畢業(yè)設(shè)計(jì)論文——基于模糊PID算法的小型四旋翼無人飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)(共37頁)

1、摘要 摘 要 四旋翼飛行器是一種四螺旋槳驅(qū)動(dòng)的、可垂直起降的飛行器，這種結(jié)構(gòu)被廣泛用于微小型無人飛行器的設(shè)計(jì)，可以應(yīng)用到航拍、考古、邊境巡邏、反恐偵查等多個(gè)領(lǐng)域，具有重要的軍用和民用價(jià)值(jizh)。四旋翼飛行器同時(shí)也具有欠驅(qū)動(dòng)、多變量、強(qiáng)耦合、非線性和不確定等復(fù)雜特性，對其建模和控制是當(dāng)今控制領(lǐng)域的難點(diǎn)和熱點(diǎn)話題。本次(bn c)設(shè)計(jì)對小型四旋翼無人(w rn)直升機(jī)的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了細(xì)致、廣泛的調(diào)研，綜述了其主要分類、研究領(lǐng)域、關(guān)鍵技術(shù)和應(yīng)用前景，然后針對圓點(diǎn)博士的四旋翼飛行器實(shí)際對象，對其建模方法和控制方案進(jìn)行了初步的研究。首先，針對四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)特性，根據(jù)歐拉定理以及牛頓定律建立四

2、旋翼無人直升機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型，并且考慮了空氣阻力、轉(zhuǎn)動(dòng)力矩對于槳葉的影響，建立了四旋翼飛行器的物理模型；根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)和反復(fù)推算，建立系統(tǒng)的仿真狀態(tài)方程；在Matlab環(huán)境下搭建了四旋翼飛行器的非線性模型。選取四旋翼飛行器的姿態(tài)角作為控制對象，借助Matlab模糊工具箱設(shè)計(jì)了模糊PID控制器并依據(jù)專家經(jīng)驗(yàn)編輯了相應(yīng)的模糊規(guī)則；通過仿真和實(shí)時(shí)控制驗(yàn)證了控制方案的有效性，并在此控制方案下采集到了輸入輸出數(shù)據(jù)；利用單片機(jī)編寫模糊PID算法控制程序，實(shí)現(xiàn)對圓點(diǎn)博士四旋翼飛行器實(shí)物的姿態(tài)控制。本設(shè)計(jì)同時(shí)進(jìn)行了Matlab仿真和實(shí)物控制設(shè)計(jì)，利用模糊PID算法，穩(wěn)定有效的對四旋翼飛行器的姿態(tài)進(jìn)行了控制。關(guān)鍵詞

3、：四旋翼飛行器；模糊PID；姿態(tài)控制 目錄 Abstract Quadrotor UAV is a four propeller driven, vertical take-off and landing aircraft, this structure is widely used in micro mini unmanned aerial vehicle design and can be applied to multiple areas of aerial, archaeology, border patrol, anti-terrorism investigation, has im

4、portant military and civil value.Quadrotor UAV is a complicated characteristic of the complicated characteristics such as the less drive, the multi variable, the strong coupling, the nonlinear and the uncertainty, and the difficulty and the hot topic in the control field.Research status of the desig

5、n of small quadrotor UAV were detailed and extensive research, summarized the main classification, research areas, key technology and application prospect of and according to Dr. dot quadrotor actual object, the modeling method and control scheme were preliminary study.First, for the dynamic charact

6、eristics of quadrotor UAV, dynamic model of quadrotor UAV is established according to the theorem of Euler and Newtons laws, and consider the air resistance and rotation torque for the effects of blade, the establishment of the physical model of the quadrotor UAV; root according to experimental data

7、 and repeated calculation, the establishment of system simulation equation of state; under the MATLAB environment built the nonlinear model of the quadrotor UAV Select the attitude of the quadrotor angle as the control object, with the help of matlab fuzzy toolbox to design the fuzzy PID controller

8、and according to experience of experts to edit the corresponding fuzzy rules; through the simulation and real-time control verify the effectiveness of the control scheme, and this control scheme under the collection to the data input and output; written by SCM fuzzy PID control algorithm, dots, Quad

9、 rotor UAV real attitude control. The design of the Matlab simulation and the physical control design, the use of fuzzy PID algorithm, the stability of the four rotor aircraft attitude control. Keywords:Quadrotor UAV;Fuzzy PID;Attitude control 目 錄 HYPERLINK l _Toc11385 摘要(zhiyo)（中文） HYPERLINK l _Toc

10、11385 摘要(zhiyo)（英文）TOC o 1-3 h u HYPERLINK l _Toc8428 第一章 概述(i sh) PAGEREF _Toc8428 1 HYPERLINK l _Toc20598 1.1 課題背景及意義 PAGEREF _Toc20598 1 HYPERLINK l _Toc17606 1.2 四旋翼飛行器的研究現(xiàn)狀 PAGEREF _Toc17606 2 HYPERLINK l _Toc17918 1.3 四旋翼飛行器的關(guān)鍵技術(shù) PAGEREF _Toc17918 5 HYPERLINK l _Toc13068 1.3.1 數(shù)學(xué)模型 PAGEREF _To

11、c13068 6 HYPERLINK l _Toc14387 1.3.2 控制算法 PAGEREF _Toc14387 6 HYPERLINK l _Toc10362 1.3.3 電子技術(shù) PAGEREF _Toc10362 6 HYPERLINK l _Toc27234 1.3.4 動(dòng)力與能源問題 PAGEREF _Toc27234 6 HYPERLINK l _Toc30372 1.4 本文主要內(nèi)容 PAGEREF _Toc30372 6 HYPERLINK l _Toc32095 1.5本章小結(jié) PAGEREF _Toc32095 7 HYPERLINK l _Toc16981 第二章

12、四旋翼飛行器的運(yùn)動(dòng)原理及數(shù)學(xué)模型 PAGEREF _Toc16981 7 HYPERLINK l _Toc5359 2.1四旋翼飛行器簡介 PAGEREF _Toc5359 7 HYPERLINK l _Toc29148 2.2 四旋翼飛行器的運(yùn)動(dòng)原理 PAGEREF _Toc29148 8 HYPERLINK l _Toc29014 2.2.1 四旋翼飛行器高度控制 PAGEREF _Toc29014 8 HYPERLINK l _Toc13013 2.2.2 四旋翼飛行器俯仰角控制 PAGEREF _Toc13013 9 HYPERLINK l _Toc26242 2.2.3 四旋翼飛行器

13、橫滾角控制 PAGEREF _Toc26242 9 HYPERLINK l _Toc31538 2.2.4 四旋翼飛行器偏航角控制 PAGEREF _Toc31538 10 HYPERLINK l _Toc9580 2.3四旋翼飛行器的數(shù)學(xué)模型 PAGEREF _Toc9580 11 HYPERLINK l _Toc18319 2.3.1坐標(biāo)系建立 PAGEREF _Toc18319 11 HYPERLINK l _Toc12709 2.3.2基于牛頓-歐拉公式的四旋翼飛行器動(dòng)力學(xué)模型 PAGEREF _Toc12709 12 HYPERLINK l _Toc10514 2.4 本章小結(jié) PA

14、GEREF _Toc10514 15 HYPERLINK l _Toc27694 第三章 四旋翼飛行器姿態(tài)控制算法研究 PAGEREF _Toc27694 15 HYPERLINK l _Toc1896 3.1模糊PID控制原理 PAGEREF _Toc1896 15 HYPERLINK l _Toc9724 3.2 姿態(tài)穩(wěn)定回路的模糊PID控制器設(shè)計(jì) PAGEREF _Toc9724 16 HYPERLINK l _Toc24486 3.2.1 構(gòu)建模糊PID控制器步驟 PAGEREF _Toc24486 17 HYPERLINK l _Toc32746 3.2.2 基于Matlab的姿態(tài)角

15、控制算法的仿真 PAGEREF _Toc32746 22 HYPERLINK l _Toc20232 3.3 本章小結(jié) PAGEREF _Toc20232 25 HYPERLINK l _Toc19168 第四章 四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì) PAGEREF _Toc19168 25 HYPERLINK l _Toc28911 4.1 模糊PID控制算法流程圖 PAGEREF _Toc28911 25 HYPERLINK l _Toc29297 4.2 系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)及結(jié)果分析 PAGEREF _Toc29297 26 HYPERLINK l _Toc4492 4.3 本章小結(jié) PAGEREF

16、_Toc4492 27 HYPERLINK l _Toc3401 第五章 總結(jié)與展望 PAGEREF _Toc3401 28 HYPERLINK l _Toc789 5.1 總結(jié) PAGEREF _Toc789 28 HYPERLINK l _Toc18971 5.2 展望 PAGEREF _Toc18971 28 HYPERLINK l _Toc4475 參考文獻(xiàn) PAGEREF _Toc4475 28基于模糊PID算法的小型四旋翼無人飛行器控制系統(tǒng)設(shè)計(jì) 第一章 概述(i sh)有史以來，人類一直有一個(gè)夢想，那就是可以像藍(lán)天上自由翱翔的鳥兒一樣。為了實(shí)現(xiàn)這一夢想，很多人不懈的努力(n l)，

17、為此，有的甚至用自己寶貴的生命付出代價(jià)。據(jù)史料記載，歷史上第一個(gè)嘗試飛天的人，是我國明朝時(shí)期一位名叫萬戶的士大夫。萬戶的想法是，將火箭綁在椅子上提供推力，并且兩只手拉著風(fēng)箏，提供牽引力。不幸的是，萬戶操作失誤，火箭中途爆炸，萬戶為此付出了生命。萬戶雖然失敗了，但是他這大膽的舉動(dòng)，極大的推動(dòng)了人類對飛行的探索。人類真正(zhnzhng)將飛天夢想變?yōu)楝F(xiàn)實(shí)是在1904年：美國的萊特兄弟發(fā)明了飛機(jī)。在這之后，隨著科學(xué)技術(shù)的日新月異，人類對于飛行器的研制開發(fā)工作更是得到了飛速進(jìn)步。由之前的飛行員駕駛發(fā)展為無人駕駛，固定翼發(fā)展為旋翼式。這些結(jié)構(gòu)的改變，大大提高了飛行器的性能，并使飛行器的應(yīng)用范圍變得更加

18、廣泛。四旋翼飛行器作為無人機(jī)的一種，因其優(yōu)良的性能和廣泛的適用性，漸漸成為近幾年的熱門。1.1 課題背景及意義無人飛行器（Unmanned Aerial Vehicle,UAV)是指無需駕駛員在機(jī)體內(nèi)操作，通過無線電遙控或自身控制程序，利用空氣動(dòng)力承載飛行并可回收重復(fù)使用的飛行器。當(dāng)無人飛行器第一次出現(xiàn)時(shí)是針對防空火炮部隊(duì)進(jìn)行打靶的靶機(jī)。海灣戰(zhàn)爭之后，由于無人機(jī)在戰(zhàn)爭中出色的表現(xiàn)，無人機(jī)的研發(fā)工作在世界各國都開始引起重視，先進(jìn)的無人機(jī)可以攜帶各種探測、檢測設(shè)備，以執(zhí)行偵察與監(jiān)視任務(wù)，甚至可以裝備攻擊型武器執(zhí)行打擊任務(wù)。無人飛行器按旋翼形式分為兩種是固定翼和旋翼式，旋翼式無人機(jī)存在多方面的優(yōu)勢和

19、固定翼無人機(jī)相比。本論文主要研究小型四旋翼式無人機(jī)。小型四旋翼無人飛行器是一種結(jié)構(gòu)簡單可靠的飛行器。它是一種電動(dòng)的、能夠垂直起降的多旋翼式遙控自主飛行器，屬于非共軸式碟形飛行器。與固定翼飛行器相比，四旋翼飛行器在飛行過程中通過改變四個(gè)螺旋槳的轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)向來改變飛行器的姿態(tài)，而不需要調(diào)整螺旋槳傾角，因此結(jié)構(gòu)緊湊，操控簡單。四旋翼飛行器的四只旋翼對稱分布，產(chǎn)生的反扭力矩相互抵消，因此不需要額外的反扭矩尾槳。與常規(guī)布局的直升機(jī)相比，四旋翼飛行器的機(jī)械結(jié)構(gòu)簡單，易于維護(hù)，成本較低。其四個(gè)螺旋槳對稱分布，使得四旋翼飛行器的機(jī)動(dòng)能力更強(qiáng)，靜態(tài)盤旋的穩(wěn)定性更好，也更容易實(shí)現(xiàn)機(jī)型的微小型化。這些優(yōu)點(diǎn)決定了四旋翼

20、無人飛行器可以用于執(zhí)行某些特殊任務(wù)。如航拍、考古、電力線檢測、資源勘探、大氣監(jiān)測、邊境巡邏、交通監(jiān)控、災(zāi)情監(jiān)視、反恐偵查、緝毒緝私等，具有良好的民用和軍事前景。四旋翼飛行器是一個(gè)多輸入多輸出的非線性控制系統(tǒng)，由于不同于傳統(tǒng)(chuntng)的飛行器結(jié)構(gòu)，因此系統(tǒng)建模也相對復(fù)雜，由于結(jié)構(gòu)的特殊性其對控制算法的要求也相對較高。四旋翼飛行器是一個(gè)多學(xué)科融合的綜合體，涉及動(dòng)力、慣性(gunxng)、控制、檢測(jin c)等學(xué)科。近幾年來，隨著材料學(xué)、微機(jī)電系統(tǒng)、高性能微型傳感器及飛行控制理論的不斷發(fā)展，四旋翼飛行器獲得了日新月異的進(jìn)展，并且展現(xiàn)出了巨大的商業(yè)潛力。同時(shí)，由于四旋翼飛行器能夠在三維空間

21、中運(yùn)動(dòng)，為機(jī)器人提供了良好的實(shí)現(xiàn)平臺，在路徑規(guī)劃、三維場景重構(gòu)等領(lǐng)域具有較高科研價(jià)值。1.2 四旋翼飛行器的研究現(xiàn)狀四旋翼飛行器的研究工作可以追溯到20世紀(jì)初，在1907年，法國科學(xué)家Charles Richet的指導(dǎo)下，Breguet兄弟生產(chǎn)出了第一架旋翼式直升機(jī)，命名為Breguet-Richet Gyroplane No.1旋翼機(jī)1號。Breguet兄弟制作出的這架飛機(jī)機(jī)身使用鋼制的管子，焊接成對稱的十字交叉結(jié)構(gòu)作為支架，在十字形結(jié)構(gòu)的四個(gè)端點(diǎn)位置分別安裝了四對8.1米長的正反旋轉(zhuǎn)螺旋槳，四對螺旋槳由一臺發(fā)動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)。螺旋槳采用共軸反旋式結(jié)構(gòu)，從而很好的相互抵消反扭矩。駕駛員坐在機(jī)身的中央

22、來控制發(fā)動(dòng)機(jī)油門，而旋翼需要地面人員輔助控制實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定。旋翼機(jī)1號進(jìn)行了多次的飛行試驗(yàn)，而最終實(shí)驗(yàn)結(jié)果卻并不理想，但是這種同時(shí)使用正反旋翼的設(shè)計(jì)思想為后來飛行器的設(shè)計(jì)提供了新的設(shè)計(jì)思路，也為現(xiàn)代四旋翼飛行器的發(fā)展提供了基本雛形。在此后的一段時(shí)間里，許多科學(xué)家先后設(shè)計(jì)制造了許多改進(jìn)的四旋翼飛行器，但都由于不能良好的控制其穩(wěn)定飛行而曇花一現(xiàn)。在之后的很長一段時(shí)間里，四旋翼飛行器沒有做出顯著的進(jìn)步到了二十一世紀(jì)，隨著科學(xué)技術(shù)的不斷發(fā)展以及各種新型控制器、傳感器的出現(xiàn)，四旋翼飛行器的研究再次進(jìn)入人們的視野。目前，世界上的各大科研機(jī)構(gòu)和高校對四旋翼飛行器的研究主要可分為以下三類：1、遙控航模四旋翼飛行器2

23、、小型四旋翼飛行器3、微型四旋翼飛行器遙控航模四旋翼飛行器的研發(fā)具有標(biāo)志性的是美國Dargnflyer公司研制的Dargnflyer系列四旋翼飛行器，如圖1.1所示。該系列四旋翼飛行器主要使用碳纖維材料制作，通過壓電晶體陀螺儀作為姿態(tài)穩(wěn)定傳感器，具有自動(dòng)平衡及定點(diǎn)懸浮功能。還針對不同攝像設(shè)備設(shè)計(jì)了支架，是航拍界的不二選擇。另外Parrot 公司制作的AR.Drone飛行器也是另一款非常具有代表性的遙控四旋翼飛行器。如圖1.2所示。AR.Drone 可借助機(jī)載wifi系統(tǒng)，通過iPhone、iPod touch 或iPad 遠(yuǎn)程控制，使用MEMS加速度計(jì)（微機(jī)電系統(tǒng)）、陀螺儀傳感器和超聲波測距傳

24、感器，并配備多個(gè)傳感器，多個(gè)捕獲器、廣角攝像頭、高速攝像頭和機(jī)載控制器相結(jié)合，使AR.Drone 可以簡單輕松地進(jìn)行飛行操縱。圖1.1 DargnflyerX4四旋翼飛行器圖1.2AR.Drone四旋翼飛行器在小型和微型四旋翼飛行器領(lǐng)域(ln y)，許多相關(guān)的科研項(xiàng)目在許多高校(goxio)和科研機(jī)構(gòu)已經(jīng)開展，主要包括四旋翼飛行器的系統(tǒng)建模和控制策略的研究以及基于四旋翼飛行器實(shí)現(xiàn)任務(wù)的功能(gngnng)。美國賓夕法尼亞大學(xué)GRASP實(shí)驗(yàn)室設(shè)計(jì)了一種可以在室內(nèi)進(jìn)行編隊(duì)飛行的四旋翼無人飛行器，在這些飛行器上都安裝有光源，通過安裝在室內(nèi)的一組攝像頭進(jìn)行拍攝，確定飛行器的位置并對其進(jìn)行編隊(duì)控制。如圖

25、1.3所示。圖1.3賓夕法尼亞大學(xué)的四旋翼編隊(duì)(bin du)麻省理工學(xué)院設(shè)計(jì)(shj)了一款能夠(nnggu)在室內(nèi)進(jìn)行定位、地圖繪制和壁障的四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)，該系統(tǒng)通過激光雷達(dá)對周圍環(huán)境進(jìn)行測量，可以自動(dòng)生成室內(nèi)的三維地圖數(shù)據(jù)，并根據(jù)周圍環(huán)境進(jìn)行自主壁障和路徑規(guī)劃，可以用于危險(xiǎn)環(huán)境的初步探測以及人員的搜救。如圖1.4所示。圖1.4麻省理工大學(xué)的四旋翼飛行器德國在四旋翼飛行器的研究(ynji)成果(chnggu)也具全球(qunqi)領(lǐng)先的水平，德國的MICRODRONES 公司推出了一款四旋翼飛行器MD4-200。這個(gè)飛行器機(jī)體和云臺完全采用碳纖維材料制造，擁有更輕的重量和更高的強(qiáng)度。使用

26、獨(dú)特的盤式直流無刷直驅(qū)電機(jī)，具有非常高的工作效率和非常小的噪音。使用高性能鋰電池供電，且功耗很低，具有較長的續(xù)航時(shí)間。飛行器安裝有GPS定位系統(tǒng)和攝像設(shè)備，能夠在室內(nèi)和室外執(zhí)行自動(dòng)駕駛、航拍和定點(diǎn)觀測等任務(wù)。如圖1.5所示。圖1.5 MD4-200四旋翼飛行器在微型四旋翼飛行器研究領(lǐng)域中具有代表性的是斯坦福大學(xué)的Mesicopter 項(xiàng)目，該項(xiàng)目是在國家航空航天局(nasa)的支持下，為研究微型旋翼飛行器技術(shù)而設(shè)計(jì)的，斯坦福大學(xué)研究小組為四旋翼飛行器的研究提供了一種獨(dú)特的思維方式。該項(xiàng)目設(shè)計(jì)了一個(gè)微型四旋翼飛行器，如圖1.6所示，Mesicopter是一個(gè)機(jī)身尺寸僅為1616mm的飛行器，它有

27、四個(gè)螺旋槳，使用四個(gè)直徑約3mm的電機(jī)驅(qū)動(dòng)，每個(gè)螺旋槳直徑為1.5cm，厚度僅為0.08mm。圖1.6 Mesicopter的微型(wixng)四旋翼飛行器目前(mqin)，我國對于(duy)四旋翼飛行器的研究還處于初級階段，國防科技大學(xué)，上海交通大學(xué)，南京航空航天大學(xué)，哈爾濱工業(yè)大學(xué)，天津大學(xué)，中南大學(xué)，北京航空航天大學(xué)等幾所院校已經(jīng)開始進(jìn)行相關(guān)領(lǐng)域的研究工作，并且取得了一定成果。提出了很多飛行器的控制算法，并且應(yīng)用到自主研制的飛行器中。同時(shí)，對于硬件系統(tǒng)的研究，對捷聯(lián)慣導(dǎo)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)研究也取得了不錯(cuò)的成績。1.3 四旋翼飛行器的關(guān)鍵技術(shù)從目前的研究狀況分析，四旋翼飛行器正朝著智能化和小型化的

28、方向發(fā)展。雖然四旋翼飛行器的技術(shù)逐漸走向成熟，但要想要讓四旋翼飛行器從實(shí)驗(yàn)室走到實(shí)際生活中，仍有一些技術(shù)難題需要解決。下面，本文簡單介紹四旋翼飛行器的的幾個(gè)關(guān)鍵技術(shù)。1.3.1 數(shù)學(xué)模型研究四旋翼飛行器是以四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)數(shù)學(xué)模型為基礎(chǔ)的。四旋翼飛行器是具有四個(gè)輸入六個(gè)輸出下的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)（獨(dú)立控制變量的數(shù)量小于系統(tǒng)自由度數(shù)量的一類非線性系統(tǒng)）。由于飛行器系統(tǒng)的高度非線性，多目標(biāo)控制和控制量是有限的，且易受到自身原因和外界干擾等，這是難以建立準(zhǔn)確和可靠的數(shù)學(xué)模型的。因此，建立飛行器準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型對控制工作特別重要。1.3.2 控制算法四旋翼飛行器的強(qiáng)耦合、不穩(wěn)定的動(dòng)力特性是姿態(tài)控制方面困擾無

29、數(shù)研究人員的難題。在飛行中，控制器的性能會遇到各種各樣的干擾因素。包括基于理論的數(shù)學(xué)模型精度的影響?；趯?shí)驗(yàn)平臺的電子元器件精度的影響。 基于實(shí)驗(yàn)飛行中的無法預(yù)知外界的干擾。因此飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)變得非常困難。所以有必要采取適當(dāng)?shù)目刂扑惴?sun f)，以減小系統(tǒng)的不穩(wěn)定性，這樣可以使飛行器在飛行過程中達(dá)到所需的效果。一些算法較易，但是控制效果較差，一些控制算法控制效果好，但是不易實(shí)現(xiàn)。在實(shí)踐中，因?yàn)橛邢薜乃男盹w行器主控芯片運(yùn)算速度，在算法選擇方面要慎重考慮。選擇控制算法要注意難易程度及控制算法實(shí)現(xiàn)的效果。目前國際上經(jīng)常采用的控制算法有PID控制、滑?？刂?、反演控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制和自適應(yīng)控

30、制等算法。1.3.3 電子(dinz)技術(shù)四旋翼飛行器的控制算法，數(shù)據(jù)通信，姿態(tài)測量等過程都需要由電子元器件實(shí)現(xiàn)。傳感器的測量精度，微處理(chl)器的處理速度，對飛行器的控制效果有非常大的影響，因此對電子元器件也有很高的要求。希望微處理器的功能更強(qiáng)大，處理信號的速度更快；傳感器的可靠性，測量精度做出了一定的要求。由于電子技術(shù)的限制，使許多理論上可行的控制算法，不能在實(shí)際中落實(shí)，使四旋翼飛行器發(fā)展的步伐受到阻礙。因此電子技術(shù)的研究也是飛行器研究的重要組成部分。1.3.4 動(dòng)力與能源問題目前四旋翼飛行器的能源供應(yīng)主要來源于機(jī)載鋰電池。采用鋰電池作為能源供給不能滿足飛行器工作時(shí)間的要求，限制了飛行

31、器的應(yīng)用范圍。有些科研人員將飛行器微型化，減小負(fù)載，雖然可以延長使用時(shí)間，但是并不能從根本上解決問題，反而導(dǎo)致了其它新的問題出現(xiàn)。因此尋找一個(gè)大容量的能源作為驅(qū)動(dòng)力，是飛行器從實(shí)驗(yàn)走向應(yīng)用的必經(jīng)之路。燃油驅(qū)動(dòng)是保證四旋翼飛行器工作時(shí)間的一個(gè)很好的選擇。1.4 本文(bnwn)主要內(nèi)容本文主要研究了四旋翼飛行器的控制系統(tǒng)。完成了四旋翼飛行器動(dòng)力學(xué)模型的推導(dǎo)，采用(ciyng)模糊 PID控制算法對系統(tǒng)進(jìn)行控制，并利用Matlab對控制算法進(jìn)行仿真實(shí)驗(yàn)。根據(jù)圓點(diǎn)博士小四軸飛行器提供的實(shí)物和控制平臺，設(shè)計(jì)了飛行器的控制系統(tǒng)；最后完成了軟件設(shè)計(jì)和調(diào)試。第 1 章介紹了研究四旋翼飛行器的研究意義，國內(nèi)外

32、飛行器的研究現(xiàn)狀以及需要(xyo)解決的難題。第 2 章介紹了四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)和飛行原理。首先介紹了四旋翼飛行器的組成及結(jié)構(gòu)功能；接著分析四旋翼飛行器的運(yùn)動(dòng)原理，還對四旋翼飛行器的力學(xué)和動(dòng)力學(xué)特性進(jìn)行分析，推導(dǎo)其數(shù)學(xué)模型。第 3 章介紹了四旋翼飛行器的控制算法，即模糊 PID 控制。本文利用Matlab/simulink對控制算法進(jìn)行仿真。通過對仿真結(jié)果的分析，可知模糊 PID控制能實(shí)現(xiàn)對四旋翼飛行器的控制，并且在響應(yīng)時(shí)間、穩(wěn)定性方面效果良好。第 4 章主要完成了四旋翼飛行器的控制算法編寫，并在實(shí)物上進(jìn)行飛行試驗(yàn)，利用飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，進(jìn)行不斷的調(diào)試，驗(yàn)證了控制系統(tǒng)的性能。第 5 章總結(jié)了自己所

33、做的工作，并總結(jié)自己沒能完成的工作，和在對四旋翼飛行器的研究過程中的缺陷和不足，并規(guī)劃了下一步的工作。1.5本章小結(jié)本章主要介紹了四旋翼飛行器的研究意義，及飛行器的發(fā)開制造歷史。調(diào)研了國內(nèi)外的各個(gè)大學(xué)和研究機(jī)構(gòu)對四旋翼飛行器的研究狀況。分析了四旋翼飛行器發(fā)展過程中需要解決的問題。最后介紹了本文的寫作內(nèi)容安排。第二章 四旋翼飛行器的運(yùn)動(dòng)原理及數(shù)學(xué)模型本章主要做的工作是對四旋翼飛行器進(jìn)行簡單的介紹，分析四旋翼飛行器的運(yùn)動(dòng)原理，從運(yùn)動(dòng)學(xué)和空氣動(dòng)力學(xué)的角度完成四旋翼飛行器的的數(shù)學(xué)建模。2.1四旋翼飛行器簡介(jin ji)四旋翼飛行器，英文又名Quadrotor或Four-rotor。它是一種具有四個(gè)

34、螺旋槳的飛行器，通過改變(gibin)四個(gè)螺旋槳的轉(zhuǎn)速、轉(zhuǎn)向來改變飛行器的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，如圖2-1所示。圖2-1 四旋翼飛行器的外形(wi xn)圖一個(gè)普通的四旋翼飛行器主要由螺旋槳、帶動(dòng)螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)的電機(jī)、機(jī)架和飛行控制板組成。一些更加先進(jìn)的四旋翼飛行器還可以安裝其他模塊，例如無線通信模塊、GPS模塊、攝像設(shè)備等，來實(shí)現(xiàn)更為復(fù)雜的其他功能。四旋翼的機(jī)架呈“X”字型對稱形狀，兩個(gè)橫梁互相垂直，材料是輕質(zhì)合成金屬。在每個(gè)橫梁的頂點(diǎn)各有一個(gè)螺旋槳。位置相對的一組螺旋槳轉(zhuǎn)動(dòng)方向相同，另外一組，轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反。無刷直流電機(jī)安裝在螺旋槳下面，固定在機(jī)身?xiàng)U上。機(jī)身中央是飛行器的核心部分區(qū)，安裝有：飛行控制板、電源

35、和負(fù)載。飛行控制板由慣性單元和微處理器組成。2.2 四旋翼飛行器的運(yùn)動(dòng)原理 四旋翼飛行器在空中的飛行方向和飛行速度都是由飛行器的傾斜角度決定的，飛行器朝哪個(gè)方向傾斜，飛行器就會向哪個(gè)方向飛行。通過調(diào)節(jié)每個(gè)螺旋槳的轉(zhuǎn)速，使得升力發(fā)生變化，然后使飛行器的受力改變，即可調(diào)節(jié)四旋翼飛行器的飛行姿態(tài)。四旋翼飛行器飛行運(yùn)動(dòng)有六個(gè)自由度，因此對應(yīng)這六個(gè)自由度，四旋翼飛行器共有六個(gè)運(yùn)動(dòng)方式。分別是垂直升降運(yùn)動(dòng)、俯仰運(yùn)動(dòng)、滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)、偏航運(yùn)動(dòng)、前后運(yùn)動(dòng)、側(cè)向運(yùn)動(dòng)。四旋翼飛行器飛行的姿態(tài)控制主要包括高度控制、俯仰角控制、橫滾角控制、偏航角控制。2.2.1 四旋翼飛行器高度(god)控制首先將四旋翼飛行器看作質(zhì)量處處

36、均勻，形狀完全對稱(duchn)的理想物體，螺旋槳產(chǎn)生的升力與其旋轉(zhuǎn)角速度的平方成正比，即。如圖2-2所示，進(jìn)行高度控制時(shí)：要保證四旋翼飛行器的四個(gè)螺旋槳轉(zhuǎn)速相同(xin tn)，當(dāng)四個(gè)螺旋槳同時(shí)加速時(shí)，螺旋槳產(chǎn)生的升力變大，當(dāng)四個(gè)螺旋槳產(chǎn)生的升力大于飛行器的重力時(shí)，四旋翼飛行器向上升高（見a圖）；當(dāng)四個(gè)螺旋架同時(shí)減速時(shí)，螺旋獎(jiǎng)產(chǎn)生的升力變小，當(dāng)升力小于飛行器重力時(shí)，四旋冀飛行器在力的作用下，高度下降（見b圖）；當(dāng)四個(gè)螺旋槳產(chǎn)生的升力和與飛行器的重力相等時(shí)，飛行器保持懸停狀態(tài)。四個(gè)電機(jī)能否同步是四旋翼飛行器高度控制的關(guān)鍵。圖2-2 四旋翼飛行器高度控制2.2.2 四旋翼飛行器俯仰角控制 俯仰運(yùn)

37、動(dòng)是指四旋翼飛行器以2號和4號螺旋槳所在橫梁為軸，繞著此軸進(jìn)行旋轉(zhuǎn)的運(yùn)動(dòng)，如2-3圖所示，俯仰角控制時(shí)，將1號和3號電機(jī)所在的坐標(biāo)軸定義為Y軸，2號和4號電機(jī)所在的坐標(biāo)軸定義為X軸，對俯仰角的控制就是控制Y軸繞X軸傾斜角。對俯仰角進(jìn)行控制時(shí)要保持2號和4號螺旋槳轉(zhuǎn)速不變，3號電機(jī)加速旋轉(zhuǎn)，即增大3號螺旋槳的升力，1號電機(jī)減速旋轉(zhuǎn)，即減小1號螺旋槳的升力，這樣使得3號電機(jī)產(chǎn)生的力矩大于1號電機(jī)產(chǎn)生的力矩，這樣就會使得四旋翼飛行器沿著2號和4號螺旋槳所在橫梁旋轉(zhuǎn)，但應(yīng)注意轉(zhuǎn)速增大和減小的幅度應(yīng)該相同，這樣能保證扭矩總和不變，仍能和2號與4號螺旋槳產(chǎn)生的扭矩抵消，這樣四旋翼飛行器就會前傾（見圖2-3

38、a）。同理，1號電機(jī)加速旋轉(zhuǎn)冋時(shí)3號電機(jī)減速，則四旋翼飛行器后傾（見圖2-3b）。1號和3號螺旋獎(jiǎng)轉(zhuǎn)速差越大，則四旋翼飛行器俯仰角越大。圖2-3 四旋翼飛行器的俯仰角控制(kngzh)2.2.3 四旋翼飛行器橫滾角控制(kngzh)橫滾運(yùn)動(dòng)和俯仰運(yùn)動(dòng)的原理(yunl)類似，俯仰運(yùn)動(dòng)是指四旋翼飛行器以1號和3號螺旋槳所在橫梁為軸，繞著此軸進(jìn)行旋轉(zhuǎn)的運(yùn)動(dòng)，如2-4圖所示，橫滾角控制時(shí)，將1號和3號電機(jī)所在的坐標(biāo)軸定義為Y軸，2號和4號電機(jī)所在的坐標(biāo)軸定義為X軸，對橫滾角的控制就是控制X軸繞Y軸傾斜角。對橫滾角進(jìn)行控制時(shí)要保持1號和3號螺旋槳轉(zhuǎn)速不變，2號電機(jī)加速旋轉(zhuǎn)，即增大2號螺旋槳的升力，4號電

39、機(jī)減速旋轉(zhuǎn)，即減小4號螺旋槳的升力，這樣使得2號電機(jī)產(chǎn)生的力矩大于4號電機(jī)產(chǎn)生的力矩，這樣就會使得四旋翼飛行器沿著1號和3號螺旋槳所在橫梁旋轉(zhuǎn)，但應(yīng)注意轉(zhuǎn)速增大和減小的幅度應(yīng)該相同，這樣能保證扭矩總和不變，仍能和1號與3號螺旋槳產(chǎn)生的扭矩抵消，這樣四旋翼飛行器就會左傾（見圖2-4a）。同理，4號電機(jī)加速旋轉(zhuǎn)同時(shí)2號電機(jī)減速，則四旋翼飛行器右傾（見圖2-4b）。2號和4號螺旋獎(jiǎng)轉(zhuǎn)速差越大，則四旋翼飛行器俯仰角越大。圖2-4 四旋翼飛行器的俯仰角控制(kngzh)2.2.4 四旋翼飛行器偏航(pin hn)角控制(kngzh)偏航運(yùn)動(dòng)是指四旋翼飛行器繞著與四個(gè)螺旋槳所在平面垂直的軸旋轉(zhuǎn)的運(yùn)動(dòng)，如圖

40、2-5所示，對偏航角控制時(shí),2號和4號電機(jī)同時(shí)加速，產(chǎn)生的升力與反扭矩增加，1號和3號電機(jī)轉(zhuǎn)速變小，產(chǎn)生的升力和反扭矩減小，但是要保證增大和減小的幅度相等，這樣能夠保證四旋翼飛行器受到的升力總和不變，仍等于重力，從而不會產(chǎn)生垂直升降運(yùn)動(dòng)，二者升力一增一減，因此能保持總量上的升力不變，由于向左的反扭矩大于向右的反扭矩，四旋翼飛行器左旋（見,2-5a）。同理，1號和3號螺旋槳同時(shí)加速,2號和4號螺旋槳轉(zhuǎn)速變小，則四旋翼飛行器右旋（見圖2-5b）。圖2-5 四旋翼飛行器的偏航角控制2.3四旋翼飛行器的數(shù)學(xué)模型想要實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器平穩(wěn)的飛行，就需要采用合適的控制方法。為了選擇適當(dāng)?shù)目刂品椒?，需要對四?/p>

41、翼飛行器進(jìn)行力學(xué)和動(dòng)力學(xué)上的分析并建立相應(yīng)的數(shù)學(xué)模型，以挑選合適的控制算法基于最后的數(shù)學(xué)模型。四旋翼飛行器是一個(gè)非線性、多變量、欠驅(qū)動(dòng)、高度耦合的系統(tǒng)。針對這種非線性系統(tǒng)，對整個(gè)系統(tǒng)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模比較復(fù)雜，為了簡化模型，我們對四旋翼飛行器建模的假設(shè)條件為：（1）機(jī)體坐標(biāo)系的原點(diǎn)為飛行器的質(zhì)心，并且與飛行器幾何中心重合；（2）除了由于螺旋槳的旋轉(zhuǎn)而產(chǎn)生的氣流外，空氣流的速度為零；（3）四旋翼飛行器機(jī)體與螺旋槳都是剛體結(jié)構(gòu)，并且機(jī)體是幾何與質(zhì)量對稱的；（3）忽略機(jī)體所受的空氣阻力，不考慮地效效應(yīng)的影響；（4）螺旋槳產(chǎn)生的升力與螺旋槳轉(zhuǎn)速(zhun s)的平方成比，螺旋槳旋轉(zhuǎn)時(shí)產(chǎn)生的反扭矩與螺旋槳轉(zhuǎn)

42、速的平方成正比。2.3.1坐標(biāo)系建立(jinl)四旋翼飛行器對應(yīng)于六個(gè)自由度有六種運(yùn)動(dòng)方式，不難發(fā)現(xiàn)，這六種運(yùn)動(dòng)方式可以(ky)大致分為兩類：一類是沿著軸進(jìn)行的平行運(yùn)動(dòng)，簡稱平動(dòng)，包括垂直運(yùn)動(dòng)、左右運(yùn)動(dòng)和側(cè)向運(yùn)動(dòng)三種；另一類是繞著某個(gè)軸進(jìn)行的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，簡稱轉(zhuǎn)動(dòng)。為了能夠更好的分析這兩種運(yùn)動(dòng)方式，且為了方便建立數(shù)學(xué)模型，本文引入了兩種坐標(biāo)系，即地面坐標(biāo)系和機(jī)體坐標(biāo)系。地面坐標(biāo)系即Earth(OXYZ)，簡寫為E(OXYZ)，該坐標(biāo)系以地面上某一固定點(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)，X軸、Y軸、Z軸兩兩垂直，且規(guī)定Z軸以豎直向上為正方向，坐標(biāo)軸方向符合右手定則。載體坐標(biāo)系即Supporter(OXYZ)，簡寫為S(O

43、XYZ)，該坐標(biāo)系以四旋翼飛行器的重心為原點(diǎn)，1號和3號螺旋槳所在的橫梁代表的軸為Y軸，2號和4號螺旋槳所在的橫梁代表的軸為X軸，規(guī)定由4號螺旋槳指向2號螺旋槳的方向?yàn)閄軸的正方向，由3號螺旋槳指向1號螺旋槳的方向?yàn)閅軸的正方向，Z軸以豎直向上為正方向。為了便于分析，在分析過程中，一般將四旋翼飛行器視為理想的剛體，其質(zhì)量分布處處均勾，所以飛行器的重心就是其中心，原點(diǎn)則在中心處。在初始狀態(tài)下，機(jī)體坐標(biāo)系和地面坐標(biāo)系的3個(gè)軸是對應(yīng)著平行的。兩個(gè)坐標(biāo)系的關(guān)系如圖2-6所示。圖2-6地面坐標(biāo)系與載體坐標(biāo)系在地面坐標(biāo)系中對飛行器的位置和姿態(tài)進(jìn)行定義，而四旋翼飛行器的自身的傳感器數(shù)據(jù)是在載體坐標(biāo)系獲得的。

44、這兩個(gè)坐標(biāo)系之間的向量轉(zhuǎn)換需要(xyo)通過旋轉(zhuǎn)矩陣實(shí)現(xiàn)，假設(shè)在地面坐標(biāo)系E下，載體坐標(biāo)系原點(diǎn)的坐標(biāo)為，傾角(qngjio)為,其中(qzhng)是俯仰角，是橫滾角，是偏航角。定義在機(jī)體坐標(biāo)系下的向量： （2.1）則轉(zhuǎn)換到地面坐標(biāo)系下為： （2.2）其中R為旋轉(zhuǎn)矩陣： （2.3）2.3.2基于牛頓-歐拉公式的四旋翼飛行器動(dòng)力學(xué)模型對四旋翼飛行器構(gòu)建動(dòng)力學(xué)模型，需要考慮兩種運(yùn)動(dòng)：平移運(yùn)動(dòng)與旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，對這兩種運(yùn)動(dòng)方式建模的理論依據(jù)是牛頓-歐拉方程： （2.4）其中F為四旋翼飛行器受到的外力和，m為四旋翼飛行器質(zhì)量，V是四旋翼飛行器的飛行速度，M是四旋翼飛行器所受的力矩之和，H是四旋翼飛行器相對于地

45、面坐標(biāo)系的相對動(dòng)量矩。是牛頓第二定律構(gòu)建的，針對四旋翼飛行器平移運(yùn)動(dòng)的平移方程，是歐拉方程，是描述剛體旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的旋轉(zhuǎn)方程。圖2-7 四旋翼飛行器受力分析(fnx)設(shè)螺旋槳的轉(zhuǎn)速(zhun s)為，由前面的假設(shè)(jish)條件（5），則旋翼產(chǎn)生的升力為，其屮b為升力系數(shù)。則四旋翼飛行器在空中所受到的總升力為： （2.5）則在機(jī)體坐標(biāo)系B中飛行器的受力向量為,由公式（2.6)得到地面坐標(biāo)系E中的受力向量為： (2.6)在上一節(jié)中將四旋翼飛行器在地面坐標(biāo)系下的坐標(biāo)定義為，定義四旋翼飛行器在地面坐標(biāo)系下沿x、y、z三個(gè)軸向上受到的阻力系數(shù)為：，根據(jù)牛頓第二定律可以建立其沿地面坐標(biāo)系的三軸受力方程式：

46、（2.7）螺旋架轉(zhuǎn)動(dòng)過程中由于空氣阻力作用會形成與轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反的反作力，偏航力矩(l j)就是由這個(gè)反作用力所引起的。每個(gè)旋翼產(chǎn)生反扭矩的大小為，其中d為反扭矩系數(shù)(xsh)。定義為垂直(chuzh)總升力，為橫滾力矩，為俯仰力矩，為偏航力矩，旋翼中心到飛行器質(zhì)心的距離為l，則有： （2.8）對四旋翼飛行器的旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行建模時(shí)角動(dòng)量守恒定律是主要依據(jù)，設(shè)四旋翼飛行器在繞x、y、z三個(gè)軸向上的受到的合力矩分別為，受到的阻力系數(shù)分別為，由于四旋翼飛行器的幾何與質(zhì)量對稱結(jié)構(gòu)非常完美，因此將四旋翼飛行器的慣性張量定義為對角陣I： （2.9）根據(jù)歐拉方程,則有三軸力矩平衡方程式： (2.10)考慮到四旋

47、翼飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定性控制不需要考慮位置和高度的控制，這樣就可以只考慮角度控制，同時(shí)在穩(wěn)定性控制時(shí)四旋翼飛行器的姿態(tài)變化較小，因此可以忽略空氣阻力的影響，這樣得到簡化后的動(dòng)力學(xué)模型為： (2.11)至此，四旋翼飛行器的數(shù)學(xué)模型已經(jīng)建立出來了，從公式（2.11）可以看出，在四旋翼飛行器的姿態(tài)控制簡化模型中，對任意一個(gè)角度的控制而言，都是一個(gè)二階系統(tǒng)。本文(bnwn)采用模糊 PID 控制的控制算法對四旋翼飛行器進(jìn)行控制。模糊 PID 控制算法是將模糊控制與經(jīng)典 PID控制相結(jié)合的一種智能控制算法。模糊 PID 控制具備模糊控制的靈活、適應(yīng)性強(qiáng)的特點(diǎn)，又具備經(jīng)典 PID控制結(jié)構(gòu)簡單、精度高的特點(diǎn)。2

48、.4 本章(bn zhn)小結(jié)本章介紹了四旋翼飛行器的概念，總結(jié)了四旋翼飛行器與其他無人飛行器不同方面的特點(diǎn)，并從力學(xué)的角度分析了四旋翼飛行器的運(yùn)動(dòng)原理，結(jié)合運(yùn)動(dòng)學(xué)中的牛頓運(yùn)動(dòng)定律和歐拉方程(fngchng)計(jì)算出了四旋翼飛行器數(shù)學(xué)模型，為后面控制算法的設(shè)計(jì)奠定了基礎(chǔ)。四旋翼飛行器姿態(tài)控制算法研究由于 PID控制器具有其獨(dú)特的優(yōu)勢，雖然對于非線性控制系統(tǒng)控制效果不是很好，但是人們對PID控制器的研究并沒有停步。因此有學(xué)者提出了將PID控制與其它控制方法相結(jié)合的方式，以彌補(bǔ) PID 控制器的不足。智能 PID 控制、自適應(yīng) PID控制、模糊 PID 控制等控制算法相繼誕生。新的控制算法同時(shí)具備了

49、兩種控制算法的優(yōu)點(diǎn)，具有良好的控制特性，已經(jīng)被廣泛的使用。模糊控制已成為智能自動(dòng)化控制研究中最為活躍而又成果顯著的領(lǐng)域。其中，模糊PID控制技術(shù)起著非常重要的作用，并且將繼續(xù)成為未來研究和應(yīng)用的重點(diǎn)技術(shù)之一。四旋翼飛行器的控制主要包括位置控制和姿態(tài)控制，位置的改變是由于姿態(tài)的變化而產(chǎn)生的，因此控制四旋翼飛行器的姿態(tài)是控制四旋翼的關(guān)鍵。為了實(shí)現(xiàn)對四旋翼飛行器的姿態(tài)控制，人們通常情況下采用的是一種比較成熟的 PID控制器。PID控制器具有算法成熟、原理簡單、控制參數(shù)相互獨(dú)立、性能穩(wěn)定等優(yōu)點(diǎn)，但它需要應(yīng)用于一個(gè)精確模型的系統(tǒng)中，當(dāng)系統(tǒng)內(nèi)部結(jié)構(gòu)或者外部環(huán)境發(fā)生變化時(shí)，控制對象和模型就會發(fā)生改變，而PI

50、D控制的控制參數(shù)固定，抗擾動(dòng)性和適應(yīng)性差，難以控制非線性、不確定的復(fù)雜系統(tǒng)。而本文研究的模糊 PID 控制器為非線性控制器，它既保持了模糊控制算法不需要精確模型、控制靈活快速的優(yōu)勢，又結(jié)合了 PID 控制算法靜態(tài)誤差小的優(yōu)點(diǎn)，二者互補(bǔ)，能實(shí)現(xiàn)對非線性復(fù)雜系統(tǒng)的良好控制。3.1模糊PID控制原理在工業(yè)控制中，許多控制過程還需要人工操作而不能使用傳統(tǒng)控制器技術(shù)來代替，因?yàn)檫@些控制器的性能達(dá)不到人工控制的效果。傳統(tǒng)的控制器通常用作用于線性系統(tǒng)的控制，這些控制器不能被應(yīng)用到非線性系統(tǒng)的控制中。另外人類將多種信息進(jìn)行聚合處理的能力和控制時(shí)變系統(tǒng)的能力，不能被集成到單一一個(gè)控制器中。因此許多學(xué)者開始研究非

51、線性系統(tǒng)的控制器。模糊邏輯是加州大學(xué)伯克利分校的 Lotfi A. Zadeh 最早在 1965年發(fā)表的一篇論文中提出的。他在 1973 年發(fā)表了一篇論文，其中解釋了“語言變量”的概念。語言變量的概念現(xiàn)在被稱為模糊集合的概念。他提出的這一理論吸引了眾多學(xué)者的注意，從此模糊控制逐漸成為控制領(lǐng)域一個(gè)重要的控制方法。模糊控制在丹麥1975年實(shí)現(xiàn)了第一次工業(yè)應(yīng)用。在傳統(tǒng)的控制理論中，通常需要根據(jù)一個(gè)明確的數(shù)學(xué)模型來完成系統(tǒng)控制器的設(shè)計(jì)。但在很多時(shí)候，有些控制過程的數(shù)學(xué)模型可能不存在，或者很難獲得，或者數(shù)學(xué)模型具有的高度非線性。在這些情況下，傳統(tǒng)的方法很難完成控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，在該情況下，模糊控制可以根據(jù)

52、經(jīng)驗(yàn)規(guī)則，在不依賴數(shù)學(xué)模型，來實(shí)現(xiàn)控制。系統(tǒng)可以通過添加新的規(guī)則來提高系統(tǒng)的控制性能或增加新的功能。模糊控制作為目前智能領(lǐng)域中最具有實(shí)際意義(yy)的一種控制方法，對控制理論的發(fā)展的意義十分長遠(yuǎn)。控制過程容易實(shí)現(xiàn)，控制方式靈活，應(yīng)用領(lǐng)域廣泛是PID控制器控制過程具有的特點(diǎn)。PID控制器通過調(diào)節(jié)參數(shù)就可以對系統(tǒng)進(jìn)行控制，而且能達(dá)到良好的控制效果。參數(shù)調(diào)節(jié)在很大程度上是基于操作人員的反復(fù)實(shí)驗(yàn)來獲得，因此調(diào)整參數(shù)的工作量很大。當(dāng)系統(tǒng)參數(shù)發(fā)生調(diào)整后，系統(tǒng)變?yōu)樾孪到y(tǒng)，之前調(diào)整好的控制參數(shù)并不一定會適合。因此動(dòng)態(tài)系統(tǒng)的控制不適合應(yīng)用PID控制器。如果應(yīng)用模糊 PID控制，當(dāng)系統(tǒng)參數(shù)發(fā)生改變時(shí)，系統(tǒng)自動(dòng)按照

53、模糊規(guī)則調(diào)整 PID的控制參數(shù)，來實(shí)現(xiàn)對系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)控制。模糊控制與 PID控制結(jié)合，控制效果優(yōu)于它們單獨(dú)控制的效果。不但(bdn)動(dòng)態(tài)系統(tǒng)適用于模糊PID控制器的控制，非線性系統(tǒng)的控制也適合。本文研究的四旋翼飛行器是一個(gè)非線性的參數(shù)實(shí)時(shí)變化的系統(tǒng)，因此選擇模糊PID控制方法對系統(tǒng)進(jìn)行控制。模糊控制是以模糊集合論、模糊邏輯推理及模糊語言變量為基礎(chǔ)的一種計(jì)算機(jī)數(shù)字控制。模糊控制是一種非線性控制，并且模糊控制已經(jīng)成為智能控制領(lǐng)域當(dāng)中一種重要而有效(yuxio)的控制形式。通常情況下使用系統(tǒng)的誤差信號作為模糊控制器的一個(gè)輸入量，模糊控制過程可以概括如下：首先將系統(tǒng)的控制誤差信號的精確量利用模糊語言進(jìn)行

54、模糊化處理，得到誤差的模糊語言表示形式；然后根據(jù)模糊控制規(guī)則對誤差進(jìn)行模糊推理，進(jìn)而得到控制量的模糊語言表示；最后將模糊化的控制量進(jìn)行反模糊化處理，得到最終精確的控制量。3.2 姿態(tài)穩(wěn)定回路的模糊PID控制器設(shè)計(jì)由于四旋翼飛行器本身具有非線性、多變量且變量間互相影響等特點(diǎn)，傳統(tǒng)的算法控制精度不高，引入模糊PID來調(diào)整PID的參數(shù)，一般能取得更為理想的控制效果。模糊PID的控制系統(tǒng)原理框圖如圖3-1所示。圖3-1 控制系統(tǒng)(kn zh x tn)圖對于整個(gè)控制系統(tǒng)，四旋翼飛行器的控制系統(tǒng)的三個(gè)姿態(tài)角是其輸入和輸出，系統(tǒng)首先通過傳感器來檢測飛行器當(dāng)前的姿態(tài)角，并與設(shè)定姿態(tài)角進(jìn)行比較，得到偏差和偏差

55、的變化率，然后將這兩個(gè)參數(shù)(cnsh)傳送給控制器，控制器通過計(jì)算來調(diào)整輸出的PWM波的占空比，從而調(diào)節(jié)螺旋槳的轉(zhuǎn)速，達(dá)到控制姿態(tài)角的目的，這就是整個(gè)控制系統(tǒng)的控制思想。對于模糊控制器來說，輸入信號一般選擇為三個(gè)姿態(tài)角的偏差及偏差變化率，輸出一般并不直接設(shè)定(sh dn)為控制器的參數(shù)Kp、Ki、Kd，而是選擇其三個(gè)參數(shù)的變化率，即Kp、Ki、Kd。模糊控制器利用姿態(tài)角的偏差及偏差變化率，根據(jù)模糊規(guī)則、推理機(jī)以及反模糊化機(jī)制計(jì)算出Kp、Ki、Kd，然后與控制器的初始參數(shù)值做運(yùn)算，得出實(shí)際的Kp、Ki、Kd，供PID控制器使用。具體的計(jì)算公式如下式所示： （3-1）式中，Kp、Ki、Kd為控制器

56、所需要的參數(shù)；Kp、Ki、Kd為模糊控制器輸出的參數(shù)；為初始設(shè)定的參數(shù)。3.2.1 構(gòu)建模糊PID控制器步驟1.輸入和輸出信號的模糊化在四旋翼飛行器控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)中，模糊控制器采用二維模糊控制算法，即將姿態(tài)角的偏差e以及偏差的變化率ec作為輸入信號?？刂破鞯妮敵鍪荘ID的三個(gè)參數(shù)，因此一共有三個(gè)輸出信號。根據(jù)模糊控制中的輸入輸出變量模糊化的規(guī)則，將輸入信號e、ec和輸出信號Kp、Ki、Kd量化為七個(gè)等級，即：負(fù)大、負(fù)中、負(fù)小、零、正小、正中、正大可以記作：NB、NM、NS、ZO、PS、PM、PB其模糊論域均量化為-3,3，論域的元素均為-3，-2，-1，0，1,2,3。隸屬度函數(shù)的選擇首先要考

57、慮的是要能夠保證控制器的控制精度以及計(jì)算量的大小，這樣控制算法能夠在嵌入式系統(tǒng)上實(shí)現(xiàn)。綜合考慮了單片機(jī)的性能以及控制算法的精度等因素，本系統(tǒng)選擇三角形函數(shù)作為隸屬度函數(shù)。隸屬度函數(shù)圖及隸屬度函數(shù)表分別如圖3-2和表3-1所示。圖3-2 輸入輸出信號的隸屬(lsh)度函數(shù)圖隸屬度模糊等級 論域-3-2-10123NB1000000NM0100000NS0010000ZO0001000PS0000100PM0000010PB0000001表3-1 隸屬(lsh)度函數(shù)表2.模糊規(guī)則(guz)的確立及基礎(chǔ)量的調(diào)整由于PID控制器的Kp、Ki、Kd三個(gè)參數(shù)不僅與Kp、Ki、Kd有關(guān)，還與初始量有關(guān)，模

58、糊控制器主要是用來調(diào)整變量Kp、Ki、Kd，初始量還需要在實(shí)驗(yàn)中不斷調(diào)試，以得到合適的參數(shù)，使控制效果達(dá)到最佳狀態(tài)，其具體調(diào)整原則如下：首先對比例增益系數(shù)Kp進(jìn)行調(diào)節(jié)。在調(diào)節(jié)Kp的過程中，一般應(yīng)先不引入積分作用和微分作用，即令Ki和Kd均為0。將Kp由0開始逐漸增大，當(dāng)系統(tǒng)震蕩而不穩(wěn)定時(shí)，證明Kp過大，此時(shí)應(yīng)在此基礎(chǔ)上逐漸減小Kp，直到振蕩消失，記錄下此時(shí)的Kp值，一般此時(shí)的Kp值的70%左右可以作為實(shí)際的Kp值。積分系數(shù)Ki的整定一般是將Ki值由0逐漸增大，這樣就是逐漸增強(qiáng)系統(tǒng)的積分作用，使系統(tǒng)的偏差逐漸減小直至消失，需要注意的是，系統(tǒng)的超調(diào)量會比沒有(mi yu)加入積分作用時(shí)變大，因此還

59、需逐漸減小Kp值。微分系數(shù)Kd的整定方法與積分系數(shù)Ki類似，也是從0幵始逐漸增加Kd，在變化的過程中應(yīng)該(ynggi)注意超調(diào)量和系統(tǒng)的穩(wěn)定性，同時(shí)應(yīng)該微調(diào)Kp和Ki使得系統(tǒng)性能達(dá)到最佳。根據(jù)專家(zhunji)經(jīng)驗(yàn)，Kp、Ki、Kd應(yīng)該按如下規(guī)則來調(diào)整：當(dāng)系統(tǒng)的偏差較大時(shí)，應(yīng)首先考慮減小偏差，因此若要減小偏差，應(yīng)該選取較大的Kp，但是，在迅速減小偏差的同時(shí)還應(yīng)該注意不要因?yàn)槠钭兓蔬^大而使得系統(tǒng)產(chǎn)生微分過飽和，因此還應(yīng)該削弱系統(tǒng)的微分作用，即Kd不應(yīng)選擇地太大。此外，還應(yīng)該注意削弱系統(tǒng)的積分作用，其目的是使系統(tǒng)不會出現(xiàn)較大的超調(diào)，因此Ki的取值應(yīng)該選擇比較小的值。當(dāng)系統(tǒng)的偏差及偏差的變化率

60、均為中等時(shí)，在力求迅速減小偏差的同時(shí)，同樣應(yīng)該保證系統(tǒng)不會出現(xiàn)較大的超調(diào)作用，因此，Kp應(yīng)該取比較小的值，同時(shí)Ki和Kd也應(yīng)該取大小適中的值，不能取得太大或太小，否則均會影響系統(tǒng)控制性能。當(dāng)偏差比較小時(shí)，應(yīng)該盡量減小靜差，提高控制精度，因此應(yīng)該使Kp的取值盡量小，Ki的取值盡量大，增強(qiáng)積分作用來減小偏差，Kd的取值與偏差的變化率呈負(fù)相關(guān)，變化率較大時(shí)，Kd取值應(yīng)該較小，反之則相反。根據(jù)上述原則，可以得到如下的模糊規(guī)則表。的模糊量 的模糊量NBNMNSZOPSPMPBE的模糊量NBPBPMZOZOZOPMPBNMPBPMZOZOZOPMPBNSPBPBPSZOPSPBPBZOPBPBPSZOPS