第31卷第1期农业工程学报V ol.31 No.1
2015年1月Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering Jan. 2015 71
植保四轴飞行器的模糊PID控制
刘浩蓬，龙长江※，万 鹏，王晓谊，胡 奔
（华中农业大学工学院，武汉 430070）
摘要：针对当前植保四轴飞行器在作业过程中自身载荷发生改变后的飞行控制性能下降、抵抗环境扰动能力差的问题，该文改进了传统比例积分微分（proportion, integration, differentiation, PID）控制算法，提出了一种模糊PID控制算法。该文通过研究四轴飞行器的姿态解算和飞行原理，设计了以STM32系列的单片机为核心处理器的四轴飞行控制系统。采用AHRS模块实时解算飞行器姿态参数，结合模糊控制和PID控制算法调节电机的输出量来控制飞行姿态。试验结果表明：与传统PID相比，模糊自整定PID控制算法适应性强，参数整定简单，系统的动态响应能力和稳定性获得了提高，实现了四轴飞行器的稳定飞行。该文为植保无人机控制算法研究提供了一定的参考。
关键词：飞行器；传感器；算法；模糊自整定；飞行控制
doi：10.3969/j.issn.1002-6819.2015.01.011
中图分类号：V275 文献标志码：A 文章编号：1002-6819(2015)-01-0071-07
刘浩蓬，龙长江，万 鹏，等. 植保四轴飞行器的模糊PID控制[J]. 农业工程学报，2015，31(1)：71－77.
Liu Haopeng, Long Changjiang, Wan Peng, et al. Fuzzy self-adjusting proportion integration differentiation for eppo quadrocopter[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering (Transactions of the CSAE), 2015, 31(1): 71－
77. (in Chinese with English abstract)
0 引 言
四轴飞行器是一种具有对称结构的多旋翼直升机，由固定在中心板上的4个安装了旋翼的悬臂组成[1]。由于四轴飞行器具有体积小、质量轻、结构简单、操纵方便及机动灵活等飞行优势，同时能实现垂直起降和空中悬停，所以在军事上和民用中得到了广泛的应用。例如四轴飞行器在敌情侦察及监视、战场破坏评估、当作反辐射和微型攻击武器、诱饵等军事上的应用比较成熟；在航拍、测绘、森林防火等信息采集方面的民事应用也相对比较成熟[2]。
目前，四轴飞行器在病虫害防御和药物喷洒等农业植保方面应用相对较少。农业植保飞机不同于其他类型飞行器，主要贴近地面飞行，地面地势变化以及区域气流改变都会严重影响四轴飞行器的飞行姿态，并且在播种或喷药过程中，飞行器自身质量会持续改变。四轴飞行器控制大多采用传统的PID控制算法，当载荷变动量接近系统空重甚至超过时，在较大外界干扰下，基于普通比例积分微分（proportion, integration，differentiation，PID）控制算法的系统容易产生振荡，导致飞行失稳。因此植保四轴飞行器研究的关键是找到合适的控制算法，使四轴飞行器能够在外界存在干扰并且自身载荷变化较大时仍能保持稳定飞行。
收稿日期：2014-10-14 修订日期：2014-12-11
基金项目：华中农业大学优博优硕项目（0900205177）;中央高校基本科研业务费专项基金资助项目（2014JC001）
作者简介：刘浩蓬，男，湖南岳阳人，主要从事无人机应用研究。武汉华中农业大学工学院，430070。Email：151********@https://www.doczj.com/doc/c1724169.html,
※通信作者：龙长江，男，湖北公安人，副教授，硕士生导师，主要从事无损检测、自动控制研究。武汉华中农业大学工学院，430070。
Email：lcjflow@https://www.doczj.com/doc/c1724169.html,
随着传感器检测技术和控制理论的不断发展,尤其是微电子和精密机械制造技术的逐步成熟，国内外很多的研究机构和专家学者开始对四轴飞行器进行动力学和运动学分析，并建立了系统的数学模型，提出了各种控制算法以实现四轴飞行器的自主飞行控制，并设计了飞行控制系统进行验证；对四轴飞行器控制算法的研究也较多，主要采用计算机仿真试验验证算法，在室内环境并且只在较小姿态角度范围进行控制[3-8]。
针对传统PID控制算法在植保飞行器模型变化时的控制，本文采用一种单片机能够处理的模糊参数自整定PID控制算法，以期在模型参数变化的情况下实时调节PID参数，综合传统PID控制和模糊控制的优点，有效提高四轴飞行器系统的控制性能。
1 四轴飞行器控制系统设计
四轴飞行器是通过改变对角上的4个无刷电机转速，使施加在机架上的6个自由度上的力矩发生改变来调节飞行姿态，这种欠驱动系统存在不稳定和强耦合等特点，在飞行过程中姿态除了受外界的干扰，自身机械结构、载荷的变化以及旋翼空气动力学的影响也不容忽视[9]。
四轴飞行器的机械结构如图1所示，4个无刷电机安装在机架的4个顶点，旋翼可以分为俯仰方向和横滚方向2组（俯仰方向：1、2号与3、4号旋翼共同控制；横滚方向：2、3号与1、4号旋翼共同控制），相邻旋翼安装时螺距反向并且使电机的转向相反，在转速相同的情况下可以抵消旋翼之间产生的反扭力，并同时产生向上的升力；相邻旋翼转速不同时，旋翼产生的反扭力可以改变四轴飞行器的航向角；当改变俯仰方向和横滚方向两组旋翼转速时就会产生偏转力矩，从而改变飞行器的
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姿态角。本文根据四轴飞行器的这种飞行原理，设计了实时控制飞行器姿态的控制系统。
a. 四轴飞行器示意图
a. Schematic diagram of quadrocopter
b. 试验装置实物图 b. Graph of experiment
注：F i 为四轴飞行器的升力，N 。
Note: F i is the lift force of the quadrocopter.
图1 四轴飞行器的机械结构
Fig.1 Mechanical structure of quadrocopter
本控制系统由AHRS 姿态采集系统、姿态控制主控单元和执行单元等组成。四轴飞行器控制系统的结构框图如图2所示，AHRS 姿态采集系统通过驱动模块中的各传感器得到相应原始数据，将数据通过滤波和融合解算出飞行器的姿态数据，并通过串行通信传给主控单元；主控单元结合RC 无线控制数据和当前姿态数据，经过控制算法自动得出控制输出量，通过输出相应的PWM 控制信号来驱动执行单元；执行单元通过电子调速器控制电机转速，进而改变飞行器各轴力矩来调节飞行器的姿态[11-13]。
图2 四轴飞行器控制系统的结构框图
Fig.2 Block diagram of quadrocopter structural control system
2 传统PID 控制在四轴飞行器控制系统中的应用
2.1 四轴飞行器的力学模型
四轴飞行器的每个旋翼在飞行过程中电机的转动方向保持不变，所以产生的升力F i 总是可以表示为：
21
()2
i T i i i F C A R ρω=
????? （1） 式中：F i 为升力，N ；ρ表示空气的密度，kg/m3；C T 表示阻力系数；A i 表示第i 个旋转翼的桨盘面积，m 2；ωi 表示第i 个电机的转速，r/s ；R i 表示第i 个桨叶的半径[12]，m 。四轴飞行器的每个轴的设计一般采用相同参数的机架、桨叶和电机，因此可以将A i 、ρ、R i 近似为常量k i ，升力F i 可以表示为式（2）：
2i i i F k ω=? （2）
式中：k i 为常量。
将四轴飞行器控制方式设计为X 形，在俯仰方向上旋翼1和2控制量同时增加或减小，同样旋翼3和4控制量同时减少和增加；在横滚方向上，俯仰方向控制量在横滚方向产生的作用量刚好相互抵消，所以俯仰和横滚方向控制量互不干扰。例如横滚方向，横滚方向的控制取决于旋翼（2和3）与旋翼（1和4）产生的力矩差。横滚方向上同一组旋翼的控制量相同。横滚力矩为T θ：
2314()2
T F F F F l θ=
?+??? （3） 式中：l 表示为电机轴到飞行器重心轴的距离，m 。
飞行状态的控制是在电机设定的转速的基础上对转速进行实时微调，所以每个电机的转速可以表示为设定转速ω0和微调转速Δω，控制飞行器姿态角度实际是在某一时刻控制飞行器的角加速度，绕Y 轴转动的角加速度可以表示为 ：
/y yy a T I θ= （4）
式中：a y 表示绕Y 轴转动的角加速度，rad/s 2；I yy 表示绕
Y 轴转动的转动惯量，kg·m 2。在某一初始条件下，四轴所有机械结构和自身载荷恒定的情况下，可以将自身机构参数的乘积用K 表示，当四轴飞行器自身结构和载荷发生改变时，K 值跟随变化。由式（2）－式（4）可以对飞行器的角加速度进一步简化为：
y a K ω=?Δ （5） 式中：K 为自身机构参数的乘积。
在离散控制系统中，特定初始条件下的某一时刻四轴飞行器的姿态角变化量取决于a y 在时间t 上的二次积分。 2.2 四轴飞行器传统PID 控制
PID 控制器是一种线性控制系统，通过对偏差进行比
例-积分-微分控制实现对系统的控制[14]
。在四轴飞行系统中，PID 控制器根据设定的姿态角与当前传感器输入的姿态角之间的偏差，参考过去状态、针对飞行器现状、同时预测飞行器未来状态，输出合适的电机转速，实现在系统控制参数不变条件下对四轴飞行器的控制。
比例环节能够减小系统的响应时间，快速减小偏差，但是容易引起超调；积分环节主要用于消除静差，提高系统控制精度，但是会影响系统的响应速度；微分环节能在偏差变得太大之前引入一个早期的修正，从而加快系统的响应速度，减小调节时间。根据四轴飞行器力学
模型的推导，根据式（5）
建立四轴飞行器横滚方向的PID 控制，其Matlab Simulink 仿真图如为图3所示。
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图3 传统PID 控制Matlab Simulink 仿真 Fig.3 Conventional PID simulation diagram using Matlab
Simulink
图3中PID 控制器根据输入的角度偏差输出相应的转速ωΔ，增益K 主要取决于系统的机械结构和电机的速度设定值ω0。为了保证系统超调量不超过响应信号的1/2，系统上升时间不超过1 s 。通过改变PID 的控制参数可知，在K =1时，PID 比例系数应在如下范围内：4≤kp ≤7，1≤kd ≤3，ki ≤0.1。选取PID 参数为kp =5，ki =0.03，kd =1及3，而无人机作业过程中如果自身载荷发生改变，K 值也会相应发生改变，假定K 值为1及3，运用不同参数组合仿真示例，得出系统仿真结果如图4所示。
a. kd =1，K =1时的响应曲线 a. Response curve with kd =1, K =1.
b. kd =1，K =3时的响应曲线 b. Response curve with kd =1, K
=3.
c. kd =3，K =1时的响应曲线 c. Response curve with kd =3, K =1.
注：kp 、ki 、kd 为PID 的控制参数，分别为比例系数、积分系数和微分系数。kp 为5，ki 为0.03。
Note: kp 、ki and kd are controls parameters of the PID. They are proportion coefficient, integration coefficient and differentiation coefficient. kp is 5, and ki is 0.03.
图4 传统PID 控制器系统响应图
Fig.4 System response curve of conventional PID controller
由图4可知，当四轴飞行器机构差异和载荷变化引
起油门初始值的变化都会改变K 值。
图4 a 中，超调量为4.19°，上升时间为0.78 s ；图4b 中，超调量为2.58°，上升时间为0.53 s ；图4c 中，超调量为0.26°，上升时间为1.43 s 。通过对比图4 a 和图4b 可知，系统自身结构和载荷等导致参数K 的变化，对四轴飞行器的姿态控制产生了不可忽视的影响。通过比图4a 和图4b ，以及图4b 和图4c 可知，通过调节PID 的控制参数可以达到比较满意的控制效果。
调试结果表明，针对某种机械结构恒定的四轴飞行器，在负载不改变的情况下，通过试凑法反复调整传统的PID 控制器的参数，可以达到良好的控制效果[4,9-11]。但是在喷雾、播种等载荷变动接近系统空载质量甚至超过空载质量时，尤其在低空飞行，地形和外界气流干扰较大的情况下传统的PID 可能产生振荡，导致飞行不稳定，无法实现有效的控制。因此需要采取在线调节PID 参数来适应系统的变化，达到稳定控制的效果。
3 模糊参数自整定PID 控制算法的仿真与试验
四轴飞行器自适应模糊PID 控制器通过不断的检测姿态角误差e 和误差的变化率e c ，利用模糊控制规则在线对PID 参数进行修改，以满足系统运行过程中不同e 和e c 对控制参数的不同要求，使四轴飞行器具有良好的动静态性能。
3.1 模糊PID 控制器的仿真与结果分析
根据四轴飞行器的姿态控制原理，同时考虑到在不同时刻PID 控制算法3个参数的作用以及相互之间的互
联关系，通过计算当前系统误差e 和误差变化率e c ，
利用模糊规则推理，制定PID 控制器参数的模糊控制表。同时将系统的误差e 和误差变化率e c 的变化范围定义为模糊集上的论域e ，e c ={?1,0,1}。模糊子集简单的定义为：e ，e c ={N,Z,P},子集中的元素分别表示为负，零，正，从而得出各模糊子集的隶属度。系统在线运行中，控制系统通过对模糊逻辑规则的结果处理，得出对应的修正参数，进一步运算就可以完成对PID 参数的在线自整定[14-19]。模糊PID 的控制原理图如图5所示。
图5 模糊PID 的控制原理图
Fig.5 Fuzzy PID control principle diagram
在MATLAB 环境下对模糊控制系统输入相应的指令，在确定的模糊规则下，可以得到模糊控制器，并得到模糊推理系统动态仿真环境，改变输入的误差e 和误差变化率e c 的值就能通过模糊控制器得出PID 控制器的修正参数。
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根据建立的模糊系统与传统的PID 控制器相结合，将建立的四轴飞行器系统模型加入到Matlab Simulink 中，同时加入模糊控制器，对设计的模糊PID 控制器进行仿真。得到系统的仿真模型如图6所示。
图6 模糊PID 系统模型Matlab Simulink 仿真
Fig.6 Fuzzy PID simulation diagram using Matlab Simulink
在给定的初始参数下，输入方波信号（初值为10），根据普通PID 调节控制参数的选择，通过改变初始PID 控制参数和受飞行器机械结构、电机转速值影响的增益K ，
通过不同参数组合，得到模糊PID 的响应曲线如图7所示。
由图7可知：a 图中超调量为2.86o，上升时间为0.69 s ，b 图中超调量为0.38o，上升时间为1.01 s ，c 图中调量趋于0，上升时间和稳定时间均为为1.67 s ，稳定时间相对传统PID 控制算法短。通过对图4和图7的系统响应曲线的整体对比可知，基于模糊PID 控制器的系统超调量得到了很好的改善，而在K 值较大时，系统本身阻尼比较大，2种可知算法都能使系统稳定。所以当飞行器作业过程中载荷减少时，传统PID 控制性能下降，模糊PID 控制器在稳定性和快速响应等方面性能更好一些。
a. kd =1, K =1时的响应曲线
a. Response curve with kd =1, K =1.
b. kd =1, K =3时的响应曲线 b. Response curve with kd =1, K
=3.
c. kd =3, K =1时的响应曲线 c. Response curve with kd =3, K =1.
图7 模糊PID 控制器系统响应图
Fig.7 System response curve of fuzzy PID controller
3.2 四轴飞行器实际测试
本设计采用大疆450机架和朗宇kv1250无刷直流电机搭建四轴飞行器试验平台，通过“天地飞六通道”RC 遥控器输入控制信号用来给定飞行器的姿态角度。具体实物图如图1所示。
试验过程中对飞行器的任意自由度方向都进行了控制的稳定性试验，而俯仰方向和横滚方向姿态的扰动对飞行器的安全影响最突出，对横滚方向进行试验（由于飞行器是对称结构，对俯仰方向的测试方式相同，且结果相似，并且将飞行器旋转任意角度，测试结果同样如此），通过串行接口将AHRS 姿态仪的数据直接输入到计算机。通过上位机对STM32导入基于传统PID 和模糊PID 控制算法的控制程序，并将传统PID 参数调试稳定，然后对四轴飞行器加载一个阶跃扰动，RC 遥控器设定同一初始转速，将系统姿态偏转50o后释放，记录四轴飞行器的控制系统的响应曲线，四轴飞行器横滚方向的姿态数据变化曲线如图8所示。
图8为2种控制器响应曲线图。通过对比图8a 和图8b 响应曲线，可以得知图8a 中角度响应曲线最大超调量为9.38°，上升时间为0.36 s ；图8b 中角度响应曲线最大超调量为7.53°，上升时间为0.32 s ，由此可知基于模糊参数自
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整定的PID控制器的四轴飞行器系统响应快、超调量小、波动较小、稳定性高，能更好的实现对四轴飞行器的控制。
a. 传统PID
a. Traditional PID
b. 模糊PID
b. Fuzzy PID
图8 2种控制器响应曲线图
Fig.8 Response curve of two kinds of controller
四轴飞行器作用在每个轴上的电机转速调节量不会改变四轴飞行器的整体升力，例如在横滚方向上，调节量使一对旋翼（2、3旋翼）的转速增加就会等量的减少相对的一对旋翼（1、4旋翼）的转速。四轴飞行器载荷变化时，要保持飞行姿态，需同时等量的改变4个旋翼的转速来抵消载荷向下的作用力，所以载荷变化直接决定了四个旋翼飞行过程中的初始转速。试验中，先将油门值高电平脉宽设为1 500 u s，将系统在传统PID控制算法下调试稳定，再通过设定不同的初始油门量进行试验。在不同的电机初始转速下，测试传统PID和模糊PID算法作用下系统的稳定性。测试结果如表1所示。
由表1可知，当油门值设置为1 197 u s时，参数固定的传统PID控制算法适应性较差，在干扰下无法达到稳定，此时系统存在较大的超调，当油门值设置为1 292 u s 时，模糊PID控制系统超调量存在比传统PID控制系统超调量稍大，但是后期振荡幅值迅速衰减，能比传统PID 控制更快的达到稳定状态。而在系统自身载荷较大，油门值超过1 500 u s时，模糊PID系统上升时间和调节时间的值基本趋于稳定，同时相对传统PID控制系统，超调量有了更大的改善。因此，在作业环境改变和载荷变化时需要重新调整系统参数。而模糊PID控制算法能在线调节参数，对载荷变化和外界干扰有更好的适应性。
表1 不同初始油门下的系统稳定性比较
Table 1 Comparison of stability of system under different initial throttle
传统PID Traditional PID 模糊PID Fuzzy PID
油门设置
Throttle setting/μs 上升时间
Rise-time/s 最大超调量
Maximum
overshoot/%
调节时间
Settling time/s
稳定性
Stability
上升时间
Rise-time/s
最大超调量
Maximum
overshoot/%
调节时间
Settling
time/s
稳定性
Stability
1 197 0.51 94.9 振荡0.49 85.7 4.85
稳定
1 29
2 0.40 73.8 2.58 稳定0.29 78.6 2.29
稳定
1 500 0.33 61.3 2.17 稳定0.36 40.0 1.75
稳定
1 707 0.6
2 37.5 1.8
3 稳定0.565 22.5 1.8
4 稳定
注：油门值>1 180 u s时才能支撑机架自身质量，在无干扰下保持平衡。将系统偏移稳态值40°后释放，采集相关试验数据。设定系统响应曲线的允许偏差为±5%。Note: In order to support its own mass and keep balance without interference, the throttle RC should be large than 1180. Releasing the system after offsetting 40 degrees compared with the system steady-state value, relevant experimental data had been acquired. The allowable deviation of the system response curve is ± 5%.
4 结论与讨论
本文通过对四轴飞行器控制原理的分析，设计了四轴飞行器控制系统，搭建了系统试验平台；同时对四轴飞行器力学模型进行分析，通过MATLAB进行仿真试验，对传统PID控制器和模糊参数自整定PID控制器进行设计和仿真。试验表明，传统的PID控制器只能针对机械结构固定的飞行器控制，通过反复试验的方法找到较为合适的控制参数最终实现控制功能；而模糊参数自整定PID控制器无需复杂的主控单元，就能够根据输入的偏差和偏差变化率来实时地调节控制参数。在不改变原有的硬件系统基础上加入模糊控制算法，既没有增加系统的成本，又改善了控制品质。这个过程中，需要建立模糊规则系统，本文设计了简洁的模糊规则便于单片机快速处理。如果采用运算速率更高的控制单元，结合进一步细化的模糊规则系统，有望更大程度的提高四轴飞行器的控制品质，以更好的满足农业作业飞行器控制的要求，具有很好的应用前景。
[参 考 文 献]
[1] 刘焕晔. 小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究与设计[D].
上海：上海交通大学，2011.
Liu Huanye. Study and Design of Flight Control Systems for
a Small Scale Quadrotors[D]. Shanghai : Shanghai Jiao Tong
University, 2011. (in Chinese with English abstract)
[2] 田卫军，李郁，何扣芳，等. 四轴旋翼飞行器结构设计与
模态分析[J]. 制造业自动化，2014,36(02):37－41.
Tian Weijun, Li Yu, He Koufang, et al. Structural design and
modal analysis of the quadrotor helicopter flight[J].
Manufacturing Automation, 2014, 36(02):37－41. (in Chinese with English abstract)
[3] Samir B. Design and Control of Quadrotors with Application
to Autonomous Flying[D]. Switzerland: Lausanne EPFL, 2007.
农业工程学报 2015年76
[4] 刘峰，吕强，王国胜，等. 四轴飞行器姿态控制系统设计[J].
计算机测量与控制, 2011，19(3):583－585,616.
Liu Feng, Lü Qiang, Wang Guosheng, et al. Design of attitude
control system for quadrotor[J]. Computer Measurement &
Control, 2011，19(3):583－585, 616. (in Chinese with
English abstract)
[5] 杨明志，王敏. 四旋翼微型飞行器控制系统设计[J]. 计算
机测量与控制，2008，16(4)：1671－4598.
Yang Mingzhi, Wang Min. Design of flight control system
for a four-rotor miniRotorcraft[J]. Computer Measurement
and Control, 2008, 16(4): 1671－4598. (in Chinese with
English abstract)
[6] 樊鹏辉，王新华，蔡开元. 可垂直起降、高速前飞的飞行
器设计与控制[J]. 控制理论与应用，2010，27(9):1171－
1177.
Fan Penghui, Wang Xinhua, Cai Kaiyuan. Design and control
of aircraft of vertical take-off-and-landing and high-speed
forward flight[J]. Control Theory and Applications, 2010，
27(9):1171－1177. (in Chinese with English abstract)
[7] 宿敬亚，樊鹏辉，蔡开元. 四旋翼飞行器的非线性PID姿
态控制[J].北京航空航天大学学报，2011，37(9):1054－
1058.
Su Jingya, Fan Penghui, Cai Kaiyuan. Attitude control of
quadrotor aircraft via nonlinear PID[J]. Journal of Beijing
University of Aeronautics and Astronautics, 2011, 37(9) :1054－1058. (in Chinese with English abstract)
[8] Menno W B S. Design Implementation and Flight Test of
Indoor Navigation and Control System for a Quadrotor
UAV[D]. Netherlands: Delft University of Technology, 2008.
[9] 刘乾，孙志锋. 基于ARM的四旋翼无人飞行器控制系统[J].
机电工程，2011，28(10)：1237－1240.
Liu Qian, Sun Zhifeng. Four-rotor unmanned aerial vehicles
control based on ARM[J]. Mechanical & Electrical Engineering Magazine, 2011, 28(10): 1237－1240. (in Chinese with English abstract)
[10] 符冰，方宗德，侯宇. 一种新型微旋翼飞行器的设计与控
制[J]. 航空制造技术，2006(5)：91－94.
Fu Bing, Fang Zongde, Hou Yu. Design and control of a new
style rotor-wing micro air vehicles[J].Aeronautical Manufacturing Technology，2006(5)：91－94.
[11] Prouty R W. 2003. Helicopter Performance, Stability and
Control[M]. Krieger Publishing Company, Reprint with
Addition, 2003.
[12] 张明廉. 飞行控制系统[M]. 北京：航空工业出版社，1994.
[13] 王坤宇. 直升机飞行控制系统[M]. 天津：航空工业出版
社，1997.
[14] 仇成群；刘成林；沈法华，等.基于Matlab和模糊PID的
汽车巡航控制系统设计[J]. 农业工程学报，2012，28(6)：
197－202.
Qiu Chengqun, Liu Chenglin, Shen Fahua,et al. Design of
automobile cruise control system based on Matlab and Fuzzy
PID[J]. Transactions of the Chinese Society of Agricultural
Engineering (Transactions of the CSAE), 2012, 28(6): 197－
202. (in Chinese with English abstract)
[15] 吕安涛，毛恩荣，宋正河，等. 一种拖拉机自动驾驶复合
模糊控制方法[J]. 农业机械学报，2006，37(4)：17－20.
Lü Antao, MaoEnrong, SongZhenghe, et al. The composite
fuzzy control technique of Tractor Automatic Steering[J].
Journal of Agricultural Machinery, Automatic Driving
Atractor, 2006, 37(4): 17－20.(in Chinese with English abstract) [16] Kaizu Y, Yokoyama S, Imou K, et al. Vision-based
navigation of a rice transplanter[C]//2004 CIGR International
Conference. Beijing: IEEE, 2004: 144－147.
[17] 周俊，姬长英. 视觉导航轮式移动机器人横向预测模糊控
制[J]. 农业机械学报，2002，33(6)：76－79.
Zhou Jun, Ji Changying. Lateral predictive fuzzy logic
control for wheeled mobile robot navigated by machine
vision[J]. Journal of Agricultural Machinery, 2002, 33(6): 76－
79. (in Chinese with English abstract)
[18] Noguchi N, Will J, Reid J, et al. Development of a
master-slave robot system for farm operations[J]. Computer
and Electronics in Agriculture, 2004, 44(1): 1－19.
[19] 刘金琨. 先进PID控制MATLAB仿真[M]. 北京：电子工
业出版社，2011.
Fuzzy self-adjusting proportion integration differentiation for eppo
quadrocopter
Liu Haopeng, Long Changjiang※, Wan Peng, Wang Xiaoyi, Hu Ben
(College of Engineering, Huazhong Agricultural University, Wuhan 430070, China)
Abstract: As quadrocopters can fly stably and be controlled flexibly so that they could fulfill the requirements for seeding, farmland information acquisition and ultra-low-volume spraying. Conventional PID control algorithm could hardly resist the environmental perturbation as structural parameters changed. In this study, a fuzzy proportion, integration and differentiation (PID) control algorithm was proposed to improve the robustness of a plant protection quadrocopter when the load changed during the operation. In the fuzzy PID control algorithm, the errors of the attitude angle and the angular speed were detected
第1期刘浩蓬等：植保四轴飞行器的模糊PID控制77 and imported into the fuzzy rule table, where correction amount was then calculated and used to correct the initial PID parameters. The updated attitude angle and the angular speed could meet the requirements of the system with a better static and dynamic performance during flight. A quadrocopter control system using STM32 Micro Control Unit (MCU)as the core processor was designed based on the study of the flight theory of aircrafts and the methods of attitude determination. The attitude heading reference system (AHRS) module was adapted as a real-time solver to determine the aircraft attitude parameters so that the flight attitude could be controlled by fuzzy PID algorithm. The matlab-simulink software was used in this study to simulate the conventional PID and fuzzy PID control algorithms and the simulation results were analyzed and compared. For the conventional PID algorithm, the overshoot of the system was 41.9% with the rising time of 0.78 s. With the fuzzy PID control algorithm, the overshoot of the system was 28.6% and the rising time was 0.69 s. With fuzzy PID control algorithm, the overshoot of the system decreased 13.3% and the rising time reduced 0.09 s compared with the conventional PID algorithm with the scaling factor as 5, integral coefficient as 0.03, differential coefficient as one and system gain as one. Using other parameters have also led to similar results, which indicated that fuzzy PID control algorithm had a better control performance. Moreover, experiments were conducted to verify the simulation results. The results showed that, the system performed in a stable way under a small load with the control of the fuzzy PID algorithm; however, this cannot be achieved by using the conventional PID algorithm under same condition. With the conventional PID algorithm, the overshoot of the system was 37.5% and the rising time was 0.62 s with a heavy load. While, the overshoot of the system was 22.5% and the rising time was 0.57s when the fuzzy PID control algorithm was adopted. The overshoot of the system decreased 15.0% and the rising time reduced 0.05 s, which agreed well with the simulation results. The results showed that the fuzzy PID algorithm had a stronger adaptability with easier adjustment of working parameters and can lead to quicker dynamic response capability and more stability of the system when compared with the conventional PID algorithm. The performance and disturbance rejection ability of the plant protection quadrocopter were significantly improved by using the proposed fuzzy PID algorithm. This study can provide a reference for the research of plant protection aircraft control algorithm.
Key words: aircraft; sensors; algorithms; fuzzy self-adjusting;flight control
植保四轴飞行器的模糊PID控制
作者：刘浩蓬， 龙长江， 万鹏， 王晓谊， 胡奔， Liu Haopeng， Long Changjiang， Wan Peng， Wang Xiaoyi ， Hu Ben
作者单位：华中农业大学工学院,武汉,430070
刊名：
农业工程学报
英文刊名：Transactions of the Chinese Society of Agricultural Engineering
年，卷(期)：2015(1)
参考文献(19条)
1.刘焕晔小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究与设计 2011
2.田卫军;李郁;何扣芳四轴旋翼飞行器结构设计与模态分析 2014(02)
3.Samir B Design and Control of Quadrotors with Application to Autonomous Flying 2007
4.刘峰;吕强;王国胜四轴飞行器姿态控制系统设计 2011(03)
5.杨明志;王敏四旋翼微型飞行器控制系统设计 2008(04)
6.樊鹏辉;王新华;蔡开元可垂直起降、高速前飞的飞行器设计与控制 2010(09)
7.宿敬亚;樊鹏辉;蔡开元四旋翼飞行器的非线性PID姿态控制 2011(09)
8.Menno W B S Design Implementation and Flight Test of Indoor Navigation and Control System for a Quadrotor UAV 2008
9.刘乾;孙志锋基于ARM的四旋翼无人飞行器控制系统 2011(10)
10.符冰;方宗德;侯宇一种新型微旋翼飞行器的设计与控制 2006(05)
11.Prouty R W Helicopter Performance, Stability and Control 2003
12.张明廉飞行控制系统 1994
13.王坤宇直升机飞行控制系统 1997
14.仇成群;刘成林;沈法华基于Matlab和模糊PID的汽车巡航控制系统设计 2012(06)
15.吕安涛;毛恩荣;宋正河一种拖拉机自动驾驶复合模糊控制方法 2006(04)
16.Kaizu Y;Yokoyama S;Imou K Vision-based navigation of a rice transplanter 2004
17.周俊;姬长英视觉导航轮式移动机器人横向预测模糊控制 2002(06)
18.Noguchi N;Will J;Reid J Development of a master-slave robot system for farm operations 2004(01)
19.刘金琨先进PID控制MATLAB仿真 2011
引用本文格式：刘浩蓬.龙长江.万鹏.王晓谊.胡奔.Liu Haopeng.Long Changjiang.Wan Peng.Wang Xiaoyi.Hu Ben植保四轴飞行器的模糊PID控制[期刊论文]-农业工程学报 2015(1)
四旋翼自主飞行器(B题) 摘要 系统以R5F100LE作为四旋翼自主飞行器控制的核心，由电源模块、电机调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行控制模块包括角度传感器、陀螺仪，传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块、TLS1401-LF模块，瑞萨MCU综合飞行器模块和传感器检测模块的信息，通过控制4个直流无刷电机转速来实现飞行器的欠驱动系统飞行。在动力学模型的基础上，将小型四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID控制回路，即位置控制回路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。
目录 1 系统方案论证与控制方案的选择............................................................................................. - 2 - 1.1 地面黑线检测传感器............................................................................................................. - 2 - 1.2 电机的选择与论证................................................................................................................. - 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证................................................................................................. - 3 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计............................................................................................. - 3 - 2.1 四旋翼飞行器动力学模型..................................................................................................... - 3 - 2.2 PID控制算法结构分析.......................................................................................................... - 3 - 3 硬件电路设计与实现................................................................................................................. - 5 - 3.1飞行控制电路设计.................................................................................................................. - 5 - 3.2 电源模块................................................................................................................................. - 6 - 3.3 电机驱动模块......................................................................................................................... - 6 - 3.4 传感器检测模块..................................................................................................................... - 7 - 4 系统的程序设计......................................................................................................................... - 8 - 5 测试与结果分析......................................................................................................................... - 9 - 5.1 测试设备................................................................................................................................. - 9 - 5.2 测试结果................................................................................................................................. - 9 - 6 总结........................................................................................................................................... - 10 - 附录A 部分程序清单.................................................................................................................. - 11 -
四轴飞行器 作品说明书 摘要 四轴飞行器在各个领域应用广泛。相比其他类型的飞行器，四轴飞行器硬件结构简单紧凑，而软件复杂。本文介绍四轴飞行器的一个实现方案，软件算法，包括加速度计校正、姿态计算和姿态控制三部分。校正加速度计采用最小二乘法。计算姿态采用姿态插值法、需要对比这三种方法然后选出一种来应用。控制姿态采用欧拉角控制或四元数控制。 关键词：四轴飞行器；姿态；控制
目录 1.引言 (1) 2.飞行器的构成? (1) .硬件构成..............................................1? 机械构成 (1) 电气构成 (3) .软件构成 (3) 上位机 (3) 下位机........... . (4) 3.飞行原理........... ................................ (4) . 坐标系统 (4) .姿态的表示 (5) .动力学原理 (5) 4.姿态测量........... ................................ (6) .传感器校正 (6) 加速度计和电子罗盘 (6) 5.姿态控制 (6) .欧拉角控制 (6) .四元数控制 (7) 6.姿态计算 (7) 7.总结 (8) 参考文献 (9)
四轴飞行器最开始是由军方研发的一种新式飞行器。随着MEMS?传感器、单片机、电机和电池技术的发展和普及，四轴飞行器成为航模界的新锐力量。到今天，四轴飞行器已经应用到各个领域，如军事打击、公安追捕、灾害搜救、农林业调查、输电线巡查、广告宣传航拍、航模玩具等。 目前应用广泛的飞行器有：固定翼飞行器和单轴的直升机。与固定翼飞行器相比，四轴飞行器机动性好，动作灵活，可以垂直起飞降落和悬停，缺点是续航时间短得多、飞行速度不快；而与单轴直升机比，四轴飞行器的机械简单，无需尾桨抵消反力矩，成本低?。 本文就小型电动四轴飞行器，介绍四轴飞行器的一种实现方案，讲解四轴飞行器的原理和用到的算法，并对几种姿态算法进行比较。 2.飞行器的构成 四轴飞行器的实现可以分为硬件和软件两部分。比起其他类型的飞行器，四轴飞行器的硬件比较简单，而把系统的复杂性转移到软件上，所以本文的主要内容是软件的实现。? .硬件构成? 飞行器由机架、电机、螺旋桨和控制电路构成。 机械构成? 机架呈十字状，是固定其他部件的平台，本项目采用的是碳纤维材料的机架。电机采用无刷直流电机，固定在机架的四个端点上，而螺旋桨固定在电机转子上，迎风面垂直向下。螺旋桨按旋转方向分正桨和反桨，从迎风面看逆时针转的为正桨，四个桨的中心连成的正方形，正桨反桨交错安装。 CA D设计机架如图： 整体如图2-1： 电气构成 电气部分包括：控制电路板、电子调速器、电池，和一些外接的通讯、传感器模块。控制电路板是电气部分的核心，上面包含MCU、陀螺仪、加速度计、电子罗盘、气压计等芯片，负责计算姿态、处理通信命令和输出控制信号到电子调速器。电子调速器简称电调，用于控制无刷直流电机。 电气连接如图2-2所示。 .软件构成
四轴飞行器运动分析 一、飞行原理 四轴飞行器的结构形如图所示，其中同一对角线上的电机转向应该相同，不同对角线上的电机转向应该相反。这样，当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。 与传统的直升机相比，四旋翼飞行器有下列优势：各个旋翼对机身所施加的反扭矩与旋翼的旋转方向相反，因此当电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，可以平衡旋翼对机身的反扭矩。四旋翼飞行器在空间共有6个自由度（分别沿3个坐标轴作平移和旋转动作），这6个自由度的控制都可以通过调节不同电机的转速来实现。其基本运动状态可分为： （1）垂直运动； （2）俯仰运动； （3）滚转运动； （4）偏航运动； （5）前后运动； （6）侧向运动；
下面将逐个说明飞行器的各种飞行姿态： 垂直运动——在图中，因有两对电机转向相反，可以平衡其对机身的反扭矩，当同时增加四个电机的输出功率，旋翼转速增加使得总的拉力增大，当总拉力足以克服整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小四个电机的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿z轴的垂直运动。当外界扰动量为零时，在旋翼产生的升力等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停状态。保证四个旋翼转速同步增加或减小是垂直运动的关键。 俯仰运动——在图（b）中，电机1的转速上升，电机3的转速下降，电机2、电机4的转速保持不变。为了不因为旋翼转速的改变引起四旋翼飞行器整体扭矩及总拉力改变，旋翼1与旋翼3转速该变量的大小应相等。由于旋翼1的升力上升，旋翼3的升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕y轴旋转（方向如图所示），同理，当电机1的转速下降，电机3的转速上升，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。
2016年吉林省大学生电子设计竞赛 参赛注意事项 （1）2016年8月31日8:00竞赛正式开始。 （2）参赛队认真填写《登记表》内容，填写好的《登记表》交赛场巡视员暂时保存。 （3）参赛者必须是有正式学籍的全日制在校本、专科学生，应出示能够证明参赛者学生身份的有效证件（如学生证）随时备查。 （4）每队严格限制3人，开赛后不得中途更换队员。 （5）参赛队必须在学校指定的竞赛场地内进行独立设计和制作，不得以任何方式与他人交流，包括教师在内的非参赛队员必须迴避，对违纪参赛队取消评审资格。 （6）2016年9月3日20:00竞赛结束，上交设计报告、制作实物及《登记表》，由专人封存。 四旋翼飞行器智能控制（A） 一、任务 设计并制作一个四旋翼飞行器控制系统，能够按照相应设定要求，实现四旋翼飞行器的自主飞行（为安全起见，要在飞行器底部系上一安全绳）。 二、要求 1.基本要求 （1）自主定点悬停 在地面上设置一个标志点，飞行器在20cm高度上自主定点悬停时间不低于20秒；悬停期间，飞行器中心点横向偏离标志点位移不超过10cm（即要求飞行器上的垂直激光器光点落在以地面标志点为圆心，半径为10cm的圆内），示意图如图1所示。 图1 自主定点悬停示意图
（2）自主定点、定高悬停 如图2所示，第一步从地面标志点飞到离地高20cm 处，稳定悬停10s ；第二步从20cm 处自主提升到离地高60cm 处，稳定悬停10s ；第三步从离地60cm 处自主下降到离地高40cm 处，稳定悬停10s 。悬停期间，飞行器横向偏离地面标志点位移不超过10cm 。高度偏差在5cm 以内。 图2 自主定点、定高悬停示意图 （3）跟踪飞行 如图3所示，由地面A 点起飞，跟随地面标志（标志可移动）或者自主飞至距离A 点2m 处的任意地面B 点降落，降落点（飞行器中心点）距离B 点偏差小于15cm ，完成时间小于30s 。 15cm 图3 跟踪飞行示意图 2.发挥部分 （1）在飞行器的某个单臂上悬挂重物（重物质量不小于飞行器整体质量的10%），悬挂点位置在飞行器中心到最外端的1/2以外的任意位置。完成基本要求（1）的内容； （2）在飞行器的某个单臂上悬挂重物（重物质量不小于飞行器整体质量的10%），悬挂点位置在飞行器中心到最外端的1/2以外的任意位置。完成基本要求（2）的内容；
四轴（1）-飞行原理 总算能抽出时间写下四轴文章，算算接触四轴也两年多了，从当初的模仿到现在的自主创作经历了不少收获了也不少。朋友们也经常问我四轴怎么入门，今天就简单写下四轴入门的基本知识。尽量避开专业术语和数学公式。 1、首先先了解下四轴的飞行原理。 四轴的一般结构都是十字架型，当然也有其他奇葩结构，比如工字型。两种的力学模型稍微有些不一样，建议先从常规结构入手（其实是其他结构我不懂）。 常规十字型结构其他结构 常规结构的力学模型如图。 力学模型 对四轴进行受力分析，其受重力、螺旋桨的升力，螺旋桨旋转给机体的反扭矩力。反扭矩影响主要是使机体自旋，可以想象一下直升机没有尾桨的情况。螺旋桨旋转时产生的力很复杂，
这里将其简化成只受一个升力和反扭矩力。其它力暂时先不管，对于目前建模精度还不需要分析其他力，顶多在需要时将其他力设为干扰就可以了。如需对螺旋桨受力进行详细研究可以看些空气动力学的书，推荐两本， 空气螺旋桨理论及其应用（刘沛清，北航出版社） 空气动力学基础上下册（徐华舫，国防科技大学） 网易公开课：这个比麻省理工的那个飞行器构造更对口一些。 荷兰代尔夫特理工大学公开课：空气动力学概论 以上这些我是没看下去，太难太多了，如想刨根问底可以看看。 解释下反扭矩的产生： 电机带动螺旋桨旋转，比如使螺旋桨顺时针旋转，那么电机就要给螺旋桨一个顺时针方向的扭矩（数学上扭矩的方向不是这样定义的，可以根据右手定则来确定方向）。根据作用力与反作用力关系，螺旋桨必然会给电机一个反扭矩。 在转速恒定，真空，无能量损耗时，螺旋桨不需要外力也能保持恒定转速，这样也就不存在扭矩了，当然没有空气也飞不起来了。反扭矩的大小主要与介质密度有关，同样转速在水中的反扭矩肯定比空气中大。 因为存在反扭矩，所以四轴设计成正反桨模式，两个正桨顺时针旋转，两个反桨逆时针旋转，对角桨类型一样，产生的反扭矩刚好相互抵消。并且还能保持升力向上。六轴、八轴…类似。 我们控制四轴就是通过控制4个升力和4个反扭矩来控制四轴姿态。 如力学模型图，如需向X轴正方向前进，只需增加桨3的转速，减少桨1的转速，1、3桨的反扭矩方向是一样的，一个加一个减总体上来说反扭矩没变。此时飞机已经有向X轴方向的分力，即可前行。 如需向X轴偏Y轴45°飞行，那么增加桨2、3的转速，减少桨1、4的转速，即可实现。 如果将X正作为正前方，那么就是”十”模式，如果将X轴偏Y45°作为正前方向，那就是”×”模式。理论上这两种都可以飞行，”十”模式稍微比”×”模式好计算，但是”十”模式不如”×”模式灵敏。 四轴如需向任意方向飞行只需改变电机的转速，至于电机转速改变的量是多少，增量之比是多少就需要算法了。对于遥控航模，不需要知道具体到度级别的方向精度，飞行时手动实时调节方向即可。 四轴除了能前后左右上下飞行，还能自旋，自旋靠的就是反扭矩，如需顺时针旋转，只需增加桨1、3转速，减少2、4转速，注意不能只增加桨1、3而不减少2、4，这样会造成总体升力增加，飞机会向上飞的。 理想情况下，四轴结构完全对称，电机转速一样，飞机就可以直上直下飞行。但事实和理想还是有差距的，不存在完全对称的结构，也没有完全一样的电机螺旋桨。所以需要飞控模块进行实时转速调节，这样才能飞起来，不像直升机，螺旋桨加速就能飞。 2、分析完飞行原理，接下来分析四轴飞行器系统的主要部件。
实验报告 课程名称：《机械原理课内实验》 学生姓名：徐学腾 学生学号：1416010122 所在学院：海洋信息工程学院 专业：机械设计制造及其自动化 报导教师：宫文峰 2016年6 月26 日
实验一四旋翼飞行器实验 一、实验目的 1.通过对四旋翼无人机结构的分析，了解四旋翼无人机的基本结构、工作的原理和传动控制系统； 2. 练习采用手机控制终端来控制无人机飞行，并了解无人机飞行大赛的相关内容，及程序开发变为智能飞行无人机。 二、实验设备和工具 1. Parrot公司AR.Drone 2.0四旋翼飞行器一架； 2. 苹果手机一部； 3. 蓝牙数据传输设备一套。 4. 自备铅笔、橡皮、草稿纸。 三、实验内容 1、了解四旋翼无人机的基本结构； 2、了解四旋翼无人机的传动控制路线； 3、掌握四旋翼无人机的飞行控制的基本操作； 4、了解四旋翼无人机翻转动作的机理； 5、能根据指令控制无人机完成特定操作。 四、实验步骤 1、学生自行用IPHONE手机下载并安装AR.FreeFlight四旋翼飞行器控制软件。 2、检查飞行器结构是否完好无损； 3、安装电沲并装好安全罩； 4、连接WIFI，打开手机AR.FreeFlight软件，进入控制界面； 5、软件启动，设备连通，即可飞行。 6、启动和停止由TAKE OFF 控制。 五、注意事项 1.飞行器在同一时间只能由一部手机终端进行控制； 2. 飞行之前，要检查螺旋浆处是否有障碍物干涉； 3. 飞行之后禁止用手去接飞行器，以免螺旋浆损伤手部； 4. 电量不足时，不可强制启动飞行； 5. 翻转特技飞行时，要注意飞行器距地面高度大于4米以上； 6. 飞行器不得触水； 7. 飞行器最大续航时间10分钟。
四轴飞行器电机控制模块设计
密级： NANCHANG UNIVERSITY 学士学位论文THESIS OF BACHELOR （2011—2015年） 题目四轴飞行器电机控制模块设计 学院：信息工程学院系自动化系专业班级：测控技术与仪器111班学生姓名：吕晴学号：5801211011 指导教师：张宇职称：讲师起讫日期：2015-3-5 ~ 2015-6-2
南昌大学 学士学位论文原创性申明 本人郑重申明：所呈交的论文是本人在导师的指导下独立进行研究所取得的研究成果。除了文中特别加以标注引用的内容外，本论文不包含任何其他个人或集体已经发表或撰写的成果。对本文的研究作出重要贡献的个人和集体，均已在文中以明确方式表明。本人完全意识到本申明的法律后果由本人承担。 作者签名：日期： 学位论文版权使用授权书 本学位论文作者完全了解学校有关保留、使用学位论文的规定，同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版，允许论文被查阅和借阅。本人授权南昌大学可以将本论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文。 保密□，在年解密后适用本授权书。 本学位论文属于 不保密□。 （请在以上相应方框内打“√”） 作者签名：日期： 导师签名：日期：
摘要 四轴飞行器电机控制模块设计 专业: 测控技术与仪器学号: 58012110011 学生姓名：吕晴指导老师：张宇 摘要 本课题是针对四轴飞行器在已经获得传感器测得的精确数据的情况下，设计合理的电路和算法，实现四轴飞行器稳定飞行和各种姿态变换。本课题的主要内容是对四轴飞行器的电机控制模块进行软硬件设计。 四轴飞行器是智能机器人的一种，它是由四个旋翼旋转产生升力，通过协调各旋翼的转速来实现飞行器的姿态控制。与传统的无人机相比，四轴飞行器具有很强的机动灵活性和载荷能力，特别适合在理想稳态或者准稳态的飞行条件下进行全方位垂直起降，在军事和民用领域均拥有广阔的发展前景[2]。 本论文对四轴飞行器的电机控制模块进行了调研，并设计出了相关的硬件电路板以及软件控制算法。具体内容如下： 首先建立四轴飞行器的动力学模型，四轴飞行器的动力学建模分为力学建模和运动学建模两个部分，总体思想是将四轴飞行器看作一个刚体，选定当前的姿态角和目标姿态为输入量，在理想的条件下，推导出控制四轴飞行器所需的四个电机的控制量作为输出量的方程，即建立四轴飞行器受力与姿态之间的关系。 其次对四轴飞行器电机控制模块进行合理的硬件设计，硬件部分分为了电源模块、主控模块、电机驱动模块、检测模块、无线通讯模块五个模块。其中选择了STM32系列单片机作为主控模块的微处理器，选择了三相无刷直流电机作为动力源，无刷电调对其进行调速。 再次设计合理的控制算法，本课题采用了经典PID算法，临界比例度法对PID参数进行了初步整定，再在试验中对参数进行微调。 最后针对四轴飞行器电机控制模块设计了合理的软件流程。 关键词：四轴飞行器；动力学模型；电机；PID控制算法
四轴飞行器原理、设计与控制 四轴飞行器设计与用途 学院：广东白云技师学院 专业：电子信息工程与电气技术（技师本科） 制作学生：邹剑平 指导老师：廖高灵 四轴飞行器简介 配置： 单片机AVRATMEGA168PA 三轴数字陀螺仪MPU—3050电机（无刷）XXD22121000KV电子调速器（无刷）好盈天行者40A螺旋桨1045 电池格氏2200mAh11.1V25C机架DIY 机架材料玻璃纤维铝合金 四轴飞行器飞行原理 重心的距离相等,当对角两个轴产生的升力相同时能够保证力矩的平衡,四轴不会向任何一个四轴飞行器有四个电机呈十字形排列,驱动四片桨旋转产生推力;四个电机轴距几何中方 向倾转;而四个电机一对正转,一对反转的方式使得绕竖直轴方向旋转的反扭矩平衡,保证了四轴航向的稳定. 此飞行控制板规定四轴电机的排布方式如图所示:前(1号),后(4号),右(3号),左(2号). 1,4号电机顺时针方向旋转,2,3号电机逆时针方向旋转.四个电机的转速做相应的变化即可实现四轴横向、纵向、竖直方向和偏航方向上的运动:
当四轴需要向前方运动时,2,3号电机保持转速不变,1号电机转速下降,4号电机转速上升,此时4号电机产生的升力大于1号电机的升力,四轴就会沿几何中心向前倾转,桨叶升力沿纵向的分力驱动四轴向前运动. 当四轴要转向左转向时,1,4号电机转速上升,2,3号电机转速下降,使向左的反扭距大于向右的反扭矩,四轴在反扭距的作用下向左旋转. 四个桨产生的推力,超过或者低于四轴本身重力的时候能够实现竖直方向上升与下降的运动,当桨的升力与四轴本身的重力相等的时候即实现悬停. 其他方式的运动原理与以上过程类似.四轴飞行原理虽然简单,但实现起来还需很多工作要做. 四轴飞行器控制流程图 四轴飞行器的优点 四轴飞行器与其他飞机比较相对稳定性高；四轴飞行器与其他飞机比较相对抗风能力强；载重量大(本机最大安全载重1100g);姿态灵活，反应速度快；可超低空飞行； 四轴飞行器主要用途 可做无人侦察机，空中航拍（FPV），可作为新型微型机器人。娱乐飞行表演 四轴飞行器的特点及魅力除了深受DIY爱好者的青睐之外，还有几点供大家品味： 1、是它的相对简单地机械构造。正因为简单，安全指数大大提高。 无论是作为航空模型还是作为遥控平台，安全永远是第一位的。 2、是它的相对稳定性。飞行姿态平滑稳定，机械振动被仅可能地减小是四轴的又一魅力，装载图像设备再好不过了。 3、是它的相对成本低廉，花尽可能少的钱获取最大的性价比是我们追求的境界，为工业开发其商业用途奠定了必要的基础。
四轴飞行器 作品名称：四轴飞行器 工作原理：四轴飞行器主机采用了意法半导体公司的STM32F103CBT6处理器，该芯片采用ARM32位Cortex-M3内核。具有128K的Flash与20K的SRAM，内部具有锁相环模块，最高频率可达到72MHZ。板载MPU6050，该芯片整合了3轴陀螺仪与3轴加速器的6轴运动处理组件，与处理器采用I2C通信进行数据传送。主机与遥控之间采用的是NRF24L01+模块，该模块工作在2.4～2.5GHz全球免申请ISM工作频段。支持125个通讯频率。使用增强型的Enhanced ShockBurst传输模式，支持6个数据通道（共用FIFO）。通过SPI与MCU连接，速率0～8Mbps。理论传输距离可达到2KM。 飞行器遥控器亦采用STM32F103CBT6处理器，通过摇杆的X,Y轴输出为两个电位器，再通过AD转换读出扭动角度，从而在程序内部定义其所读取角度信息的动作映射。遥控器具有三组微调旋钮，可以调整到其水平位置。遥控器也使用NRF24L01+芯片与飞行器主机进行数据传输。遥控器板载TP4057芯片，可以直接给电池充电。并且使用蜂鸣器，对主机状态（例如：无法连接，低电压，连接断开等）进行报警。 制作材料： 1.STM32F103CBT6：该芯片由意法半导体生产，采用ARM32位Cortex-M3内核。 具有128K的Flash与20K的SRAM，芯片集成丰富的外设，例如：定时器，CAN，ADC，SPI，I2C，USB，UART，PWM等。内部具有锁相环模块，最高频率可达到72MHZ。 2. MPU6050，全球首例整合性6轴运动处理组件，整合了3轴陀螺仪、3轴加速器， 并含可藉由第二个I2C端口连接其他厂牌的加速器、磁力传感器、或其他传感器的数位运动处理(DMP: Digital Motion Processor)硬件加速引擎，由主要I2C端口以单一数据流的形式，向应用端输出完整的9轴融合演算技术InvenSense的运动处理资料库，可处理运动感测的复杂数据，降低了运动处理运算对操作系统的负荷，并为应用开发提供架构化的API。 3. NRF24L01+：一款新型单片射频收发器件,工作于2.4 GHz～2.5 GHz ISM频段。 内置频率合成器、功率放大器、晶体振荡器、调制器等功能模块,并融合了增强型ShockBurst技术，其中输出功率和通信频道可通过程序进行配置。nRF24L01功耗低,在以-6 dBm的功率发射时，工作电流也只有9 mA；接收时，工作电流只有12.3 mA，
四轴飞行器名词解释 网上找的，自己稍微整理的一下： 1、遥控器篇 什么是通道？ 通道就是可以遥控器控制的动作路数，比如遥控器只能控制四轴上下飞，那么就是1个通道。但四轴在控制过程中需要控制的动作路数有：上下、左右、前后、旋转 所以最低得4通道遥控器。如果想以后玩航拍这些就需要更多通道的遥控器了。 什么是日本手、美国手？ 遥控器上油门的位置在右边是日本手、在左边是美国手，所谓遥控器油门，在四轴飞行器当中控制供电电流大小，电流大，电动机转得快，飞得高、力量大。反之同理。判断遥控器的油门很简单，遥控器2个摇杆当中，上下板动后不自动回到中间的那个就是油门摇杆。 2、飞行控制板篇 飞控的用途？ 四轴飞行器相对于常规航模来说，最最复杂的就是电子部分了。之所以能飞行得很稳定，全靠电子控制部分对四轴飞行状态进行快速调整。在常规固定翼飞机上，陀螺仪并非常用器件，在相对操控难度大点的直机上，如果不做自动稳定系统，也只是锁尾才用到陀螺仪。四轴飞行器与其不同的地方是必须配备陀螺仪，这是最基本要求，不然无法飞行，更谈不上飞稳了。不但要有，还得是3轴向(X、Y、Z)都得有，这是四轴飞行器的机械结构、动力组成特性决定的。在此基础上再辅以3轴加速度传感器，这6个自由度，就组成了飞行姿态稳定的基本部分，也是关键核心部分---惯性导航模块，简称IMU。飞行中的姿态感测全靠这个IMU了，可见它是整架模型的核心部件。 什么是x模式和+模式？说白了就是飞行器正对着你本人的时候是呈现X形状还是+形状，之前有介绍过四轴原理的，前进的时候后面加速前面减速两侧不变那个是针对+模式的，而如果是X模式的话，前进就需要后面两个同时加速，前面两个同时减速了。据说X模式的稳定性比+模式的稳定性要高点。 注意：考虑到飞控板上的陀螺仪安装的是固定的，所以，模式不同的话飞控板的安装方向也是不同的。 3、电调篇 为什么需要电调？ 电调的作用就是将飞控板的控制信号，转变为电流的大小，以控制电机的转速。 四轴飞行器四个桨转动时的离心力是分散的。不象直机的桨，只有一个能产生集中的离心力形成陀螺性质的惯性离心力，保持机身不容易很快的侧翻掉。所以通常用到的舵机控制信号更新频率很低。四轴为了能够快速反应，以应对姿态变化引起的飘移，需要高反应速度的电调，常规PPM电调的更新速度只有50Hz左右，满足不了这种控制所需要的速度，且PPM电调MCU内置PID稳速控制，能对常规航模提供顺滑的转速变化特性，用在四轴上就
四旋翼飞行器无刷直流电机调速系统的设计 孟磊，蒋宏，罗俊，钟疏桐 武汉理工大学自动化学院、武汉理工大学信息工程学院 摘要，关键字：略 近年来，无人机的研究和应用广泛受到各个方面的重视。四旋翼飞行器作为无人机的一种，能够垂直起落、空中悬停、可适用于各种飞行速度与飞行剖面，具有灵活度高、安全性好的特点，适用于警务监控、新闻摄影、火场指挥、交通管理、地质灾害调查、管线巡航等领域实现空中时时移动监控。 四旋翼飞行器的动力来源是无刷直流电机，因此针对该型无刷直流电机的调速系统对飞行器的性能起着决定性的作用。为了提高四旋翼飞行器的性能，本文设计制作了飞行试验平台，完成了直流无刷电机无感调速系统的硬件、软件设计。通过实验证明该系统的设计是可行的。 四旋翼飞行器平台结构 四旋翼平台呈十字形交叉，有四个独立电机驱动螺旋桨组成。当飞行器工作时，平台中心对角的螺旋桨转向相同，相邻的螺旋桨转向相反同时增加减少四个螺旋桨的速度，飞行器就垂直上下运动；相反的改变中心对角的螺旋桨速度，可以产生滚动、俯仰等运动。结构图如下： 四旋翼飞行器的控制系统分为两个部分：飞行控制系统和无刷直流电机调速系统。飞行控制系统通过IMU惯性测量单位（由陀螺传感器和加速度传感器组成）检测飞行姿态，通过无线通讯模块与地面遥控器通信。4个无刷直流电机调速系统通过I2C总线与飞行控制器通信，通过改变4个无刷直流电机的转速来改变飞行姿态，系统采用12V电池供电。控制系统结构图如下：
无刷直流电机调速系统 无刷直流电动机既具有运行效率高、调速性能好，同时又具有交流电动机结构简单、运行可靠、维护方便的优点，是电机主要发展方向之一，现已成功运用与军事、航空、计算机数控机床、机器人、电动自行车等多个领域。在该四旋翼飞行器上使用了新西达2217外转子式无刷直流电机，其结构为12绕组7对磁极，典型KV值为1400. 通常无刷直流电机的控制方式分为有位置传感器控制方式和无位置传感器控制方式。有位置传感器控制方式通过再定子上安装电磁式、光电式或者磁敏式位置传感器来检测转子的位置，为驱动电路提供转向信息。无位置传感器的控制方式有很多，包括磁链计算法‘反电动势法、状态观测器法、电感法等。在各种无位置传感器控制方法中，反电动势法是目前技术最为成熟的、应用最为广泛的一种位置检测方法。本系统采用的饭店董事过零检测法是反电动势法中的一种，通过检测各相绕组反电动势的过零点来判断转子的位置。根据无刷直流电机的特性，电机的最佳转向时刻是想反电动势过零点延迟30电角度的时刻，而该延迟的电角度对应的时间可以有两次过零点时间间隔计算得到。 无刷直流电机调速系统硬件设计 该无刷直流电机调速系统有三相全桥驱动电路、反电势过零电路、电流电压检测电路组成电机驱动器。使用一片ATmega8单片机作为控制器，该单片机内部集成了8kB的flash，最多具有23个可编程的I/O口，输出时为推挽结构输出，驱动能力较强。片上集成了AD 转换器、模拟比较器、通用定时器、可编程计数器等资源。 三相全桥驱动电路利用功率型MOS管作为开关器件，选用P型MOS管FD6637与N型MOS管FD6635搭配使用，设计容量为允许通过的最大电流为30A。FD6637的开关利用三极管9013进行驱动、FD6635的开关直接用单片机的I/O口进行驱动。电路如图3所示。通过R17、R19、R25来减少下管FDD6635的栅极充电电流峰值，防止震荡并保护MOS管；R16、R23、R24作为下拉电阻，保证下关的正常导通与关断；R2、R5、R8作为上管栅极上拉电阻，阻值选择470Ω，既保证了MOS管的开关速率不降低，同时也防止三极管Ic电流过大。A+、B+、C+提供驱动桥的上桥臂的栅极导通信号，分别通过ATmega8的三个硬件PWM通道驱动，通过改变PWM信号的占空比来实现电机调速；A-、B-、C-提供下桥臂栅极驱动信号，由单片机的I/O口控制，只有导通和关闭两种状态。
姿态解算 姿态解算(attitude algorithm),是指把陀螺仪，加速度计, 罗盘等的数据融合在一起，得出飞行器的空中姿态，飞行器从陀螺仪器的三轴角速度通过四元数法得到俯仰，航偏，滚转角，这是快速解算，结合三轴地磁和三周加速度得到漂移补偿和深度解算。 姿态的数学模型坐标系 姿态解算需要解决的是四轴飞行器和地球的相对姿态问题。地理坐标系是固定不变的，正北，正东，正上构成了坐标系的X，Y，Z轴用坐标系R表示，飞行器上固定一个坐标系用r表示，那么我们就可以适用欧拉角，四元数等来描述r和R的角位置关系。 姿态的数学表示 姿态有多种数学表示方式，常见的是四元数，欧拉角，矩阵和轴角。在四轴飞行器中使用到了四元数和欧拉角,姿态解算的核心在于旋转。姿态解算中使用四元数来保存飞行器的姿态，包括旋转和方位。在获得四元数之后，会将其转化为欧拉角，然后输入到姿态控制算法中。姿态控制
算法的输入参数必须要是欧拉角。AD值是指MPU6050的陀螺仪和加速度值，3个维度的陀螺仪值和3个维度的加速度值，每个值为16位精度。AD值必须先转化为四元数，然后通过四元数转化为欧拉角。在四轴上控制流程如下图： 下面是用四元数表示飞行姿态的数学公式，从MPU6050中采集的数据经过下面的公式计算就可以转换成欧拉角，传给姿态PID控制器中进行姿态控制.
PID控制算法 先简单说明下四轴飞行器是如何飞行的,四轴飞行器的螺旋桨与空气发生相对运动，产生了向上的升力，当升力大于四轴的重力时四轴就可以起飞了。四轴飞行器飞行过程中如何保持水平：我们先假设一种理想状况：四个电机的转速是完全相同的是不是我们控制四轴飞行器的四个电机保持同样的转速，当转速超过一个临界点时（升力刚好抵消重力）四轴就可以平稳的飞起来了呢？答案是否定的，由于四个电机转向相同，四轴会发生旋转。我们控制四轴电机1和电机3同向，电机2电机4反向，刚好抵消反扭矩，巧妙的实现了平衡, 但是实际上由于电机和螺旋
四轴飞行器的建模与仿真 摘要 四旋翼飞行器是一种能够垂直起降的多旋翼飞行器,它非常适合近地侦察、监视的任务,具有广泛的军事和民事应用前景。本文根据对四旋翼飞行器的机架结构和动力学特性做详尽的分析和研究,在此基础上建立四旋翼飞行器的动力学模型。四旋翼飞行器有各种的运行状态,比如:爬升、下降、悬停、滚转运动、俯仰运动、偏航运动等。本文采用动力学模型来描述四旋翼飞行器的飞行姿态。在上述研究和分析的基础上,进行飞行器的建模。动力学建模是通过对飞行器的飞行原理和各种运动状态下的受力关系以及参考牛顿-欧拉模型建立的仿真模型，模型建立后在Matlab/simulink软件中进行仿真。 关键字:四旋翼飞行器,动力学模型，Matlab/simulink Modeling and Simulating for a quad-rotor aircraft ABSTRACT The quad-rotor is a VTOL multi-rotor aircraft. It is very fit for the kind of reconnaissance mission and monitoring task of near-Earth, so it can be used in a wide range of military and civilian applications. In the dissertation, the detailed analysis and research on the rack structure and dynamic characteristics of the laboratory four-rotor aircraft is showed in the dissertation. The dynamic model of the four-rotor aircraft areestablished. It also studies on the force in the four-rotor aircraft flight principles and course of the campaign to make the research and analysis. The four-rotor aircraft has many operating status, such as climbing, downing, hovering and rolling movement, pitching movement and yawing movement. The dynamic model is used to describe the four-rotor aircraft in flight in the dissertation. On the basis of the above analysis, modeling of the aircraft can be made. Dynamics modeling is to build models under the principles of flight of the
四轴飞行器作品说明书
四轴飞行器在各个领域应用广泛。相比其他类型的飞行器，四轴飞行器硬件结构简单紧凑，而软件复杂。本文介绍四轴飞行器的一个实现方案，软件算法，包括加速度计校正、姿态计算和姿态控制三部分。校正加速度计采用最小二乘法。计算姿态采用姿态插值法、需要对比这三种方法然后选出一种来应用。控制姿态采用欧拉角控制或四元数控制。 关键词：四轴飞行器；姿态；控制
1.引言 (1) 2.飞行器的构成 (1) 2.1.硬件构成 (1) 2.1.1.机械构成 (1) 2.1.2.电气构成 (3) 2.2.软件构成 (3) 2.2.1.上位机 (3) 2.2.2.下位机........... . (4) 3.飞行原理........... ................................ (4) 3.1. 坐标系统 (4) 3.2.姿态的表示 (5) 3.3.动力学原理 (5) 4.姿态测量........... ................................ (6) 4.1.传感器校正 (6) 4.1.1.加速度计和电子罗盘 (6) 5.姿态控制 (6) 5.1.欧拉角控制 (6) 5.2.四元数控制 (7) 6.姿态计算 (7) 7.总结 (8) 参考文献 (9)
1.引言 四轴飞行器最开始是由军方研发的一种新式飞行器。随着MEMS传感器、单片机、电机和电池技术的发展和普及，四轴飞行器成为航模界的新锐力量。到今天，四轴飞行器已经应用到各个领域，如军事打击、公安追捕、灾害搜救、农林业调查、输电线巡查、广告宣传航拍、航模玩具等。 目前应用广泛的飞行器有：固定翼飞行器和单轴的直升机。与固定翼飞行器相比，四轴飞行器机动性好，动作灵活，可以垂直起飞降落和悬停，缺点是续航时间短得多、飞行速度不快；而与单轴直升机比，四轴飞行器的机械简单，无需尾桨抵消反力矩，成本低。 本文就小型电动四轴飞行器，介绍四轴飞行器的一种实现方案，讲解四轴飞行器的原理和用到的算法，并对几种姿态算法进行比较。 2.飞行器的构成 四轴飞行器的实现可以分为硬件和软件两部分。比起其他类型的飞行器，四轴飞行器的硬件比较简单，而把系统的复杂性转移到软件上，所以本文的主要内容是软件的实现。 2.1.硬件构成 飞行器由机架、电机、螺旋桨和控制电路构成。 2.1.1.机械构成 机架呈十字状，是固定其他部件的平台，本项目采用的是碳纤维材料的机架。电机采用无刷直流电机，固定在机架的四个端点上，而螺旋桨固定在电机转子上，迎风面垂直向下。螺旋桨按旋转方向分正桨和反桨，从迎风面看逆时针转的为正桨，四个桨的中心连成的正方形，正桨反桨交错安装。 CA D设计机架如图：
. . . 四轴飞行器 作品说明书
摘要 四轴飞行器在各个领域应用广泛。相比其他类型的飞行器，四轴飞行器硬件结构简单紧凑，而软件复杂。本文介绍四轴飞行器的一个实现方案，软件算法，包括加速度计校正、姿态计算和姿态控制三部分。校正加速度计采用最小二乘法。计算姿态采用姿态插值法、需要对比这三种方法然后选出一种来应用。控制姿态采用欧拉角控制或四元数控制。 关键词：四轴飞行器；姿态；控制
目录 1.引言 (1) 2.飞行器的构成 (1) 2.1.硬件构成 (1) 2.1.1.机械构成 (1) 2.1.2.电气构成 (3) 2.2.软件构成 (3) 2.2.1.上位机 (3) 2.2.2.下位机........... . (4) 3.飞行原理........... ................................ (4) 3.1. 坐标系统 (4) 3.2.姿态的表示 (5) 3.3.动力学原理 (5) 4.姿态测量........... ................................ (6) 4.1.传感器校正 (6) 4.1.1.加速度计和电子罗盘 (6) 5.姿态控制 (6) 5.1.欧拉角控制 (6) 5.2.四元数控制 (7) 6.姿态计算 (7) 7.总结 (8) 参考文献 (9)
1.引言 四轴飞行器最开始是由军方研发的一种新式飞行器。随着MEMS 传感器、单片机、电机和电池技术的发展和普及，四轴飞行器成为航模界的新锐力量。到今天，四轴飞行器已经应用到各个领域，如军事打击、公安追捕、灾害搜救、农林业调查、输电线巡查、广告宣传航拍、航模玩具等。 目前应用广泛的飞行器有：固定翼飞行器和单轴的直升机。与固定翼飞行器相比，四轴飞行器机动性好，动作灵活，可以垂直起飞降落和悬停，缺点是续航时间短得多、飞行速度不快；而与单轴直升机比，四轴飞行器的机械简单，无需尾桨抵消反力矩，成本低。 本文就小型电动四轴飞行器，介绍四轴飞行器的一种实现方案，讲解四轴飞行器的原理和用到的算法，并对几种姿态算法进行比较。 2.飞行器的构成 四轴飞行器的实现可以分为硬件和软件两部分。比起其他类型的飞行器，四轴飞行器的硬件比较简单，而把系统的复杂性转移到软件上，所以本文的主要容是软件的实现。 2.1.硬件构成 飞行器由机架、电机、螺旋桨和控制电路构成。 2.1.1.机械构成 机架呈十字状，是固定其他部件的平台，本项目采用的是碳纤维材料的机架。电机采用无刷直流电机，固定在机架的四个端点上，而螺旋桨固定在电机转子上，迎风面垂直向下。螺旋桨按旋转方向分正桨和反桨，从迎风面看逆时针转的为正桨，四个桨的中心连成的形，正桨反桨交错安装。 C AD设计机架如图：