本文選題：四旋翼無人機 + 串級PID控制算法��； 參考：《東華大學》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,四旋翼無人機取得突飛猛進的發(fā)展,同時四旋翼無人機因控制靈活、成本低廉等特點被廣泛應用在航拍、遙感監(jiān)測、災后救災、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。由于四旋翼無人機是一個典型的非線性、強耦合、欠驅(qū)動和多輸入多輸出的復雜系統(tǒng),使得四旋翼無人機控制系統(tǒng)成為無人機研究的難點。本論文以四旋翼無人機為研究對象,采用串級PID作為控制系統(tǒng)的偏差糾正算法,設(shè)計出一套完整的四旋翼無人機控制系統(tǒng),論文的主要工作分為四大部分。第一,完成四旋翼無人機控制系統(tǒng)的硬件設(shè)計,硬件控制系統(tǒng)由主控模塊、姿態(tài)數(shù)據(jù)采集模塊、電機驅(qū)動模塊、通信模塊等組成。主控制器采用STM32F407VGT6單片機,遙控指令和電機轉(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現(xiàn)飛控與上位機之間的通信;第二,實現(xiàn)了無人機空間飛行姿態(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)進行平滑處理,再采用互補濾波對陀螺儀、加速度計、磁力計的數(shù)據(jù)進行互補融合,最后采用四元數(shù)法解算無人機的空間姿態(tài)角;第三,根據(jù)牛頓第二定律以及力矩平衡原理,對四旋翼無人機控制系統(tǒng)進行非線性動力學建模,采用LPV法對非線性系統(tǒng)進行線性化處理,得到無人機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驗驗證了以串級PID為控制算法的控制系統(tǒng)的快速性、穩(wěn)定性以及準確性;第四,詳細闡述串級PID控制算法的實現(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)計的控制系統(tǒng)能夠很好得與其它機體模塊配合,實現(xiàn)準確穩(wěn)定地飛行控制,效果良好,達到系統(tǒng)預期的設(shè)計目標。
[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.
【學位授予單位】：東華大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2016
【分類號】：V279;V249.1

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本文編號：1861063