母庚鑫，白 磊 ，楊 旭（華北水利水電大學，河南 鄭州450045）

多旋翼無人機姿態(tài)控制方法設(shè)計與分析

母庚鑫，白 磊 ，楊 旭
（華北水利水電大學，河南 鄭州450045）

多旋翼無人機因其機械結(jié)構(gòu)簡單、維護使用方便等突出特點，近幾年在各個應(yīng)用領(lǐng)域發(fā)展迅速。但由于其動態(tài)系統(tǒng)為非線性、強耦合，并且對外界及自身系統(tǒng)干擾敏感等特點使其系統(tǒng)難以控制。通過分析無人機的飛行姿態(tài)，設(shè)計了一種相對傳統(tǒng)PID控制方法進行改進的無人機姿態(tài)控制方法，并在軟件上編程實現(xiàn)，通過飛行測試及地面站輸出的結(jié)果，驗證了該方法確實有助于改善無人機的動態(tài)性能，使其在有外界及自身系統(tǒng)干擾的情況下更易于控制，更穩(wěn)定。

多旋翼無人機；姿態(tài)分析；改進PID；姿態(tài)控制

多旋翼無人機具有在小區(qū)域范圍內(nèi)定點起飛、懸停，飛行更機動更靈活的優(yōu)勢成為當前研究的熱點[1]。但是空氣流動等飛行條件不斷地變化容易導致無人機的橫滾和姿態(tài)偏移，甚至導致飛行穩(wěn)定性失衡，引起墜機事故。因此設(shè)計出一種可靠、穩(wěn)定的無人機姿態(tài)控制方法具有重要意義。

1 飛行姿態(tài)分析

本文以結(jié)構(gòu)簡單的四旋翼無人機為例，對四旋翼無人機的飛行姿態(tài)進行具體分析。無人機的飛行姿態(tài)與飛行動作主要分為：飛行高度控制、飛行俯仰（Pitch）角控制、飛行橫滾（Roll）角控制以及飛行航偏（Yaw）角控制。

如圖1所示，無人機的四個電機同時加速或減速能夠?qū)崿F(xiàn)無人機在垂直方向上的上升和下降運動[2]。在改變量一致的條件下，電機 1的轉(zhuǎn)速上升，電機3的轉(zhuǎn)速下降，并使電機2、4保持原來轉(zhuǎn)速。由于旋翼1的升力變大，旋翼 3的升力變小，產(chǎn)生的不平衡力矩使機身繞 y軸旋轉(zhuǎn)，同理，當電機1的轉(zhuǎn)速下降，電機3的轉(zhuǎn)速上升，機身便繞y軸向另一側(cè)旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)無人機的俯仰運動。橫滾運動與俯仰運動的原理相同，電機1、3轉(zhuǎn)速保持不變同時改變電機2、4的轉(zhuǎn)速，機身則繞x軸旋轉(zhuǎn)。

圖1 四旋翼無人機沿各自由度的運動

無人機做俯仰運動與橫滾運動的同時也會連帶產(chǎn)生前后運動與側(cè)向運動。無人機復雜的飛行狀態(tài)可以由以上基本運動的組合實現(xiàn)。

2 姿態(tài)控制方法設(shè)計

姿態(tài)控制策略是通過對比無人機的當前姿態(tài)與目標姿態(tài)，利用這兩者之間的偏差通過PID控制算法計算出合適的控制量驅(qū)動電機調(diào)整無人機姿態(tài)[3]。

由于位置式PID采用全量輸出，輸出的是執(zhí)行機構(gòu)的實際位置，每次輸出均與過去狀態(tài)有關(guān)，計算時要對偏差進行累加造成工作計算量大，所以增量式PID算法具有明顯優(yōu)勢。

增量式PID控制算法的表達式為：

其中KP、KI、KD分別為數(shù)字PID控制器的比例系數(shù)、積分系數(shù)、微分系數(shù)；u（k）是第k次采樣時刻計算的PID輸出值；e（k）是第k次采樣時刻系統(tǒng)給定值與被控對象輸出值的偏差[4]。

本文設(shè)計一種改進的數(shù)字PID控制算法，即外環(huán)PID控制算法和內(nèi)環(huán)PID控制算法。外環(huán)PID控制算法主要是綜合傳感器讀取的數(shù)據(jù)通過算法計算出無人機當前需要的油門量、俯仰角、橫滾角、航偏角等參數(shù)傳送給內(nèi)環(huán)控制。內(nèi)環(huán)PID控制算法是根據(jù)無人機的當前姿態(tài)與外環(huán)給定的相關(guān)參數(shù)作對比，利用當前姿態(tài)與目標姿態(tài)之間的差值，通過內(nèi)環(huán)PID控制算法計算出合適的控制量以消除姿態(tài)誤差，完成無人機姿態(tài)的平穩(wěn)控制。

具體實現(xiàn)為：無人機每一時刻的姿態(tài)都可由橫滾角、俯仰角、航偏角表示，針對每一個自由度，都是一個二階系統(tǒng)。分別對這三個角度采用PID控制，由此可以將復雜的非線性多變量輸入、輸出控制問題簡化為兩變量輸入單變量輸出問題[5]。

其中 P1、P2、P3、P4分別代表控制 4 個直流無刷電機驅(qū)動器所需的PWM值，P4表示維持無人機飛行高度所需升力的 PWM 值，Pφ、Pθ、Pψ分別代表修正航偏角偏差、俯仰角偏差和橫滾角偏差及其變化率所需的 PWM 值[6]。

Pφ、Pθ、Pψ采用改進的 PID 控制方法進行計算，內(nèi)回路和外回路分別為角速度控制回路和角度控制回路并且三個角度的控制規(guī)律一致，以橫滾角控制為例，ψ為無人機當前的橫滾角，ψ為當前的橫滾角速度。ψ1為外環(huán)PID控制器的輸出值，ψout是內(nèi)環(huán)PID控制器的輸出值，即Pψ=ψout.如圖2所示，ψr其中表示為無人機的目標橫滾角。

圖2 無人機姿態(tài)PID控制框圖

首先求得多旋翼無人機的姿態(tài)誤差信號和誤差率，再通過改進的PID控制算法得到每個電機的控制量并傳遞給相應(yīng)的電機，通過改變電機的轉(zhuǎn)速來調(diào)整無人機的姿態(tài)，盡可能的消除姿態(tài)誤差，從而形成兩級閉環(huán)回路控制[7]。

3 程序設(shè)計與結(jié)果分析

飛控系統(tǒng)上電后先進行初始化，然后讀取陀螺儀、氣壓計、電子羅盤、加速度計等傳感器數(shù)據(jù)。對數(shù)據(jù)分析對比后判斷無人機的姿態(tài)是否變化，如果姿態(tài)發(fā)生變化，在更新姿態(tài)數(shù)據(jù)完成后通過改進的PID控制算法輸出PWM從而控制電機調(diào)整姿態(tài)，使姿態(tài)誤差短時間內(nèi)達到最小值并保持穩(wěn)定?？刂扑惴ǔ绦蛄鞒虉D如圖3.

圖3 程序流程圖

為驗證本文設(shè)計的控制算法的有效性，利用四旋翼無人機進行實際飛行測試。在圖4飛行姿態(tài)測試圖a中，無人機在2.2 s時開始做橫滾運動到2.7 s時調(diào)整回水平姿態(tài)經(jīng)歷了0.5 s的時間；在測試圖b中，無人機從77.1 s開始做俯仰運動到77.7 s時調(diào)整回水平姿態(tài)經(jīng)歷了0.6 s的時間；測試圖c為無人機在懸停狀態(tài)并無遙控器輸入的條件下，橫滾角和俯仰角的變化曲線圖。通過對測試圖的分析，可以得到利用本文設(shè)計的控制方法無人機能夠可靠的飛行并迅速準確的完成俯仰、橫滾、航偏等動作，并且還具有一定的抗干擾能力。

圖4 飛行姿態(tài)測試圖

4 結(jié)束語

本文設(shè)計的姿態(tài)控制方法在傳統(tǒng)數(shù)字PID控制算法的基礎(chǔ)上做出改進，既保持了傳統(tǒng)PID的優(yōu)點，又克服了傳統(tǒng)PID精度不高的不足，還避免了采用其他智能算法帶來的編程復雜性。實驗結(jié)果表明：采用本文設(shè)計的控制方法，無人機能夠可靠的飛行并完成俯仰、橫滾、航偏等動作，還能根據(jù)目標姿態(tài)迅速作出調(diào)整，大幅度提高了無人機飛行定姿的精度。

[1]胡占雙.無人機飛行姿態(tài)檢測及控制研究[D].沈陽：沈陽航空航天大學，2013.

[2]冀 亮，錢正洪，白 茹.基于四元數(shù)的四軸無人機姿態(tài)的估計和控制[J].現(xiàn)代電子技術(shù)，2015（11）：112-116.

[3]于洪國，王 平.一種改進的最優(yōu)PID參數(shù)自整定控制方法[J].現(xiàn)代電子技術(shù)，2010，33（19）：162-164.

[4]張 靜，劉 恒，鄭采薇.串級PID控制在微型無人機姿態(tài)控制中的應(yīng)用[J].電子世界，2014（16）：271-272.

[5]齊曉龍，雷繼海.雙閉環(huán)串級控制算法在四旋翼飛行器中的應(yīng)用[J].自動化與儀器儀表，2016（4）：90-92.

[6]馮慶端，裴海龍.串級PID控制在無人機姿態(tài)控制的應(yīng)用[J].微計算機信息，2009，25（22）：9-10.

[7]李方良，李鐵鷹，王耀力.無人機四旋翼飛行姿態(tài)穩(wěn)定性控制優(yōu)化[J].計算機仿真，2016，33（10）：43-47.

Design and Analysis of Attitude Control for Multi Rotor Unmanned Aerial Vehicle

MU Geng-xin，BAI Lei，YANG Xu
（North China University of Water Resouces and Electric Power，Zhengzhou Henan 450045，China）

Because of its simple structure and convenient maintenance，the multi rotor UAV has developed rapidly in various fields in recent years.However，the dynamic system is nonlinear，strong coupling，and sensitive to the outside world and its own system.In this paper，through the analysis of the UAV flight attitude，a control method of UAV attitude control method is improved compared with the traditional PID design，and the software programming，through the flight test and ground station output results，verify the dynamic performance of this method does help to improve the UAV，the interference the outside world and its own system under the condition of more easy to control，more stable.

multi rotor UAV；attitude analysis；improved PID；attitude control

TP23

A

1672-545X（2017）08-0037-03

2017-05-01

母庚鑫（1992-），男，河南永城人，碩士，研究方向為檢測技術(shù)與自動化裝置方向；白 磊（1989-），男，河南杞縣人，助教，碩士，研究方向為控制工程；楊 旭（1992-），男，河南南陽人，碩士，研究方向為檢測技術(shù)與自動化裝置方向。