四旋翼飛行器由于其較強(qiáng)的靈活性,機(jī)動(dòng)性,在民用和軍事領(lǐng)域均有廣泛的應(yīng)用前景。本文以四旋翼飛行器為研究對(duì)象,就軌跡跟蹤控制,多傳感器信息融合和軌跡規(guī)劃三個(gè)方面展開研究。采用牛頓歐拉法建立了四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)模型,并采用姿態(tài)矩陣描述飛行器的姿態(tài)。為了實(shí)現(xiàn)四旋翼的軌跡跟蹤,分別設(shè)計(jì)了基于內(nèi)外環(huán)的的軌跡跟蹤控制結(jié)構(gòu)與基于單環(huán)的軌跡跟蹤控制結(jié)構(gòu)。兩種結(jié)構(gòu)均采用滑�？刂埔岳顏喥罩Z夫穩(wěn)定性為標(biāo)準(zhǔn)設(shè)計(jì)控制律,且通過跟蹤三種代表性的軌跡驗(yàn)證所提控制器的跟蹤性能�？紤]到實(shí)際情況中存在的建模誤差以及系統(tǒng)噪聲,進(jìn)一步設(shè)計(jì)了基于內(nèi)外環(huán)的自適應(yīng)軌跡跟蹤控制器。在部分參數(shù)未知且存在噪聲干擾的情況下,仿真測試了所提出自適應(yīng)控制器的穩(wěn)定性與魯棒性。綜合考慮雙目視覺系統(tǒng)與慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的優(yōu)缺點(diǎn),提出采用雙目視覺系統(tǒng)輔助慣性導(dǎo)航系統(tǒng)的組合導(dǎo)航方案。系統(tǒng)以慣性導(dǎo)航系統(tǒng)輸出建立狀態(tài)方程,雙目視覺系統(tǒng)輸出建立量測方程,通過卡爾曼濾波實(shí)現(xiàn)兩者信息的融合。鑒于實(shí)際應(yīng)用需求,進(jìn)一步建立離散系統(tǒng)方程�？紤]到系統(tǒng)的非線性與傳感器更新速率的不匹配,提出多速率的擴(kuò)展卡爾曼濾波與多速率的無跡卡爾曼濾波融合兩種傳感系統(tǒng)的信息,并通過仿真驗(yàn)證了整個(gè)導(dǎo)航系統(tǒng)的性能�；谒男硐到y(tǒng)的微分平坦特性,設(shè)計(jì)了基于微分平坦的軌跡規(guī)劃方法。通過多項(xiàng)式參數(shù)化平坦輸出,將性能指標(biāo)最優(yōu)的問題轉(zhuǎn)換為二次規(guī)劃問題求解。通過模擬兩種真實(shí)場景測試所提出算法的有效性。建立四旋翼飛行器的實(shí)驗(yàn)平臺(tái),以Matlab仿真為依據(jù),在STM32處理器中編程實(shí)現(xiàn)所提出控制算法與信息融合算法,實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證算法的可行性。
【學(xué)位單位】：東南大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：V249
【部分圖文】：

CSerialPort 類 實(shí) 現(xiàn) 串 口 通 信 。 當(dāng) 串 口 接 收 到 處 理 器 發(fā) 來 的 數(shù) 據(jù) 后 產(chǎn) 生WM_COMM_RXCHAR消息，該消息觸發(fā)串口接收函數(shù)，在接收函數(shù)中按照數(shù)據(jù)協(xié)議對(duì)數(shù)據(jù)包中的數(shù)據(jù)進(jìn)行提取，并將其顯示。所設(shè)計(jì)的上位機(jī)界面如圖5-2所示。圖 5-2 上位機(jī)界面上位機(jī)界面主要有串口設(shè)置部分與實(shí)時(shí)顯示部分，串口接收部分主要由五個(gè)組合框和兩個(gè)按鈕控件組成，五個(gè)組合框用于串口號(hào)以及波特率，校驗(yàn)位，數(shù)據(jù)位以及停止位組成的串口通信參數(shù)的選擇，兩個(gè)按鈕控件用于串口通信的開斷。當(dāng)打開串口按鈕按下且串口設(shè)置與發(fā)送端一致時(shí)，該串口才開始接收數(shù)據(jù)，當(dāng)關(guān)閉串口按鈕按下時(shí)，串口關(guān)

(a) 圖 5-7 靜態(tài)位置速度誤差圖.(a)由圖可知，位置誤差與速度誤差均近似所提出融合算法的有效性。5.3.2 軌跡跟蹤實(shí)驗(yàn)為了驗(yàn)證所提出的控制算法，我們將所器中編程實(shí)現(xiàn)，設(shè)定圓作為實(shí)驗(yàn)期望軌跡，圖 5-9 為軌跡跟蹤過程中的位置誤差以及對(duì)0 30 60 90 120 150 180-5t(s)位置誤差(m)yz

57(a) (b)圖 5-7 靜態(tài)位置速度誤差圖.(a)靜態(tài)位置誤差;(b)靜態(tài)速度誤差由圖可知，位置誤差與速度誤差均近似于零，與算法仿真具有相似的結(jié)果，驗(yàn)證了所提出融合算法的有效性。5.3.2 軌跡跟蹤實(shí)驗(yàn)為了驗(yàn)證所提出的控制算法，我們將所提出的自適應(yīng)軌跡跟蹤控制算法在飛行控制器中編程實(shí)現(xiàn)，設(shè)定圓作為實(shí)驗(yàn)期望軌跡，圖 5-8 為四旋翼飛行器室內(nèi)軌跡跟蹤結(jié)果。圖 5-9 為軌跡跟蹤過程中的位置誤差以及對(duì)應(yīng)誤差的分布直方圖。(a) (b)圖 5-8 四旋翼飛行器室內(nèi)軌跡跟蹤結(jié)果.(a)室內(nèi)飛行效果圖; (b)實(shí)際飛行軌跡三維效果圖0 30 60 90 120 150 180-55x 10-3t(s)位置誤差(m)xyz0 30 60 90 120 150 180-0.2-0.100

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前1條

1 安宏雷;李杰;王劍;王建文;馬宏緒;;應(yīng)用于四旋翼無人機(jī)角速度估計(jì)的幾何滑模觀測器設(shè)計(jì)[J];國防科技大學(xué)學(xué)報(bào);2013年06期

相關(guān)博士學(xué)位論文 前3條

1 董偉;四旋翼飛行機(jī)器人高性能軌跡生成與抗擾追蹤控制技術(shù)研究[D];上海交通大學(xué);2015年

2 黃浩乾;水下滑翔器慣性組合導(dǎo)航定位關(guān)鍵技術(shù)研究[D];東南大學(xué);2015年

3 安宏雷;四旋翼無人機(jī)幾何滑模姿態(tài)控制技術(shù)和抗擾應(yīng)用研究[D];國防科學(xué)技術(shù)大學(xué);2013年

相關(guān)碩士學(xué)位論文 前10條

1 林鵬宏;四軸無人機(jī)多約束條件下的跟蹤控制和軌跡規(guī)劃方法研究[D];哈爾濱工業(yè)大學(xué);2016年

2 呂才平;基于DSP的水下滑翔器組合導(dǎo)航系統(tǒng)設(shè)計(jì)與算法研究[D];東南大學(xué);2016年

3 萬良金;基于多傳感器信息融合的機(jī)器人姿態(tài)測量技術(shù)研究[D];北京交通大學(xué);2015年

4 白敬潔;四旋翼飛行器的滑模控制算法研究[D];哈爾濱理工大學(xué);2015年

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10 龐慶霈;四旋翼飛行器設(shè)計(jì)與穩(wěn)定控制研究[D];中國科學(xué)技術(shù)大學(xué);2011年

本文編號(hào)：2824252