo d e l i n g ； p r i n c i p l eo ff l i g h t ； P I Dc o n t r o l0引言 四旋翼 無人 機(jī)飛行 控制 問題 的難 點 ， 主要 有 以下 3 個方 面 ： 1 ) 建立機(jī)體準(zhǔn) 確的動力學(xué)模 型非 常 困難 ， 飛 行

12、過程 中 ， 系統(tǒng)會 同時受 到多種 干擾 的影響 ( 如風(fēng) 、 地 磁 和機(jī)械 的劇烈 振動 等) ， 因此 ， 精 確有效 的動 力學(xué)模 型很難建立 ； 2 ) 飛行器控制 系統(tǒng) 的設(shè)計非 常困難 ， 小 型 四旋翼 無人直 升機(jī)具 有 6個 自由度 ， 而只有 4個輸入 量 的欠驅(qū)動 系統(tǒng) ， 具有不穩(wěn)定 、 欠驅(qū)動 、 強耦 合 、 非線性 等特性 ? ， 因此加 大了控制 系統(tǒng)的設(shè)計難 度 ； 3 ) 將 飛行 器姿態(tài)信息作

13、為狀 態(tài)反饋 量從 而實現(xiàn) 自主飛行控制是 非常 困難 的。能 否成 功解決 這 3個 問題 ， 是 實 現(xiàn)小 型 四旋翼無人機(jī) 自主飛行控 制的關(guān) 鍵。在對小 型四旋 翼無 人機(jī) 位姿控 制研究 時 ， 為 了縮 收稿 日期 ： 2 0 1 4 — 0 4 — 1 5修 回 日期 ： 2 0 1 4 ． 0 5 — 0 7作 者簡 介： 江 杰 ( 1 9 5 8一 ) ， 男 ， 內(nèi)蒙古包頭人 ， 教授 ， 研究 方向為智能儀器儀表

14、 、 智能機(jī)器人 。短研究周期 和節(jié)省 研究 經(jīng)費 ， 對該 系統(tǒng)進(jìn)行建模 研究 ，并對其進(jìn)行 仿真分 析 。由于飛行器 的最關(guān)鍵 且最基 本的飛行姿態(tài)是懸停 模式 ， 因此針對 懸停模 式進(jìn) 行建 模 ， 并 在 M a t l a b ／ S i m u l i n k平 臺上對模型 的懸停模 式進(jìn) 行 了 P I D控制仿真。1四旋翼垂直起降機(jī)動力學(xué)建模 為了建 立 四旋翼 飛行器 系統(tǒng) 的動力學(xué) 模型 ， 定義 了如 圖 1 所

15、示 的兩個坐標(biāo) 系 ， 分別為地理坐標(biāo)系 O X Y Z和機(jī)體 坐標(biāo) 系 O Xz。圖 1地理坐標(biāo)系和機(jī)體坐標(biāo)系F i g ． 1Ge o g r a p h i cc o o r d i n a t es y s t e m a n dt h eb o d yc o o r d i n a t es y s t e m 第 2 期 江 杰 等 ：四旋翼無人機(jī)仿真控制 系統(tǒng)設(shè)計 2 9經(jīng) 過上述 分析 ， 得 到仿真 控制 系統(tǒng)

16、框 圖如 圖 2所 示 ， 其 中 ，是要設(shè)計 的 P I D控制器 。圖 2 仿 真控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu) 圖 F i g ． 2T h es t r u c t u r ed i a g r a m o fs i mu l a t i o nc o n t r o ls y s t e m由于在 實驗 條件 下 飛行 器 的線 速率 與 角 速率 都 比較小 ， 因此 姿 態(tài) 角度 變 化也 很 小 ， 可 以做 近似 處 理 C O Sc

17、 o s0 =1 ， 建 模過 程 中用 到 的數(shù) 據(jù) 來 自實 驗 室所 設(shè)計 的 四旋翼飛行器 的相關(guān)參數(shù) ， 如表 1 所示 。表 1 小型四旋翼無人機(jī)的 相關(guān) 參數(shù) T a b l e1Re l e v a n tp a r a me t e r so ft h es ma l lq u a d - r o t o rUAV 參數(shù) ∥k sg ／ ( m· s - 2 )／ ／ m／ ( k g ·) I r

18、 ／ ( k g· m 2 )／ ( k g)數(shù)值 1 ． 1 7 69 ． 80 ． 2 60 ． 0 0 80 ． 0 0 80 ． 0 1 6由圖 3可 以看 出 ， 設(shè)計 仿真 控制 器時 的控制 對象 為 G= GG ， 。最終得到系統(tǒng)的傳遞函數(shù) G為 G ( s ) =0 ． 3 6 5s f 【 ll s+1 )0O0O001 2 ． 6 7 5s ( o ． 1 s +1 )( 9 )3 控制器仿真及 分析 根

19、據(jù)上文分析 ， 在 Ma t l a b中搭建 控制 系統(tǒng)仿 真結(jié) 構(gòu)圖 ， 通過 P I D控制器將 飛行器控制 到穩(wěn)定 狀態(tài) ， 控制 結(jié)構(gòu)如 圖 3 所 示 。輸 入 量 俯仰角 P I D控制器 墮魚里絲墨面麗輸 出量 小型 四旋 翼無 人機(jī) 圖 3P I D控制系統(tǒng)框 圖 F i g ． 3T h eb l o c kd i a g r a m o fP I Dc o n t r o ls y s t e m 根

20、據(jù) 圖 3在 M a t l a b ／ S i m u l i n k 平 臺上搭建 四旋翼 飛 行器系統(tǒng)仿 真模 型 ] ， 在 調(diào) 整 P I D參 數(shù) 時可 以采用 穩(wěn)定邊界法 。P I D控制器 的傳遞 函數(shù) 為 1G( 5 )=( 1 十+7 1 “)。( 1 0 )JI根據(jù)穩(wěn) 定邊 界法首先 調(diào)節(jié) K使 系統(tǒng) 出現(xiàn) 等幅振 蕩 ， 記下此時 的系統(tǒng)增益 K和等幅振蕩 的周 期 ， 根 據(jù)穩(wěn)定 邊界法得 到 P I D參數(shù)

21、， 穩(wěn) 定邊 界法 P I D整定公 式如表 2所示 。表 2 穩(wěn)定 邊界 法 P I D整定公式 Ta b l e2T h es t a b l eb o u n d a r yme t h o dPI D t u n i n gf o r mu l a在調(diào) 節(jié) P I D參數(shù)過 程 中， 首 先根據(jù) P I D參數(shù) 整定 理論方法得 出 P I D參 數(shù) 的大致 范 圍， 先 將 I 、 D參數(shù) 置 為零 ， 調(diào)節(jié) P參數(shù) ， 在

22、系 統(tǒng)響應(yīng) 的震蕩 不太劇 烈時 ， 根 據(jù)本系統(tǒng) 的特性 ， 果 斷加入 D參 數(shù) ， 而 D參數(shù) 加入 時 至少要 比 P參 數(shù)小一 個數(shù)量級 ， 加入 D參 數(shù)后發(fā) 現(xiàn)系 統(tǒng)震蕩 明顯較好 ， 且響應(yīng)速度也 比較 快 ， 調(diào)節(jié)較好 的 D參數(shù)后 ， 再反 過來 調(diào)節(jié) P參 數(shù) ， 最終 確 定較 好 的 P 、 D參數(shù) ， 最后再添 加一個 比 P參數(shù) 小兩 個數(shù) 量級 的 I 參 數(shù) ， 以消 除系統(tǒng) 響應(yīng) 的穩(wěn)態(tài) 誤 差 ，

23、最 終 再微 調(diào) 3個 參 數(shù) ， 得 出最好 的響應(yīng)效果 。其 P I D參數(shù)如表 3所示 。表 3 小 型四旋翼無人機(jī)的 P I D參數(shù) Ta b l e3PI D p a r a me t e r so ft h es m a l lq u a d - r o t o rUAV 在 系統(tǒng)仿 真 中對 系統(tǒng) 加 的擾 動信 號為 一 階躍 信 號 ， 此信號代表在 系統(tǒng)平穩(wěn)狀態(tài)下 ， 受 到一個使 機(jī)體傾 斜一定 角度 的擾動 (

24、 如受 到風(fēng) 的擾動或者 機(jī)體一 側(cè)突 然懸掛一重物等 ) ， 即直接 給系統(tǒng)一 個傾 斜角 的擾 動 。在此擾動下看 系統(tǒng)通過控 制器 P I D運算后 在 2S內(nèi)是 否能夠迅 速調(diào) 整 回原來 的姿態(tài) ， 如圖 4～圖 6 所示 。圖 4 俯仰方 向仿 真效果圖 F i g ． 4S i mu l a t i o ne f f e c ti np i t c hd i r e c t i o n圖 5 橫 滾方向仿真效果圖 F i