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基于串級PID控制算法的四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

發(fā)布時間:2018-05-08 10:39

  本文選題:四旋翼無人機(jī) + 串級PID控制算法; 參考:《東華大學(xué)》2016年碩士論文


【摘要】:隨著近幾年微電子技術(shù)的不斷發(fā)展,四旋翼無人機(jī)取得突飛猛進(jìn)的發(fā)展,同時四旋翼無人機(jī)因控制靈活、成本低廉等特點(diǎn)被廣泛應(yīng)用在航拍、遙感監(jiān)測、災(zāi)后救災(zāi)、公安、消防、反恐、電影攝像、環(huán)境監(jiān)測、快遞派送等相關(guān)領(lǐng)域。由于四旋翼無人機(jī)是一個典型的非線性、強(qiáng)耦合、欠驅(qū)動和多輸入多輸出的復(fù)雜系統(tǒng),使得四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)成為無人機(jī)研究的難點(diǎn)。本論文以四旋翼無人機(jī)為研究對象,采用串級PID作為控制系統(tǒng)的偏差糾正算法,設(shè)計(jì)出一套完整的四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng),論文的主要工作分為四大部分。第一,完成四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)的硬件設(shè)計(jì),硬件控制系統(tǒng)由主控模塊、姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊、電機(jī)驅(qū)動模塊、通信模塊等組成。主控制器采用STM32F407VGT6單片機(jī),遙控指令和電機(jī)轉(zhuǎn)速控制分別采用主控制器內(nèi)部定時器的PWM輸入捕獲和PWM輸出功能,采用慣性測量元器件MPU6050和磁阻傳感器AK8975分別測量飛行器的角速度、加速度和磁阻值。通信部分采用無線通信模塊實(shí)現(xiàn)飛控與上位機(jī)之間的通信;第二,實(shí)現(xiàn)了無人機(jī)空間飛行姿態(tài)解算及主控器與姿態(tài)測量傳感器之間的IIC通信。主控制器讀取姿態(tài)傳感器數(shù)據(jù)后采用滑動均值濾波和牛頓插值對傳感器原始數(shù)據(jù)進(jìn)行平滑處理,再采用互補(bǔ)濾波對陀螺儀、加速度計(jì)、磁力計(jì)的數(shù)據(jù)進(jìn)行互補(bǔ)融合,最后采用四元數(shù)法解算無人機(jī)的空間姿態(tài)角;第三,根據(jù)牛頓第二定律以及力矩平衡原理,對四旋翼無人機(jī)控制系統(tǒng)進(jìn)行非線性動力學(xué)建模,采用LPV法對非線性系統(tǒng)進(jìn)行線性化處理,得到無人機(jī)各個通道的傳遞函數(shù),并在MATLAB/Simulink中搭建串級PID仿真模型,通過對俯仰角、橫滾角、偏航角以及Z軸方向的仿真以及對這四個通道的抗干擾仿真實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證了以串級PID為控制算法的控制系統(tǒng)的快速性、穩(wěn)定性以及準(zhǔn)確性;第四,詳細(xì)闡述串級PID控制算法的實(shí)現(xiàn)方式,采用C語言編寫控制系統(tǒng)程序,完成編譯后將控制程序下載到控制板,并進(jìn)行PID參數(shù)調(diào)試和測試飛行。測試結(jié)果表明,論文設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)能夠很好得與其它機(jī)體模塊配合,實(shí)現(xiàn)準(zhǔn)確穩(wěn)定地飛行控制,效果良好,達(dá)到系統(tǒng)預(yù)期的設(shè)計(jì)目標(biāo)。
[Abstract]:With the continuous development of microelectronic technology in recent years, the four-rotor UAV has made rapid progress. Meanwhile, the four-rotor UAV has been widely used in aerial photography, remote sensing monitoring, disaster relief, public security, and so on because of its flexible control and low cost. Fire fighting, anti-terrorism, film camera, environmental monitoring, express delivery and other related areas. Because the four-rotor UAV is a typical nonlinear, strongly coupled, underactuated and multi-input multi-output complex system, the four-rotor UAV control system has become a difficulty in the research of UAV. In this paper, a complete four-rotor UAV control system is designed using cascade PID as the control system deviation correction algorithm. The main work of this paper is divided into four parts. First, the hardware design of the four-rotor UAV control system is completed. The hardware control system is composed of main control module, attitude data acquisition module, motor driving module, communication module and so on. The main controller adopts STM32F407VGT6 singlechip, the remote control command and the motor speed control adopt the PWM input capture and PWM output function of the internal timer of the main controller, and the inertial measuring component MPU6050 and the magnetoresistive sensor AK8975 are used to measure the angular velocity of the aircraft, respectively. Acceleration and magnetoresistive values. In the communication part, the wireless communication module is used to realize the communication between the flight control and the upper computer. Secondly, the IIC communication between the main controller and the attitude sensor is realized. After reading the attitude sensor data, the main controller uses the sliding mean filter and Newton interpolation to smooth the original data of the sensor, and then uses complementary filtering to perform complementary fusion of the data of gyroscope, accelerometer and magnetometer. Finally, the quaternion method is used to calculate the space attitude angle of UAV. Thirdly, according to Newton's second law and the principle of moment balance, the nonlinear dynamic modeling of the control system of four-rotor UAV is carried out. The LPV method is used to linearize the nonlinear system, and the transfer function of each channel of UAV is obtained. The cascade PID simulation model is built in MATLAB/Simulink, and the pitch angle and roll angle are analyzed. The simulation of yaw angle and Z axis direction and the anti-jamming simulation of these four channels verify the speed, stability and accuracy of the control system based on cascade PID control algorithm. The realization of cascade PID control algorithm is described in detail. C language is used to program the control system. After compiling, the control program is downloaded to the control board, and the PID parameters are debugged and tested. The test results show that the control system designed in this paper can work well with other airframe modules to achieve accurate and stable flight control and achieve the desired design goal.
【學(xué)位授予單位】:東華大學(xué)
【學(xué)位級別】:碩士
【學(xué)位授予年份】:2016
【分類號】:V279;V249.1

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本文編號:1861063

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