范云生，曹亞博，趙永生，王國峰

(大連海事大學(xué) 信息科學(xué)技術(shù)學(xué)院,遼寧 大連 116026)

四旋翼無人飛行器實驗平臺設(shè)計及姿態(tài)控制研究

范云生，曹亞博，趙永生，王國峰

(大連海事大學(xué) 信息科學(xué)技術(shù)學(xué)院,遼寧 大連 116026)

為了實現(xiàn)四旋翼無人飛行器姿態(tài)的穩(wěn)定控制并驗證控制算法的性能，設(shè)計了一種可用于四旋翼無人飛行器姿態(tài)控制算法研究及控制性能測試的物理實驗平臺；首先，利用牛頓-歐拉法建立了四旋翼無人飛行器的六自由度動力學(xué)模型；其次，對姿態(tài)傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，利用互補(bǔ)濾波算法實現(xiàn)對四旋翼飛行器姿態(tài)進(jìn)行快速準(zhǔn)確解算；然后，在MATLAB環(huán)境下搭建了四旋翼飛行器仿真模型，并設(shè)計改進(jìn)的PID控制器對飛行姿態(tài)進(jìn)行了仿真；最后，搭建了一個四旋翼無人飛行器姿態(tài)控制的物理實驗平臺，進(jìn)行了飛行器姿態(tài)控制算法的性能測試；實驗結(jié)果表明了四旋翼無人飛行器實驗平臺設(shè)計的合理性和正確性，是一種快速有效的飛行器姿態(tài)控制算法性能測試實驗平臺。

四旋翼飛行器；姿態(tài)解算；改進(jìn)PID控制；姿態(tài)控制

0 引言

四旋翼無人飛行器是一種可通過調(diào)整四個旋翼的轉(zhuǎn)速對飛行姿態(tài)和位置進(jìn)行控制的、具有能夠垂直起降和自由懸停等特點的小型無人機(jī)[1-2]。由于其飛行性能好、靈活性大、成本低等諸多優(yōu)點，在軍用和民用領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景，已成為目前無人機(jī)領(lǐng)域的研究熱點之一[3-4]。其中高性能的飛行姿態(tài)控制是研究多旋翼無人飛行器飛行控制系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一[5]，也是開展四旋翼飛行器其它方面研究的基礎(chǔ)和前提。國內(nèi)外學(xué)者也將諸多的控制算法應(yīng)用到了四旋翼無人飛行器的姿態(tài)控制研究中，設(shè)計了如非線性PID控制[6]、自抗擾控制[7]、滑?？刂芠8]、自適應(yīng)控制[9]、自適應(yīng)魯棒滑?？刂芠10]、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制[11]、模糊控制[12]等控制算法，也建立了控制系統(tǒng)的仿真實驗平臺[13]，對飛行控制性能進(jìn)行了仿真驗證[14]。為了保證實際飛行的安全，降低開發(fā)成本，高效的開發(fā)飛行控制系統(tǒng)，對飛行器進(jìn)行系留實驗是四旋翼無人機(jī)試飛之前的一個重要環(huán)節(jié)。因此，在飛行器姿態(tài)控制仿真的基礎(chǔ)上，建立一種飛行器姿態(tài)控制算法性能測試的物理實驗平臺便顯得尤為重要。

本文針對四旋翼無人飛行器的姿態(tài)控制，首先根據(jù)牛頓-歐拉法建立了四旋翼無人飛行器的六自由度動力學(xué)模型，在MATLAB環(huán)境下搭建了飛行器的仿真模型，設(shè)計了改進(jìn)型的PID控制器對其姿態(tài)控制進(jìn)行仿真；然后，將傳感器的陀螺儀、加速度傳感器和電子羅盤的數(shù)據(jù)信息進(jìn)行融合，利用互補(bǔ)濾波算法進(jìn)行飛行姿態(tài)的解算，實現(xiàn)了四旋翼飛行器姿態(tài)的快速準(zhǔn)確獲??；最后，以微處理器STM32為核心控制器，采用改進(jìn)型的PID姿態(tài)控制算法，設(shè)計了一種針對四旋翼無人飛行器姿態(tài)穩(wěn)定控制器及其控制性能測試的物理實驗平臺。

1 飛行器姿態(tài)控制建模與仿真

1.1 四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)原理

四旋翼無人飛行器采用十字交叉水平分布四個旋翼的結(jié)構(gòu)，它通過改變四個旋翼的各自的升力調(diào)整飛行器的姿態(tài)和位置，其坐標(biāo)系如圖1所示。

圖1 坐標(biāo)系的建立

圖1中飛行器的2號和4號旋翼順時針旋轉(zhuǎn)，1號和3號旋翼逆時針旋轉(zhuǎn)，用以平衡旋翼對機(jī)身的反扭矩和實現(xiàn)偏航。當(dāng)1號旋翼降低轉(zhuǎn)速且3號旋翼同時提升轉(zhuǎn)速時，飛行器則完成俯沖動作，反之完成上仰動作。當(dāng)2號旋翼降低轉(zhuǎn)速且4號旋翼同時提升轉(zhuǎn)速時，飛行器向左橫滾，反之向右橫滾。同時提升或降低各個旋翼的轉(zhuǎn)速，則四旋翼飛行器上升或者下降。

1.2 四旋翼飛行器建模及仿真

四旋翼飛行器是一個典型的四輸入六輸出的欠驅(qū)動系統(tǒng)[15-16]，選取機(jī)體坐標(biāo)系統(tǒng)和地面坐標(biāo)系如圖1，通過對四旋翼的建模、無刷電機(jī)的建模和建立機(jī)體的簡化轉(zhuǎn)動模型，對機(jī)體進(jìn)行受力分析，由Newton-Euler法得四旋翼無人飛行器的轉(zhuǎn)動模型并簡化如下：

(1)

(2)

其中：φ、θ、ψ分別為橫滾角、俯仰角和偏航角，Ti(i=1,2,3,4) 為四個螺旋槳產(chǎn)生的升力，Qi(i=1,2,3,4)為四個螺旋槳產(chǎn)生的反扭矩， l為飛行器機(jī)體臂的長度，Jx、Jy、Jz為機(jī)體繞機(jī)體相應(yīng)坐標(biāo)軸旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動慣量，在MATLAB中搭建Simulink仿真框圖如圖2所示，依據(jù)所建模型進(jìn)行仿真得到姿態(tài)角的仿真結(jié)果如圖3。

圖2 Simulink仿真框圖

圖3 橫滾角、俯仰角和偏航角響應(yīng)曲線

2 飛行姿態(tài)解算與控制器設(shè)計

2.1 姿態(tài)信息融合與解算

將三軸加速度計、三軸陀螺儀、三軸磁力計的數(shù)據(jù)進(jìn)行融合分析，利用互補(bǔ)濾波算法進(jìn)行飛行姿態(tài)解算，實現(xiàn)了四旋翼飛行器姿態(tài)的快速準(zhǔn)確解算，姿態(tài)濾波和解算的過程如圖4所示。

圖4 姿態(tài)濾波和解算過程

設(shè)重力加速度在機(jī)體坐標(biāo)系下的3個坐標(biāo)軸上的分量為gn(n=x，y，z)，則橫滾角φ和俯仰角θ可通過式(3)和式(4)得出。

(3)

(4)

由于三軸加速度計測得的三軸重力加速度分量值受機(jī)體震動影響大導(dǎo)致噪聲多，因而不能直接使用，需要進(jìn)行濾波并借助三軸陀螺儀估計出機(jī)體在3個軸向上的重力加速度分量。

其中:gn(n=x，y，z)由以下步驟得出：

(5)

(6)

濾波前后所得到的三軸重力加速度值對比如圖5所示。

圖5 三軸重力加速度值

由圖5可看出濾波后得到的三軸重力加速度值濾掉了因震動而產(chǎn)生的噪聲并克服了陀螺儀的漂移。通過該濾波得到的三軸重力加速度值按式(3)和式(4)計算得到的姿態(tài)角能夠真實反映飛行器的姿態(tài)信息。

2.2 姿態(tài)控制器設(shè)計

常規(guī)PID姿態(tài)控制器是利用的是期望姿態(tài)與當(dāng)前姿態(tài)的偏差，通過控制作用輸出四路不同的PWM驅(qū)動電機(jī)產(chǎn)生升力，使得飛行器調(diào)整自己的姿態(tài)，滿足當(dāng)前姿態(tài)與期望姿態(tài)的誤差為0的目標(biāo)。為了快速抑制外部擾動和提高系統(tǒng)的動態(tài)響應(yīng)性能，本文采用改進(jìn)式PID控制算法如圖6所示。

圖6 改進(jìn)型PID控制器

圖6中，將姿態(tài)傳感器測得的角速度值作為微分項，替代傳統(tǒng)PID控制器中相鄰兩次偏差之差的導(dǎo)數(shù)，利用姿態(tài)傳感器的硬件性能，提高控制器的響應(yīng)速度，從而提高系統(tǒng)的整體響應(yīng)性能。

3 實驗平臺設(shè)計及實驗結(jié)果分析

3.1 飛行器姿態(tài)控制實驗平臺的設(shè)計

為了測試飛行器姿態(tài)控制算法的實際控制效果，搭建了一個四旋翼無人飛行器姿態(tài)控制性能測試的物理實驗平臺，通過該平臺可針對飛行姿態(tài)控制進(jìn)行研究，并且在實驗室環(huán)境中對飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行驗證和參數(shù)整定，同時對姿態(tài)控制算法性能進(jìn)行測試，可提高開發(fā)效率、減少開發(fā)成本，保證實際飛行試驗的安全。

四旋翼無人飛行器姿態(tài)控制實驗平臺由三部分組成，一個是飛行器性能參數(shù)監(jiān)控系統(tǒng)，一個是飛行器及其機(jī)載控制系統(tǒng)，一個是飛行器實驗臺架。其中，飛行器性能參數(shù)監(jiān)控系統(tǒng)通過數(shù)傳電臺主要完成控制器參數(shù)的設(shè)定，姿態(tài)控制過程數(shù)據(jù)的記錄及顯示等功能；飛行器及其機(jī)載控制系統(tǒng)主要由STM32微控制器、三軸加速度計、三軸陀螺儀、三軸磁力計、無刷電調(diào)和電機(jī)、無線數(shù)傳電臺等部分組成，并完成對飛行姿態(tài)的實時控制，另外考慮到將來的拓展作用又增加了氣壓高度計、超聲波測距模塊和GPS模塊；飛行器實驗臺架主要將四旋翼飛行器模型通過萬向節(jié)連接到底座上。

3.2 實驗結(jié)果與分析

通過飛行器性能參數(shù)監(jiān)控系統(tǒng)設(shè)定姿態(tài)控制器的參數(shù)和期望的姿態(tài)角，并由無線數(shù)傳電臺發(fā)送到機(jī)載控制器中，實現(xiàn)姿態(tài)角的階躍響應(yīng)性能測試，其姿態(tài)角的階躍響應(yīng)曲線和誤差曲線如圖7和圖8所示。

圖7 橫滾和俯仰角的階躍響應(yīng)

圖8 橫滾和俯仰角的角度控制精度

由圖7可看出飛行器姿態(tài)控制響應(yīng)較為迅速，同時由圖8可看出姿態(tài)角的控制精度在±1°范圍內(nèi)。經(jīng)過多次的實際飛行，飛行器可完成起飛、降落、橫滾、俯仰和偏航控制，結(jié)果表明本設(shè)計的軟硬件工作正常，能夠滿足對四旋翼飛行器姿態(tài)的控制需求。

4 結(jié)論

四旋翼無人飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定控制是其飛行控制系統(tǒng)的關(guān)鍵技術(shù)之一。本文針對四旋翼無人飛行器的姿態(tài)控制，在飛行器姿態(tài)控制仿真實驗的基礎(chǔ)上，設(shè)計了一種可用于四旋翼無人飛行器姿態(tài)控制算法研究及控制性能測試的物理實驗平臺。通過分析多旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)和飛行原理，對四旋翼飛行器進(jìn)行建模和改進(jìn)PID姿態(tài)控制的仿真；利用互補(bǔ)濾波算法進(jìn)行飛行姿態(tài)信息數(shù)據(jù)的融合和解算，實現(xiàn)了四旋翼飛行器姿態(tài)的快速準(zhǔn)確獲??；最后，完成了姿態(tài)控制實驗平臺的軟硬件設(shè)計，搭建了實際的飛行器性能測試平臺，可實現(xiàn)了對飛行器姿態(tài)控制性能的測試。實驗結(jié)果表明了四旋翼無人飛行器姿態(tài)控制算法性能測試實驗平臺設(shè)計達(dá)到了設(shè)計預(yù)期目標(biāo)，是一種快速有效的飛行器姿態(tài)控制算法性能測試實驗平臺，可以提高飛行控制器的開發(fā)效率，減少開發(fā)成本，并保證實際飛行試驗的安全。

[1] Bouabdallah S, Murrieri P, Siegwart R. Design and Control of an Indoor Micro Quadrotor[A]. Proceedings of the 2004 IEEE International Conference on Robotics & Automation[C]. New Orleans,LA, 2004.

[2] Tayebi A, McGilvray S. Attitude stabilization of a VTOL quadrotor aircraft[J]. IEEE Transactions on Control Systems Technology, 2006,14(3):562-571.

[3] Ilhan I, Karakose M. Type-2 Fuzzy Based Quadrotor Control Approach[M].2013.

[4] Bouabdallah S, Noth A, Siegwart R. PID vs LQ control techniques applied to an indoor micro quadrotor[M].2004:2451-2456.

[5] 梁延德, 程 敏, 何福本, 等. 基于互補(bǔ)濾波器的四旋翼飛行器姿態(tài)解算[J]. 傳感器與微系統(tǒng), 2011(11):56-58.

[6] 宿敬亞, 樊鵬輝, 蔡開元. 四旋翼飛行器的非線性PID姿態(tài)控制[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2011(09): 1054-1058.

[7] 彭 艷, 劉 梅, 羅 均, 等. 無人旋翼機(jī)線性自抗擾航向控制[J]. 儀器儀表學(xué)報, 2013(8):1894-1900.

[8] Léna?ck B, Yuri B S, Brian L. Quadrotor vehicle control via sliding mode controller driven by sliding mode disturbance observer[J]. Journal of the Franklin Institute, 2012,349(2):658-684.

[9] Palunko I, Fierro R. Adaptive control of a quadrotor with dynamic changes in the center of gravity[A]. Proceedings of the 18th IFAC World Congress[C]. 2011.

[10] Waslander S, Hoffmann G M, Jang J S. Multi-agent quadrotor testbed control design：integral sliding mode vs reinforcement learning[A]. 2005 IEEE/RSJ International Conference on Intelligent Robots and Systems[C]. 2005[C].

[11] Mehmet ?nder Efe, Senior M. Neural Network Assisted Computationally Simple PID Control of a Quadrotor UAV[J]. IEEE Transactions on Industrial Informatics, 2011,7(2):354-361.

[12] Mehranpour M R, Emamgholi O, Shahri A M, et al. A New Fuzzy Adaptive Control for a Quadrotor Flying Robot[A]. 13th Iranian Conference on Fuzzy Systems[C]. 2013.

[13] 周德新, 馬騰達(dá). 四旋翼無人機(jī)飛控系統(tǒng)仿真平臺研究[J]. 計算機(jī)測量與控制, 2014(2):424-426.

[14] Salih A L, Moghavvemi M, Mohamed H A F, et al. Modelling and PID controller design for a quadrotor unmanned air vehicle[J]. 2010:5.

[15] Amir M Y, Abbass V. Modeling of quadrotor helicopter dynamics[M]//2008:100-105.

[16] Jongho S, Kim H J, Youdan K, et al. Autonomous Flight of the Rotorcraft-Based UAV Using RISE Feedback and NN Feedforward Terms[J]. Control Systems Technology, IEEE Transactions on, 2012,20(5).

Research on Design of Quadrotor Aircraft Experimental Platform and Attitude Control

Fan Yunsheng，Cao Yabo，Zhao Yongsheng，Wang Guofeng

(School of Information Science and Technology, Dalian Maritime University, Dalian 116026, China)

For the attitude control and performance test of a quadrotor a kind of physical experiment platform is designed which can be used to study and test the attitude control algorithm of a quadrotor UAV. Firstly, six degree of freedom dynamics model of a quadrotor UAV is established by using the Newton-Euler method. Secondly, the attitude data measured by attitude sensors is analyzed using the complementary filter algorithm to obtain the accurate attitude of the quadrotor UAV fast. Thirdly, in the MATLAB environment, the simulation model of a quadrotor UAV is built, and an improved PID controller is applied to the vehicle’s simulation mode for attitude control. Finally, a physical experiment platform of the attitude control of the quadrotor UAV is built, and the performance test of the attitude control algorithm is carried out. The experimental results show that the design of the quadrotor UAV experimental platform is reasonable and correct, and it is a fast and effective platform for the performance testing of the quadrotor UAV attitude control algorithm.

quadrotor; attitude algorithm; improved PID control; attitude control

2016-01-26；

2016-03-07。

國家自然科學(xué)基金資助項目(61374114)；遼寧省自然科學(xué)基金資助項目(2015020022)；中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費資助項目(3132015039)。

范云生(1981-)，男，工學(xué)博士，講師，主要從事交通信息工程及控制，無人系統(tǒng)的智能控制方向的研究。

1671-4598(2016)07-0117-04

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.07.031

TP3 文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A