基于模糊PID控制的四旋翼無人機設計

張新英， 余發軍,2， 劉 聰

(1.中原工學院 信息商務學院， 鄭州 451191； 2.武漢科技大學 信息科學與工程學院， 武漢 430081)

基于模糊PID控制的四旋翼無人機設計

張新英1， 余發軍1,2， 劉 聰1

(1.中原工學院 信息商務學院， 鄭州 451191； 2.武漢科技大學 信息科學與工程學院， 武漢 430081)

針對四旋翼飛行器姿態控制中存在強噪聲干擾時平穩飛行控制變差的問題，提出了基于自適應模糊PID控制器的四旋翼飛行器快速平穩調節方法。在Matlab中運用該方法對四旋翼飛行器的飛行進行仿真，并與經典PID控制算法的控制結果進行對比。仿真結果表明，模糊 PID 控制器比常規PID 控制器具有更優良的動態性能及魯棒性。經過多次試驗,該硬件設計性能可靠,能滿足飛行器一系列穩定飛行的控制要求。

四旋翼無人機； 姿態控制； Matlab仿真； 模糊PID控制

0 引 言

四旋翼飛行器融合了直升機與固定翼飛行器的優點，能在各種復雜地形飛行，具有很高的科研和應用價值[1]。本四旋翼無人機采用4個電機作為動力裝置，是一個通過調節電機轉速來控制飛行的欠驅動系統。如何進行精確建模和姿態控制是微小型四旋翼無人機研制的關鍵問題[2]。為了實現四旋翼飛行器的精確飛行，本文利用PID模糊控制算法實現準確穩定控制，經過多次試驗，該硬件設計性能可靠，能滿足飛行器起飛、懸停、降落等飛行模態的控制要求。

1 四旋翼飛行器總體設計

四旋翼飛行器主要由主控板、呈X交叉的4個電子調速器、無刷電機和槳葉組成[3]。飛行器想要飛行穩定，根據PID模糊控制算法做到空中定高懸停，飛行期間通過MPU6050采集并處理得到的數據，進行姿態調整和航向控制。由于四旋翼飛行器由4路電機帶動兩對反向螺旋槳來產生推力，故如何保證電機在平穩懸浮或上升狀態時轉速的一致性及不同動作時各個電機轉速的比例關系是飛行器按照期望姿態飛行的關鍵。

飛行器系統設計框圖如圖1所示，包含有遙控器接收頭、四旋翼主控制器、電子調速器、氣壓計、電源模塊和攝像頭模塊[4-6]。采用STM32F103C8T6單片機為主控制器單元，系統主控制電路上擁有MPU6050六軸傳感器，通過采集其數據來計算出飛行器航姿。接收器接收到控制信號，傳輸給系統主控制電路，控制電子調速器調整目標航姿，而氣壓計主要作用是獲取到精確的氣壓數據，從而作為四旋翼飛行器的懸停參考。

圖1 系統總體設計框圖

1.1 四旋翼飛行器模糊PID控制

四旋翼的姿態子系統方程是一個多輸入多輸出非線性耦合系統，本系統利用模糊PID控制算法處理姿態數據，并在控制律中進行修正和補償，將多輸入多輸出非線性耦合系統轉變成相對獨立的單輸入單輸出線性子系統[7-8]。

四旋翼是一個典型的欠驅動的系統，姿態控制為飛行控制的基礎和關鍵所在[8]，其姿態子系統方程如下式所示：

(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，此處設計的具有自適應能力的模糊PID控制器包含2個輸入與3個輸出。2個輸入分別是偏航角的偏差、偏航角的偏差變化率；3個輸出是比例系數、積分系數、微分系數的變化值。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]，即語言變量分別為e，ecc，ΔKp，ΔKi，ΔKd，假設其論域e:{-3 3},ec:{-3 3}，ΔKp:{0 3}， ΔKi:{0 3}，ΔKd:{0 3}，系統變量用NB，NM，NS，ZO，PS，PM，PB描述，得到系統子集{NB，NM，NS，ZO，PS，PM，PB}，變量取三角形隸屬函數。然后利用Matlab得輸入和輸出的隸屬函數圖，如圖3所示。

經過反復測試發現，用模糊控制算法處理姿態數據的效果比采用單純的PID算法實現更加穩定可靠，但是需要處理的運算增多，使得單片機單位時間內進行姿態矯正的次數減少，從而一定程度上影響了系統的響應速度。模糊控制算法是對手動操作者的手動控制策略、經驗的總結。模糊控制算法在系統運行時將從陀螺儀處解算出的姿態數據與數組中的數據對比，查找并映射到相應的隸屬區間，然后在隸屬的區間處取得最優解進行姿態矯正。

1.2 電源模塊

四旋翼飛行器由2 200 MA·h，11.1 V，持續放電倍率30C鋰電池供電，通過穩壓電路的設計對不同電路進行供電，確保各模塊正常穩定的工作。控制系統穩壓電路如圖4所示[9]。ME6206是高紋波抑制率、低功耗、低壓差，具有過流和短路保護的CMOS降壓型電壓穩壓器，適用于四旋翼飛控系統供電。由鋰電池提供的電壓經ME6206穩壓芯片后轉為5 V電壓，一部分用于飛控板供電；另一部分向預留的外部接口供電。其中電容器的并聯使用起到了防止電壓抖動與濾波的作用。

1.3 MPU6050實現姿態解算

MPU6050是全球首例6軸運動處理傳感器，它集成了3 軸MEMS 陀螺儀，3 軸MEMS加速度計，以及一個可擴展的數字運動處理器(Digital Motion Processor，DMP)，可用IIC接口連接一個第三方的數字傳感器。使用卡爾曼濾波將得到的數據進行濾波，借助四元數計算得到3個角度，即四旋翼飛行器的俯仰角，橫滾角，航向角。利用模糊PID進行誤差計算確定當前飛行器的方向[10]。

(a) e

(b) ec

(c) ΔEp

(d) ΔEi

(e) ΔEd

數據融合算法設計是姿態測量系統中重要的環節。在本文的姿態測量系統中，采用互補濾波算法，是將加速度計和電子羅盤分別相對于重力加速度矢量與地磁場矢量的姿態角疊加進由陀螺儀高速積分得到的角增量中，利用翻滾角補償x軸的角速度,俯仰角補償y軸的角速度，偏航角補償z軸的角速度[10-11]。互補濾波器的傳遞函數為：

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 軟件設計

主要實現思路為：單片機上電、延時等待電源穩定，減少電源波動對系統的干擾，之后利用定時器設定電機PWM周期、串口初始化，在串口中斷服務函數中不斷接收AHRS模塊發送的數據，且為了數據的有效性設定特定幀頭、狀態位、結束位和校驗位[12-13]。在初始化結束后，設定目標姿態，進入循環函數，不斷檢測AHRS數據是否接受完成，一旦接收到有效的姿態數據，就進入姿態控制函數。在姿態控制函數內部，利用當前四軸飛行器的Roll(翻滾)和Pitch (俯仰)數據，結合模糊控制算法，解算出不同姿態時，每個空心杯電機需要的調整量控制電機，這樣不斷地接受姿態數據，解算數據，調整量輸出，使四軸飛行器穩定的飛行，軟件流程圖如圖5所示。

圖5 程序流程圖

3 系統功能測試

3.1 計算機軟件仿真

在確定了系統控制的模糊規則后，對整個系統進行了仿真實驗[14-15]。選取四旋翼飛行器的偏航姿態角作為仿真控制對象，在階躍輸入條件下的仿真結果如圖6所示，正弦輸入下，兩種控制器的仿真結果如圖7所示。

圖6 模糊PID控制階躍響應結果

圖7 模糊PID控制正弦響應結果

從以上仿真結果可知，模糊PID控制器系統響應速度快，超調量小，控制精度高，抗干擾能力強，控制效果較好，因此，模糊PID控制器能更好的實現對四旋翼飛行器的控制。

3.2 硬件調試

通過單片機編程，模仿出PWM，并測量是否能通過電機驅動來使飛行器起飛，通過多次測試，找出飛行器起飛時的PWM值。 MPU6050通過串口向單片機發送數據，并在電腦上利用串口接收，檢測數據是否正確，通過軟件編程針對顯示的數據進行修改，使四軸飛行器穩定的起飛，懸停，前進，后退以及降落。室內高清圖片和室外飛行狀態如圖8、9所示。

圖8 實驗室內高清圖

圖9 室外飛行狀態實物圖

4 結 語

本文基于模糊PID控制的四旋翼自主飛行器的研制，利用四元數法進行姿態解算，利用了MPU6050綜合陀螺儀、加速度計、磁力計在姿態測量中的優點，為四旋翼完成各種飛行任務提供保證。實驗結果表明，模糊PID控制輸出畸變小，有較強的抗干擾能力，在動態性能及穩定性上均優于經典PID控制和純模糊控制。在相對高度空間不變地情況下，飛行器進行姿態角度變換操作，其加權值基本上沒有變化，可實現一鍵式起飛，直行，逆行，高度檢測，遇到障礙物可聲光報警等功能。

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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

河南省重點科技攻關項目(152102210155)；河南省高等學校重點科研項目(17A413014)；中原工學院信息商務學院院級科研項目(ky1615)

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

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

TP 273

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1006-7167(2017)04-0056-04