四旋翼無人機軌跡跟蹤與控制系統(tǒng)仿真設(shè)計

張明家 馮秀 南京科技職業(yè)學(xué)院

四旋翼無人機是一種六自由度無人飛行器，能夠完成定點懸停、垂直起降、低速飛行等特殊功能，相較于固定翼無人機和直升無人機，具有操控簡單、靈活度高、維護方便等優(yōu)點。四旋翼無人機以其優(yōu)越的性能，廣泛應(yīng)用于偵查監(jiān)控、電力巡檢、航拍攝影等軍用和民用領(lǐng)域。

隨著技術(shù)的發(fā)展，四旋翼無人機已經(jīng)要求具備半自主飛行和自主飛行能力，需要根據(jù)任務(wù)內(nèi)容自主進行軌跡規(guī)劃、按照參考軌跡進行飛行。本文基于串級PID 控制器，實現(xiàn)無人機的位置控制與姿態(tài)控制；采用帶側(cè)偏距與姿態(tài)角偏差反饋的橫側(cè)向軌跡跟蹤方法，解決了四旋翼無人機在軌跡跟蹤過程中偏離航線的問題；并在Simulink 環(huán)境下對四旋翼模型、控制系統(tǒng)進行了系統(tǒng)仿真實驗。

1 四旋翼無人機控制器設(shè)計

通過機理建模法，對四旋翼無人機各個組成部分進行受力分析和理論計算，使用牛頓歐拉方程，建立動力學(xué)模型和運動學(xué)模型。

四旋翼無人機的底層飛行控制可以分為位置控制與姿態(tài)控制，位置控制根據(jù)期望的位置解算期望姿態(tài)角以及期望總拉力，姿態(tài)控制則根據(jù)期望姿態(tài)角解算期望力矩，解算得到的力和力矩輸入到系統(tǒng)模型中的控制分配模塊以及電機控制模塊，解算出每個電機的期望轉(zhuǎn)速和期望油門指令。本文采用串級PID 控制算法，外環(huán)角度控制系統(tǒng)的輸入信息為無人機的姿態(tài)角度，內(nèi)環(huán)角速度控制系統(tǒng)的輸入信息為姿態(tài)角速度、姿態(tài)角速度的積分和姿態(tài)角速度的微分。

當無人機偏離軌跡航線時，控制器通過計算側(cè)偏距，作為反饋值調(diào)整滾轉(zhuǎn)角朝軌跡航線逼近，實現(xiàn)精準的軌跡跟蹤。

圖1 帶側(cè)偏距反饋的橫向軌跡跟蹤

2 仿真驗證與分析

在Matlab/Simulink 中搭建系統(tǒng)仿真模型，包括軌跡跟蹤控制器、位置控制器、姿態(tài)控制器、四旋翼無人機系統(tǒng)模型。為了驗證軌跡跟蹤算法，選取一種對角線航跡路徑點，比較傳統(tǒng)串級PID 算法與帶側(cè)偏距反饋的串級PID 算法的控制效果。

表1 航跡點數(shù)據(jù)

跟蹤航跡路徑點過程中，四旋翼無人機需要同時改變俯仰和橫滾通道的角度值，兩個通道變化率不同導(dǎo)致無法精準的跟蹤軌跡，存在偏移誤差。

圖2 側(cè)偏距誤差對比圖

3 結(jié)論

本文針對四旋翼無人機軌跡跟蹤及控制問題，采用串級PID 算法實現(xiàn)了無人機的位置控制器和姿態(tài)控制器設(shè)計，并在水平通道上采用側(cè)偏距反饋的算法解決了軌跡跟蹤航跡偏移的問題，在Simulink環(huán)境中對系統(tǒng)進行了完整的仿真實驗，仿真結(jié)果表明本文所設(shè)計的方法是有效可行的。該仿真系統(tǒng)可以應(yīng)用于無人機實驗教學(xué)過程中，便于學(xué)生直觀準確的觀測無人機的飛行狀態(tài)以及進行控制器調(diào)參實驗等。該系統(tǒng)當前針對不同軌跡點，側(cè)偏距反饋算法的比例系數(shù)需要進行手動調(diào)整，后續(xù)將針對側(cè)偏距與姿態(tài)角偏差的大小進行動態(tài)調(diào)整，提高系統(tǒng)的自適應(yīng)性能。