四旋翼飛行器是一種能夠垂直起降（VTOL）、自主懸停的飛行器，具有體積小、重量輕、隱蔽性好、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、成本低、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、安全性好等諸多優(yōu)點(diǎn)，已經(jīng)廣泛應(yīng)用于巡邏執(zhí)法、地形勘測(cè)、災(zāi)難救援、農(nóng)林植保等領(lǐng)域。四旋翼飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)是其任務(wù)實(shí)現(xiàn)的關(guān)鍵。基于dSPACE半實(shí)物仿真技術(shù)的飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，是一種置信水平較高的方法，已經(jīng)成為研究熱點(diǎn)。

dSPACE實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)是由德國(guó)

dSPACE （digital Signal Processing and Control Engineering）公司開(kāi)發(fā)的一套基于MATLAB/Simulink的控制系統(tǒng)開(kāi)發(fā)及測(cè)試平臺(tái)，它實(shí)現(xiàn)了與MATLAB/Simulink的無(wú)縫連接。dSPACE具有將設(shè)計(jì)軟件（MATLAB）與硬件模塊（電機(jī)、開(kāi)關(guān)、輸入輸出（IO）接口、串口通信等）快速連接的優(yōu)勢(shì)，同時(shí)，其自帶的工具包——ControlDesk軟件可以關(guān)聯(lián)Simulink模型中的參數(shù)以及實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)系統(tǒng)狀態(tài)，實(shí)現(xiàn)了硬件系統(tǒng)參數(shù)在線動(dòng)態(tài)調(diào)試的功能，極大地加快了軟硬件系統(tǒng)聯(lián)調(diào)的進(jìn)度。目前，dSPACE系統(tǒng)已廣泛應(yīng)用于航空航天、汽車、發(fā)動(dòng)機(jī)、機(jī)器人、電力機(jī)車、驅(qū)動(dòng)及工業(yè)控制等領(lǐng)域。

本文利用dSPACE的軟硬件聯(lián)調(diào)優(yōu)勢(shì)，在三自由度的實(shí)驗(yàn)裝置上，針對(duì)四旋翼飛行器的姿態(tài)進(jìn)行控制，通過(guò)姿態(tài)傳感器采集實(shí)時(shí)位姿，采用常規(guī)PID控制算法，控制信號(hào)通過(guò)dSPACE輸出到四旋翼飛行器執(zhí)行機(jī)構(gòu)上，完成了四旋翼飛行器姿態(tài)控制。結(jié)果表明，系統(tǒng)能夠有效跟蹤給定的期望參考信號(hào)，并且在一定范圍內(nèi)保持穩(wěn)定的跟蹤性能。

半實(shí)物仿真框架

在四旋翼飛行器控制系統(tǒng)開(kāi)發(fā)過(guò)程中，dSPACE為四旋翼飛行器快速控制原型和硬件在回路仿真提供了統(tǒng)一的應(yīng)用平臺(tái)。dSPACE作為控制器與四旋翼飛行器相連，通過(guò)ControlDesk觀察控制算法的性能，實(shí)時(shí)修改設(shè)計(jì)控制算法，反復(fù)試驗(yàn)找到理想的控制方案。在硬件在回路仿真中，dSPACE充當(dāng)控制對(duì)象，模擬控制對(duì)象產(chǎn)生的信號(hào)，用來(lái)檢驗(yàn)開(kāi)發(fā)的控制算法的正確性和可靠性。借助dSPACE提供的一整套計(jì)算機(jī)輔助控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)軟件工具包，可實(shí)現(xiàn)在同一技術(shù)框架下完成系統(tǒng)描述、動(dòng)態(tài)系統(tǒng)建模、控制器設(shè)計(jì)與優(yōu)化、離線仿真、目標(biāo)代碼生成、實(shí)時(shí)控制的整個(gè)開(kāi)發(fā)流程。四旋翼飛行器姿態(tài)控制半實(shí)物仿真結(jié)構(gòu)框架如圖1所示。

利用dSPACE的軟硬件聯(lián)調(diào)優(yōu)勢(shì)，在Simulink中搭建控制器模塊、姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊、四旋翼飛行器運(yùn)動(dòng)邏輯模塊以及PWM信號(hào)發(fā)生模塊等，通過(guò)dSPACE與PC連接編譯，生成c代碼，實(shí)時(shí)控制四旋翼飛行器；通過(guò)四旋翼上的機(jī)載傳感器慣性測(cè)量單元（IMU），將姿態(tài)的3個(gè)姿態(tài)角測(cè)量解算獲得的反饋值與期望姿態(tài)值做差，形成偏差信號(hào)通過(guò)控制器，整個(gè)系統(tǒng)形成閉環(huán)控制回路，四旋翼姿態(tài)控制結(jié)構(gòu)框圖如圖2所示。

四旋翼飛行器飛行原理

四旋翼飛行器是一種包括滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航以及3個(gè)位置量的六自由度剛體，具有強(qiáng)耦合、非線性等特點(diǎn)。四旋翼按照旋翼布置方式可分為X模式和十字模式，如圖3所示，對(duì)于姿態(tài)測(cè)量和控制來(lái)說(shuō)，兩種方式的運(yùn)動(dòng)邏輯關(guān)系不同。四旋翼飛行器主要依靠4臺(tái)電機(jī)的轉(zhuǎn)速差進(jìn)行控制，機(jī)械結(jié)構(gòu)相對(duì)簡(jiǎn)單，可由電機(jī)直接驅(qū)動(dòng)，無(wú)需復(fù)雜的傳動(dòng)裝置，其姿態(tài)運(yùn)動(dòng)原理如圖4所示。

四旋翼飛行器主要的控制變量是旋翼的3個(gè)姿態(tài)角：滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航，旋翼在旋轉(zhuǎn)時(shí)，會(huì)產(chǎn)生向上的升力和一個(gè)氣流反作用的扭轉(zhuǎn)力矩，扭轉(zhuǎn)力矩主要是調(diào)節(jié)飛機(jī)的航向角。當(dāng)四旋翼飛行器為X字運(yùn)動(dòng)模式時(shí)，其產(chǎn)生基本動(dòng)作的原理為：1號(hào)旋翼和3號(hào)旋翼逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)兩個(gè)正槳產(chǎn)生升力，2號(hào)旋翼和4號(hào)旋翼順時(shí)針旋轉(zhuǎn)驅(qū)動(dòng)兩個(gè)反槳產(chǎn)生升力。反向旋轉(zhuǎn)的兩組電機(jī)和槳使其各自對(duì)機(jī)身產(chǎn)生的轉(zhuǎn)矩相互抵消，保證4個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速一致時(shí)機(jī)身不發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)。1號(hào)旋翼和2號(hào)旋翼增大（減?。?號(hào)旋翼和4號(hào)旋翼減?。ㄔ龃螅?，實(shí)現(xiàn)滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)；1號(hào)旋翼和4號(hào)旋翼轉(zhuǎn)速增大（減小），2號(hào)旋翼和3號(hào)旋翼減小（增大），實(shí)現(xiàn)俯仰運(yùn)動(dòng)；1號(hào)旋翼和3號(hào)旋翼轉(zhuǎn)速相同，2號(hào)旋翼和4號(hào)旋翼轉(zhuǎn)速相同，且1號(hào)旋翼和3號(hào)旋翼轉(zhuǎn)速大于（小于）2號(hào)旋翼和4號(hào)旋翼轉(zhuǎn)速，實(shí)現(xiàn)偏航運(yùn)動(dòng)。

因此，根據(jù)四旋翼飛行器產(chǎn)生基本動(dòng)作的原理，可以得到四旋翼飛行器的姿態(tài)控制邏輯關(guān)系，如圖5所示。以姿態(tài)歐拉角的期望值與計(jì)算值作差為控制器的輸入，每個(gè)電機(jī)對(duì)應(yīng)的脈沖寬度調(diào)制（PWM）控制量都是3個(gè)控制器輸出的疊加，疊加量的正負(fù)與電機(jī)位置相關(guān)。

四旋翼飛行器姿態(tài)控制目標(biāo)是使其在無(wú)動(dòng)作指令時(shí)保持穩(wěn)定懸停狀態(tài)，有動(dòng)作指令時(shí)有效完成期望動(dòng)作。本文使用的四旋翼固定裝置如圖6所示，該裝置將四旋翼飛行器的3個(gè)位置量的自由度限制，強(qiáng)制將其解耦，只剩下滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航3個(gè)自由度的控制，為單獨(dú)實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼飛行器姿態(tài)控制創(chuàng)造了條件。Simulink主模塊如圖7所示，包括姿態(tài)角期望值輸入（Roll， Pitch， Yaw）、實(shí)時(shí)姿態(tài)數(shù)據(jù)采集器、控制器、四旋翼運(yùn)動(dòng)控制邏輯模型、PWM信號(hào)發(fā)生模塊（DS1104SL_DSP_PWM）。

姿態(tài)數(shù)據(jù)采集

在dSPACE與PC連接之后的Simulink中，RTI實(shí)時(shí)接口中的DS1104SL_DSP_ PWM模塊可以輸出4路PWM脈沖Ch1、Ch2、Ch3和Ch4，每路脈沖都可以單獨(dú)進(jìn)行占空比和啟停的控制，模塊輸出與CP18硬件端口的對(duì)應(yīng)關(guān)系如表1所示。輸出的PWM經(jīng)過(guò)電調(diào)，驅(qū)動(dòng)電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器姿態(tài)的控制。

四旋翼飛行器在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中，通過(guò)MTi-300位姿傳感器得到反饋?zhàn)藨B(tài)值，MTi-300可提供的數(shù)據(jù)包括溫度、姿態(tài)信息（歐拉角：滾轉(zhuǎn)、俯仰、偏航或者四元數(shù)、旋轉(zhuǎn)矩陣）、壓力等。本文控制的目的是實(shí)現(xiàn)姿態(tài)穩(wěn)定，因此，只需采集四旋翼飛行器的姿態(tài)信息，采用歐拉角形式輸出滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航角。當(dāng)傳感器數(shù)據(jù)穩(wěn)定輸出時(shí)，可按幀收取姿態(tài)數(shù)據(jù)，輸出依次為單精度浮點(diǎn)數(shù)的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角，串口設(shè)置如表2所示。

仿真結(jié)果分析

本文在四旋翼飛行器姿態(tài)穩(wěn)定下進(jìn)行，采用常規(guī)PID控制算法，經(jīng)過(guò)多次調(diào)試后確定的滾轉(zhuǎn)角、俯仰角和偏航角三通道PID參數(shù)，如表3所示。

由于固定四旋翼飛行器的三自由度試驗(yàn)裝置在偏航方向存在較大摩擦阻力，影響了偏航方向的數(shù)據(jù)可信度，本文采集了滾轉(zhuǎn)通道和俯仰通道正向以及負(fù)向跟蹤預(yù)期響應(yīng)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，如圖8所示。

圖8（a）為滾轉(zhuǎn)通道的正向響應(yīng)曲線，其調(diào)節(jié)時(shí)間約為1.5s，超調(diào)量約為5.2%，基本能夠保持穩(wěn)定的參考信號(hào)跟蹤；圖8（b）為反向響應(yīng)曲線峰值時(shí)間約為1.3s，基本沒(méi)有超調(diào)，比較穩(wěn)定地跟蹤輸入?yún)⒖夹盘?hào)。由于固定四旋翼飛行器的三自由度實(shí)驗(yàn)裝置在滾轉(zhuǎn)和俯仰通道不可避免地存在一定的摩擦阻力，依靠四旋翼飛行器電機(jī)差速提供的俯仰力矩難以抵消硬件自身的摩擦阻力，因而響應(yīng)存在遲滯現(xiàn)象。圖8（c）和圖8（d）分別展示了俯仰通道的正反向跟蹤響應(yīng)，可以看出系統(tǒng)能夠有效跟蹤給定的期望參考信號(hào)，并且在一定范圍內(nèi)保持穩(wěn)定的跟蹤性能。

結(jié)論

本文基于dSPACE實(shí)時(shí)仿真平臺(tái)，設(shè)計(jì)了四旋翼飛行器姿態(tài)控制半實(shí)物仿真驗(yàn)證平臺(tái)，采用常規(guī)PID控制算法，實(shí)現(xiàn)了四旋翼飛行器在三自由度的實(shí)驗(yàn)裝置中的姿態(tài)控制仿真，提出了在三自由度的實(shí)驗(yàn)裝置中對(duì)四旋翼飛行器的姿態(tài)進(jìn)行控制的閉環(huán)回路仿真的思路。盡管固定四旋翼飛行器的三自由度實(shí)驗(yàn)裝置存在一定的摩擦阻力，但試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了四旋翼飛行器實(shí)時(shí)姿態(tài)控制的可行性和有效性。本文提出的四旋翼飛行器姿態(tài)控制半實(shí)物仿真方法，不僅可以實(shí)現(xiàn)控制系統(tǒng)的快速設(shè)計(jì)與半實(shí)物仿真平臺(tái)的快速搭建，而且可以快速驗(yàn)證飛行器的飛行控制算法，說(shuō)明該方法具有良好的可移植性和廣闊的工程應(yīng)用前景。

（金紹港 潘崇煜 張代兵 沈林成， 國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)）