張新英， 余發(fā)軍,2， 劉 聰

(1.中原工學(xué)院 信息商務(wù)學(xué)院， 鄭州 451191； 2.武漢科技大學(xué) 信息科學(xué)與工程學(xué)院， 武漢 430081)

基于模糊PID控制的四旋翼無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)

張新英1， 余發(fā)軍1,2， 劉 聰1

(1.中原工學(xué)院 信息商務(wù)學(xué)院， 鄭州 451191； 2.武漢科技大學(xué) 信息科學(xué)與工程學(xué)院， 武漢 430081)

針對(duì)四旋翼飛行器姿態(tài)控制中存在強(qiáng)噪聲干擾時(shí)平穩(wěn)飛行控制變差的問(wèn)題，提出了基于自適應(yīng)模糊PID控制器的四旋翼飛行器快速平穩(wěn)調(diào)節(jié)方法。在Matlab中運(yùn)用該方法對(duì)四旋翼飛行器的飛行進(jìn)行仿真，并與經(jīng)典PID控制算法的控制結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。仿真結(jié)果表明，模糊 PID 控制器比常規(guī)PID 控制器具有更優(yōu)良的動(dòng)態(tài)性能及魯棒性。經(jīng)過(guò)多次試驗(yàn),該硬件設(shè)計(jì)性能可靠,能滿足飛行器一系列穩(wěn)定飛行的控制要求。

四旋翼無(wú)人機(jī)； 姿態(tài)控制； Matlab仿真； 模糊PID控制

0 引 言

四旋翼飛行器融合了直升機(jī)與固定翼飛行器的優(yōu)點(diǎn)，能在各種復(fù)雜地形飛行，具有很高的科研和應(yīng)用價(jià)值[1]。本四旋翼無(wú)人機(jī)采用4個(gè)電機(jī)作為動(dòng)力裝置，是一個(gè)通過(guò)調(diào)節(jié)電機(jī)轉(zhuǎn)速來(lái)控制飛行的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。如何進(jìn)行精確建模和姿態(tài)控制是微小型四旋翼無(wú)人機(jī)研制的關(guān)鍵問(wèn)題[2]。為了實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器的精確飛行，本文利用PID模糊控制算法實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確穩(wěn)定控制，經(jīng)過(guò)多次試驗(yàn)，該硬件設(shè)計(jì)性能可靠，能滿足飛行器起飛、懸停、降落等飛行模態(tài)的控制要求。

1 四旋翼飛行器總體設(shè)計(jì)

四旋翼飛行器主要由主控板、呈X交叉的4個(gè)電子調(diào)速器、無(wú)刷電機(jī)和槳葉組成[3]。飛行器想要飛行穩(wěn)定，根據(jù)PID模糊控制算法做到空中定高懸停，飛行期間通過(guò)MPU6050采集并處理得到的數(shù)據(jù)，進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整和航向控制。由于四旋翼飛行器由4路電機(jī)帶動(dòng)兩對(duì)反向螺旋槳來(lái)產(chǎn)生推力，故如何保證電機(jī)在平穩(wěn)懸浮或上升狀態(tài)時(shí)轉(zhuǎn)速的一致性及不同動(dòng)作時(shí)各個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速的比例關(guān)系是飛行器按照期望姿態(tài)飛行的關(guān)鍵。

飛行器系統(tǒng)設(shè)計(jì)框圖如圖1所示，包含有遙控器接收頭、四旋翼主控制器、電子調(diào)速器、氣壓計(jì)、電源模塊和攝像頭模塊[4-6]。采用STM32F103C8T6單片機(jī)為主控制器單元，系統(tǒng)主控制電路上擁有MPU6050六軸傳感器，通過(guò)采集其數(shù)據(jù)來(lái)計(jì)算出飛行器航姿。接收器接收到控制信號(hào)，傳輸給系統(tǒng)主控制電路，控制電子調(diào)速器調(diào)整目標(biāo)航姿，而氣壓計(jì)主要作用是獲取到精確的氣壓數(shù)據(jù)，從而作為四旋翼飛行器的懸停參考。

圖1 系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)框圖

1.1 四旋翼飛行器模糊PID控制

四旋翼的姿態(tài)子系統(tǒng)方程是一個(gè)多輸入多輸出非線性耦合系統(tǒng)，本系統(tǒng)利用模糊PID控制算法處理姿態(tài)數(shù)據(jù)，并在控制律中進(jìn)行修正和補(bǔ)償，將多輸入多輸出非線性耦合系統(tǒng)轉(zhuǎn)變成相對(duì)獨(dú)立的單輸入單輸出線性子系統(tǒng)[7-8]。

四旋翼是一個(gè)典型的欠驅(qū)動(dòng)的系統(tǒng)，姿態(tài)控制為飛行控制的基礎(chǔ)和關(guān)鍵所在[8]，其姿態(tài)子系統(tǒng)方程如下式所示：

(1)

式中：φ為偏航角；θ為俯仰角；Ψ為翻滾角。

將式(1)整理得：

(2)

式中：

(3)

因此得出：

(4)

以偏航通道為例，此處設(shè)計(jì)的具有自適應(yīng)能力的模糊PID控制器包含2個(gè)輸入與3個(gè)輸出。2個(gè)輸入分別是偏航角的偏差、偏航角的偏差變化率；3個(gè)輸出是比例系數(shù)、積分系數(shù)、微分系數(shù)的變化值。因此其邏輯模型如圖2所示。

圖2 模糊控制邏輯模型圖

以偏航角為例，將偏航角的偏差與偏差變化率作為模糊控制的輸入變量，ΔKp，ΔKi，ΔKd作為模糊控制的輸出變量[11-12]，即語(yǔ)言變量分別為e，ecc，ΔKp，ΔKi，ΔKd，假設(shè)其論域e:{-3 3},ec:{-3 3}，ΔKp:{0 3}， ΔKi:{0 3}，ΔKd:{0 3}，系統(tǒng)變量用NB，NM，NS，ZO，PS，PM，PB描述，得到系統(tǒng)子集{NB，NM，NS，ZO，PS，PM，PB}，變量取三角形隸屬函數(shù)。然后利用Matlab得輸入和輸出的隸屬函數(shù)圖，如圖3所示。

經(jīng)過(guò)反復(fù)測(cè)試發(fā)現(xiàn)，用模糊控制算法處理姿態(tài)數(shù)據(jù)的效果比采用單純的PID算法實(shí)現(xiàn)更加穩(wěn)定可靠，但是需要處理的運(yùn)算增多，使得單片機(jī)單位時(shí)間內(nèi)進(jìn)行姿態(tài)矯正的次數(shù)減少，從而一定程度上影響了系統(tǒng)的響應(yīng)速度。模糊控制算法是對(duì)手動(dòng)操作者的手動(dòng)控制策略、經(jīng)驗(yàn)的總結(jié)。模糊控制算法在系統(tǒng)運(yùn)行時(shí)將從陀螺儀處解算出的姿態(tài)數(shù)據(jù)與數(shù)組中的數(shù)據(jù)對(duì)比，查找并映射到相應(yīng)的隸屬區(qū)間，然后在隸屬的區(qū)間處取得最優(yōu)解進(jìn)行姿態(tài)矯正。

1.2 電源模塊

四旋翼飛行器由2 200 MA·h，11.1 V，持續(xù)放電倍率30C鋰電池供電，通過(guò)穩(wěn)壓電路的設(shè)計(jì)對(duì)不同電路進(jìn)行供電，確保各模塊正常穩(wěn)定的工作?？刂葡到y(tǒng)穩(wěn)壓電路如圖4所示[9]。ME6206是高紋波抑制率、低功耗、低壓差，具有過(guò)流和短路保護(hù)的CMOS降壓型電壓穩(wěn)壓器，適用于四旋翼飛控系統(tǒng)供電。由鋰電池提供的電壓經(jīng)ME6206穩(wěn)壓芯片后轉(zhuǎn)為5 V電壓，一部分用于飛控板供電；另一部分向預(yù)留的外部接口供電。其中電容器的并聯(lián)使用起到了防止電壓抖動(dòng)與濾波的作用。

1.3 MPU6050實(shí)現(xiàn)姿態(tài)解算

MPU6050是全球首例6軸運(yùn)動(dòng)處理傳感器，它集成了3 軸MEMS 陀螺儀，3 軸MEMS加速度計(jì)，以及一個(gè)可擴(kuò)展的數(shù)字運(yùn)動(dòng)處理器(Digital Motion Processor，DMP)，可用IIC接口連接一個(gè)第三方的數(shù)字傳感器。使用卡爾曼濾波將得到的數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波，借助四元數(shù)計(jì)算得到3個(gè)角度，即四旋翼飛行器的俯仰角，橫滾角，航向角。利用模糊PID進(jìn)行誤差計(jì)算確定當(dāng)前飛行器的方向[10]。

(a) e

(b) ec

(c) ΔEp

(d) ΔEi

(e) ΔEd

數(shù)據(jù)融合算法設(shè)計(jì)是姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)中重要的環(huán)節(jié)。在本文的姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)中，采用互補(bǔ)濾波算法，是將加速度計(jì)和電子羅盤(pán)分別相對(duì)于重力加速度矢量與地磁場(chǎng)矢量的姿態(tài)角疊加進(jìn)由陀螺儀高速積分得到的角增量中，利用翻滾角補(bǔ)償x軸的角速度,俯仰角補(bǔ)償y軸的角速度，偏航角補(bǔ)償z軸的角速度[10-11]?；パa(bǔ)濾波器的傳遞函數(shù)為：

一階低通濾波器

GL(s)=G(s)/[s+G(s)]

(5)

一階高通

(6)

G(s)=KF/τ

R(s)+GL(s)WH(s)+GH(s)WL(s)≈R(s)

(7)

2 軟件設(shè)計(jì)

主要實(shí)現(xiàn)思路為：?jiǎn)纹瑱C(jī)上電、延時(shí)等待電源穩(wěn)定，減少電源波動(dòng)對(duì)系統(tǒng)的干擾，之后利用定時(shí)器設(shè)定電機(jī)PWM周期、串口初始化，在串口中斷服務(wù)函數(shù)中不斷接收AHRS模塊發(fā)送的數(shù)據(jù)，且為了數(shù)據(jù)的有效性設(shè)定特定幀頭、狀態(tài)位、結(jié)束位和校驗(yàn)位[12-13]。在初始化結(jié)束后，設(shè)定目標(biāo)姿態(tài)，進(jìn)入循環(huán)函數(shù)，不斷檢測(cè)AHRS數(shù)據(jù)是否接受完成，一旦接收到有效的姿態(tài)數(shù)據(jù)，就進(jìn)入姿態(tài)控制函數(shù)。在姿態(tài)控制函數(shù)內(nèi)部，利用當(dāng)前四軸飛行器的Roll(翻滾)和Pitch (俯仰)數(shù)據(jù)，結(jié)合模糊控制算法，解算出不同姿態(tài)時(shí)，每個(gè)空心杯電機(jī)需要的調(diào)整量控制電機(jī)，這樣不斷地接受姿態(tài)數(shù)據(jù)，解算數(shù)據(jù)，調(diào)整量輸出，使四軸飛行器穩(wěn)定的飛行，軟件流程圖如圖5所示。

圖5 程序流程圖

3 系統(tǒng)功能測(cè)試

3.1 計(jì)算機(jī)軟件仿真

在確定了系統(tǒng)控制的模糊規(guī)則后，對(duì)整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行了仿真實(shí)驗(yàn)[14-15]。選取四旋翼飛行器的偏航姿態(tài)角作為仿真控制對(duì)象，在階躍輸入條件下的仿真結(jié)果如圖6所示，正弦輸入下，兩種控制器的仿真結(jié)果如圖7所示。

圖6 模糊PID控制階躍響應(yīng)結(jié)果

圖7 模糊PID控制正弦響應(yīng)結(jié)果

從以上仿真結(jié)果可知，模糊PID控制器系統(tǒng)響應(yīng)速度快，超調(diào)量小，控制精度高，抗干擾能力強(qiáng)，控制效果較好，因此，模糊PID控制器能更好的實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼飛行器的控制。

3.2 硬件調(diào)試

通過(guò)單片機(jī)編程，模仿出PWM，并測(cè)量是否能通過(guò)電機(jī)驅(qū)動(dòng)來(lái)使飛行器起飛，通過(guò)多次測(cè)試，找出飛行器起飛時(shí)的PWM值。 MPU6050通過(guò)串口向單片機(jī)發(fā)送數(shù)據(jù)，并在電腦上利用串口接收，檢測(cè)數(shù)據(jù)是否正確，通過(guò)軟件編程針對(duì)顯示的數(shù)據(jù)進(jìn)行修改，使四軸飛行器穩(wěn)定的起飛，懸停，前進(jìn)，后退以及降落。室內(nèi)高清圖片和室外飛行狀態(tài)如圖8、9所示。

圖8 實(shí)驗(yàn)室內(nèi)高清圖

圖9 室外飛行狀態(tài)實(shí)物圖

4 結(jié) 語(yǔ)

本文基于模糊PID控制的四旋翼自主飛行器的研制，利用四元數(shù)法進(jìn)行姿態(tài)解算，利用了MPU6050綜合陀螺儀、加速度計(jì)、磁力計(jì)在姿態(tài)測(cè)量中的優(yōu)點(diǎn)，為四旋翼完成各種飛行任務(wù)提供保證。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，模糊PID控制輸出畸變小，有較強(qiáng)的抗干擾能力，在動(dòng)態(tài)性能及穩(wěn)定性上均優(yōu)于經(jīng)典PID控制和純模糊控制。在相對(duì)高度空間不變地情況下，飛行器進(jìn)行姿態(tài)角度變換操作，其加權(quán)值基本上沒(méi)有變化，可實(shí)現(xiàn)一鍵式起飛，直行，逆行，高度檢測(cè)，遇到障礙物可聲光報(bào)警等功能。

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Design of Four-Rotor UAV Based on Fuzzy PID Control

ZHANGXinying1,YUFajun1,2,LIUCong1

(1.College of Information and Business, Zhongyuan University of Technology, Zhengzhou 451191, China； 2. College of Information Science and Engineering, Wuhan University of Science and Technology, Wuhan 430081, China)

When a four-rotor aircraft suffers from strong disturbance, the problem of the stable flight control will happen. To solve the problem, a fast and smooth adjustment method for the four-rotor aircraft is presented based on the adaptive fuzzy PID control. The method is used to simulate the flight of the four-rotor aircraft by Matlab. And the control results are compared with the classical PID control algorithm. The results show that the fuzzy PID controller has better dynamic performance and robustness, compared with the conventional PID controller. After several tests, the hardware design performance is reliable, and can meet the requirements of stable flight control.

four-rotor UAV; attitude control; Matlab simulation; fuzzy PID control

2016-08-20

河南省重點(diǎn)科技攻關(guān)項(xiàng)目(152102210155)；河南省高等學(xué)校重點(diǎn)科研項(xiàng)目(17A413014)；中原工學(xué)院信息商務(wù)學(xué)院院級(jí)科研項(xiàng)目(ky1615)

張新英(1983-)，女，河南鄭州人，碩士，講師，現(xiàn)主要從事多旋翼飛行器的研究。

Tel.:13526623776; E-mail: zxy_teacher@126.com

TP 273

A

1006-7167(2017)04-0056-04