薛亮，王新華，賈森，孫一力，王碩

（南京航空航天大學(xué) 江蘇 南京　210000）

基于模糊PID的多旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

薛亮，王新華，賈森，孫一力，王碩

（南京航空航天大學(xué) 江蘇 南京210000）

多旋翼無(wú)人機(jī)是一個(gè)欠驅(qū)動(dòng)、非線性、靜不穩(wěn)定的被控對(duì)象?，F(xiàn)在多旋翼無(wú)人機(jī)飛控大多數(shù)采用經(jīng)典PID控制算法，經(jīng)典PID控制算法［1］具有魯棒性強(qiáng)，不依賴于被控對(duì)象模型，且控制算法易實(shí)現(xiàn)等優(yōu)點(diǎn)。但在控制參數(shù)的調(diào)節(jié)上，需要豐富的經(jīng)驗(yàn)，且很難達(dá)到最優(yōu)的控制效果。本文針對(duì)PID參數(shù)難整定這一問(wèn)題，提出了一種基于自適應(yīng)的模糊PID的多旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制方法，設(shè)計(jì)了旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制系統(tǒng)的硬件和控制律的軟件實(shí)現(xiàn)。通過(guò)試飛驗(yàn)證了該算法的可行性與可靠性，有效地改善了多旋翼無(wú)人機(jī)的穩(wěn)定性與動(dòng)態(tài)跟蹤性能。

多旋翼無(wú)人機(jī)；自適應(yīng)模糊PID；姿態(tài)控制；最優(yōu)

多旋翼無(wú)人機(jī)具有結(jié)構(gòu)輕巧、成本低廉、機(jī)動(dòng)靈活等特點(diǎn)［1］。能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起降，空中懸停，倒飛等功能。多旋翼無(wú)人機(jī)以自身結(jié)構(gòu)的特點(diǎn)，受到國(guó)內(nèi)外的廣泛關(guān)注，已在民用和軍事領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。姿態(tài)控制是多旋翼無(wú)人機(jī)最核心的控制，姿態(tài)控制的好壞直接影響多旋翼無(wú)人機(jī)飛行品質(zhì)，且是后續(xù)開(kāi)發(fā)的基石。因此多旋翼無(wú)人機(jī)的姿態(tài)控制的研究有著至關(guān)重要的現(xiàn)實(shí)作用。

多旋翼無(wú)人機(jī)是一個(gè)具有6個(gè)自由度卻只有4個(gè)控制輸入的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)［2］。具有多變量、非線性、強(qiáng)耦合、易受干擾等特點(diǎn)。在與工程實(shí)踐相結(jié)合的無(wú)人機(jī)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中，經(jīng)典控制理論一直占有十分重要的地位，對(duì)大多數(shù)過(guò)程都有良好的魯棒性和控制效果［3］。但是固定的PID參數(shù)難以對(duì)于時(shí)變、非線性的系統(tǒng)達(dá)到最佳的控制效果，參數(shù)的整定需要調(diào)試人員有大量的調(diào)參工程經(jīng)驗(yàn)，且難以達(dá)到最優(yōu)。

本文提出了基于模糊PID的多旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)，設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了一套穩(wěn)定可靠地基于模糊PID的多旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)控制控制系統(tǒng)。

1　姿態(tài)控制系統(tǒng)的硬件設(shè)計(jì)

由于多旋翼無(wú)人機(jī)負(fù)載能力有限，飛行品質(zhì)完全依賴于飛控系統(tǒng)，因此，飛控硬件的選取應(yīng)遵循質(zhì)量輕，性能好，穩(wěn)定可靠的原則。實(shí)現(xiàn)多旋翼的姿態(tài)控制，所需的硬件主要包括主控芯片，姿態(tài)傳感器，高度計(jì)，遙控器接收機(jī)等。多旋翼無(wú)人機(jī)的硬件架構(gòu)如圖1所示。

圖1　飛行控制的硬件框圖

1.1主控芯片

飛控主控芯片主要負(fù)責(zé)傳感器數(shù)據(jù)的采集讀取、與地面站進(jìn)行信息交互、實(shí)時(shí)計(jì)算多旋翼無(wú)人機(jī)的姿態(tài)，并給予多旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)的控制。這就要求主控芯片必須具有快速的運(yùn)算功能和較強(qiáng)的可靠性。因此主控芯片采用ST公司的STM32F407這一款芯片，該芯片基于252MIPS的Cortex-M4架構(gòu)的32位單片機(jī)，支持單精度浮點(diǎn)數(shù)運(yùn)算，時(shí)鐘頻率高達(dá)168MHZ，其豐富的硬件接口資源（6個(gè)USART，2個(gè)I2C，2個(gè)CAN等等）及功能強(qiáng)大的DMA控制方式，充分保證多旋翼無(wú)人機(jī)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性和實(shí)時(shí)性的要求。

1.2姿態(tài)傳感器

姿態(tài)傳感器采用AHRS姿態(tài)模塊。該模塊以STM32F103為控制核心，通過(guò)I2C總線連接MPU6050（集成3軸MEMS陀螺儀和3軸MEMS加速度運(yùn)動(dòng)處理器）、HMC5883L高精度數(shù)字羅盤(pán)。該模塊成本低廉，性能可高，通過(guò)互補(bǔ)濾波算法進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，可實(shí)時(shí)輸出姿態(tài)角位置，姿態(tài)角速率，和加速度數(shù)據(jù)。輸出頻率高達(dá)100Hz。滿足飛控對(duì)姿態(tài)解析實(shí)時(shí)性的要求。

1.3遙控器接收機(jī)

采用與遙控器（FUTABA）配套的接收機(jī)，平率為2.4GHz，可支持S.BUS信號(hào)，與地面遙控器配套使用，提供多旋翼無(wú)人機(jī)控制指令，根據(jù)遙控器撥桿位置的不同，產(chǎn)生不同的脈寬的PWM信號(hào)，飛控將PWM轉(zhuǎn)換為期望的控制指令。因此操作者可通過(guò)遙控器上的撥桿實(shí)現(xiàn)多旋翼無(wú)人機(jī)飛行的控制。

2　姿態(tài)控制系統(tǒng)的軟件設(shè)計(jì)

多旋翼無(wú)人機(jī)飛控軟件是本文姿態(tài)控制系統(tǒng)的具體實(shí)現(xiàn)，主要包括傳感器數(shù)據(jù)的讀取解析（包含姿態(tài)傳感器和高度計(jì)），遙控器信號(hào)的讀取，姿態(tài)控制律的運(yùn)算，輸出PWM電機(jī)控制指令和與地面站的通信等工作。

多旋翼無(wú)人機(jī)不具有類似直升機(jī)和固定翼飛機(jī)的自身靜穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，其姿態(tài)的保持完全依賴于控制器的實(shí)現(xiàn)，較高頻率姿態(tài)的控制對(duì)多旋翼無(wú)人機(jī)飛行的穩(wěn)定性具有很大的提升。本文采用100Hz作為姿態(tài)控制頻率，完成對(duì)姿態(tài)傳感器的解析與控制律的運(yùn)算，經(jīng)過(guò)轉(zhuǎn)換以PWM值輸出給電機(jī)，驅(qū)動(dòng)多旋翼無(wú)人機(jī)，最終實(shí)現(xiàn)對(duì)遙控器操作指令的跟蹤。

系統(tǒng)上電后，首先進(jìn)行硬件初始化，完成系統(tǒng)時(shí)鐘，USART串口，I2C等接口的配置，并關(guān)閉電機(jī)。硬件初始完成后，對(duì)飛控模塊，地面站模塊，默認(rèn)參數(shù)變量等初始化。完成后進(jìn)入主循環(huán)。通過(guò)串口采集姿態(tài)傳感器的數(shù)據(jù)，獲得當(dāng)前多旋翼無(wú)人機(jī)的姿態(tài)，I2C接口讀取氣壓器的數(shù)據(jù)，獲得當(dāng)前多旋翼無(wú)人機(jī)的高度。每隔10ms執(zhí)行控制律運(yùn)算，計(jì)算出每個(gè)通道的控制指令，最終生成電機(jī)控制指令傳送給每個(gè)電機(jī)。多旋翼飛控軟件流程圖如下圖2所示:

3　姿態(tài)控制律設(shè)計(jì)

3.1控制對(duì)象

多旋翼無(wú)人機(jī)是一種機(jī)械結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的飛行器，通過(guò)控制電機(jī)的加減速來(lái)實(shí)現(xiàn)飛行器的動(dòng)作，相鄰兩個(gè)電機(jī)/槳葉轉(zhuǎn)向相反［4］。下面以四軸飛行器的控制原理［7］為例，四旋翼的滾轉(zhuǎn)與俯仰是通過(guò)控制飛行器同一側(cè)電機(jī)的加減速來(lái)實(shí)現(xiàn)，如為使四旋翼向左滾轉(zhuǎn)，就需要多旋翼機(jī)架右側(cè)兩電機(jī)加速，左側(cè)兩電機(jī)降速；同樣為使四旋翼向前飛行，就需要將機(jī)架前側(cè)倆電機(jī)減速，后側(cè)兩電機(jī)加速；為使四旋翼（偏航）向左/右轉(zhuǎn)向，則需要通過(guò)同一方向的電機(jī)加速，另一方向的電機(jī)減速。水平方向飛行是通過(guò)相應(yīng)電機(jī)的加/減速使多旋翼向期望的方向傾轉(zhuǎn)來(lái)實(shí)現(xiàn)的。傾轉(zhuǎn)角度越大，加速度就越大。多旋翼飛行器高度是通過(guò)同時(shí)控制所有電機(jī)的加/減速來(lái)實(shí)現(xiàn)的。多旋翼無(wú)人機(jī)本身不具有靜穩(wěn)定結(jié)構(gòu)，且通道間存在很強(qiáng)的耦合，這就給控制帶來(lái)了難度［5-6］。

3.2控制律設(shè)計(jì)

模糊自適應(yīng)PID控制器以誤差e和誤差變化作為輸入，可以滿足不同時(shí)刻的e和對(duì)PID參數(shù)自整定的要求。利用模糊控制規(guī)則對(duì) PID參數(shù)進(jìn)行修改，便構(gòu)成了自適應(yīng)模糊 PID控制器。模糊自適應(yīng)PID控制其結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖2　姿態(tài)控制的軟件流程圖

圖3　模糊PID控制器的結(jié)構(gòu)圖

PID參數(shù)模糊自整定是找出PID的3個(gè)參數(shù)與e和ec之間的模糊關(guān)系，通過(guò)不斷檢測(cè)e和ec，通過(guò)模糊控制原理來(lái)對(duì)3個(gè)參數(shù)進(jìn)行調(diào)節(jié)，以滿足不同時(shí)刻偏差和偏差變化對(duì)PID參數(shù)整定的要求，從而使被控對(duì)象具有良好的動(dòng)態(tài)和靜態(tài)特性。最終得到 PID控制器的3個(gè)參數(shù)kp，ki，kd，其中，k'p，k'i，k'd為預(yù)整定值。

本文設(shè)計(jì)的多旋翼無(wú)人機(jī)姿態(tài)飛行控制結(jié)構(gòu)框圖如圖4所示。

4　實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

本文針對(duì)自適應(yīng)模糊PID控制的姿態(tài)控制系統(tǒng)，進(jìn)行了大量的試飛驗(yàn)證，得到了較好的控制參數(shù)，從而驗(yàn)證了該算法的可行性與有效性。

圖4　姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)框圖

實(shí)驗(yàn)通過(guò)遙控器直接對(duì)多旋翼無(wú)人機(jī)進(jìn)行操作，對(duì)多旋翼無(wú)人機(jī)的姿態(tài)穩(wěn)定性能和跟蹤性能進(jìn)行了飛行測(cè)試，即分別測(cè)試在期望指令為0時(shí)姿態(tài)的保持，和期望指令變化時(shí)姿態(tài)的跟蹤性能。下圖5、6、7三幅圖中右側(cè)為加入自適應(yīng)模糊PID的姿態(tài)控制的實(shí)際姿態(tài)與期望姿態(tài)曲線 （實(shí)線為期望角度，虛線為實(shí)際角度）；左側(cè)為依靠固定PID的姿態(tài)控制的實(shí)際姿態(tài)與期望姿態(tài)曲線。其中圖5、6、7三幅圖分別為滾轉(zhuǎn)通道、俯仰通道、航向通道的跟蹤期望控制指令的曲線。

圖5　滾轉(zhuǎn)通道跟蹤曲線

圖6　俯仰通道跟蹤曲線

圖7　航向通道跟蹤曲線

從圖5、6對(duì)比中可以看出，在期望指令為0時(shí)，多旋翼無(wú)人機(jī)的滾轉(zhuǎn)角和俯仰角能夠基本穩(wěn)定在2范圍內(nèi)，但在動(dòng)態(tài)跟蹤時(shí)，引入自適應(yīng)模糊PID的姿態(tài)控制，實(shí)際角度能對(duì)期望指令信號(hào)實(shí)現(xiàn)快速跟蹤，且超調(diào)量和穩(wěn)態(tài)誤差較小。從圖7中對(duì)比中可以看出，在期望指令不變時(shí)，航向角基本保持在5之內(nèi)，兩者具有良好的航向角保持性能，當(dāng)航向期望指令發(fā)生變化時(shí)，引入自適應(yīng)模糊PID的姿態(tài)控制，超調(diào)量要比前者小。綜上所述，本文所設(shè)計(jì)的自適應(yīng)模糊PID姿態(tài)控制系統(tǒng)能夠?qū)ψ藨B(tài)實(shí)現(xiàn)高精度的角度保持和動(dòng)態(tài)跟蹤效果上有所改善。但是帶來(lái)的不足是引入自適應(yīng)模糊PID控制計(jì)算量加大，對(duì)飛控處理器（CPU）要求很高。

5　結(jié)　論

姿態(tài)控制系統(tǒng)直接影響著多旋翼無(wú)人機(jī)的性能好壞，本文設(shè)計(jì)了自適應(yīng)模糊PID姿態(tài)控制的控制律，并給出了整個(gè)姿態(tài)控制的軟硬件實(shí)現(xiàn)，通過(guò)試飛確定了最優(yōu)的控制參數(shù)，驗(yàn)證了該控制算法的有效性。為以后無(wú)人機(jī)飛控系統(tǒng)的研究提供了一種新的思路。

［1］Alaeddin Bani Milhim.Modeling and Fault Tolerant PID Control of a Quad-RotorUAV［D］.Quebec，Canada:Concordia University，2010.

［2］李攀.四旋翼直升機(jī)控制問(wèn)題研究［D］.哈爾濱:哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2008.

［3］單海燕.四旋翼無(wú)人直升機(jī)飛行控制技術(shù)研究 ［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2008.

［4］郭曉鴻，楊忠等.一種基于STM32的四旋翼飛行器控制器［J］.應(yīng)用科技，2011，38（7）:35～40.

［5］楊明志.四旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀設(shè)計(jì) ［D］.南京:南京航空航天大學(xué)，2008.

［6］Gabriel M.Hoffmann，etc..QuadrotorHelicopter Flight Dynamicsand Control:Theory and Experiment［C］//AIAA Guidance，Navigation and Control Conference and Exhibit，Hilton Head，South Carolina，2007.

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Design of attitude control system for unmanned multi-rotor craft

XUE Liang，WANG Xin-hua，JIA Sen，SUN Yi-li，WANG Shuo
（Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 710086，China）

unmanned multi-rotor craft is an underactuated，nonlinear，static instability of the controlled object.Now most flight controller of unmanned multi-rotor craft is adapt of the classic PID control algorithm，it is strong robustness，not dependent on the model of controlled object and control algorithm easy to implement，But in the adjustment of control parameters，it is difficult to achieve the best ones.sloving this problem，this paper proposes an adaptive fuzzy PID attitude control method.The feasibility and reliability of the algorithm is verified by the flight test，the final result effectively improves stability and dynamic tracking performance of unmanned multi-rotor craft.

unmanned multi-rotor craft；fuzzy PID controller；attitude control system；optimal

TN108.4

A

1674－6236（2016）16-0061-03

2015-08-27稿件編號(hào)：201508149

南京航空航天大學(xué)研究生創(chuàng)新基地（實(shí)驗(yàn)室）開(kāi)放基金資助（kfjj201423）；江蘇省研究生培養(yǎng)創(chuàng)新工程中央高?；究茦I(yè)務(wù)費(fèi)專項(xiàng)資金資助（SJLX_0136）

薛亮（1989—），男，江蘇南通人，碩士研究生。研究方向：多旋翼無(wú)人機(jī)的控制等。