本文關(guān)鍵詞：四旋翼飛行器姿態(tài)角估計(jì)與控制

  更多相關(guān)文章： 加權(quán)融合 卡爾曼濾波 擴(kuò)展卡爾曼濾波 PID

【摘要】：四旋翼飛行器因機(jī)械設(shè)計(jì)簡單、體積小、飛行速度快、機(jī)動(dòng)性強(qiáng)、控制靈活等特點(diǎn)被廣泛應(yīng)用于軍事、民用以及科學(xué)研究等眾多領(lǐng)域。同時(shí),它也是一個(gè)飛行狀態(tài)復(fù)雜的非線性欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng),在高動(dòng)態(tài)飛行狀態(tài)下,難以建立準(zhǔn)確的數(shù)學(xué)模型對(duì)其姿態(tài)進(jìn)行準(zhǔn)確描述。本文通過對(duì)四旋翼飛行器姿態(tài)傳感器(加速度傳感器、磁力計(jì)、陀螺儀)工作原理及特性分析,給出了基于多傳感器數(shù)據(jù)組合測量飛行器姿態(tài)角的方法。重點(diǎn)研究了基于不同數(shù)據(jù)融合算法的姿態(tài)角數(shù)據(jù)融合問題,并利用融合后的角度實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼飛行器小角度擾動(dòng)的穩(wěn)定控制。利用加速度傳感器和磁力計(jì)建立組合測量飛行器姿態(tài)角的數(shù)學(xué)模型,利用坐標(biāo)系變換建立陀螺儀測量姿態(tài)角數(shù)學(xué)模型。分析磁力計(jì)解算偏航角過程中產(chǎn)生較大影響的羅差,并通過最小二乘法進(jìn)行羅差補(bǔ)償,得到比較準(zhǔn)確的偏航角估計(jì)值。對(duì)姿態(tài)角解算結(jié)果利用最小方差估計(jì)權(quán)值,建立了基于加權(quán)法解算飛行器姿態(tài)的數(shù)據(jù)融合模型;通過分析姿態(tài)角解算數(shù)學(xué)模型,分別建立標(biāo)準(zhǔn)卡爾曼濾波和擴(kuò)展卡爾曼濾波的狀態(tài)方程和測量方程,利用加速度計(jì)和磁力計(jì)數(shù)據(jù),實(shí)時(shí)反饋修正陀螺儀的積分誤差。針對(duì)本文中提出的三種數(shù)據(jù)融合算法,分別利用MATLAB進(jìn)行仿真�；诩訖�(quán)融合方法解算姿態(tài)角在一定程度上能夠提高姿態(tài)角解算精度,且建模簡單,計(jì)算量小;標(biāo)準(zhǔn)卡爾曼濾波對(duì)于姿態(tài)角解算精度優(yōu)于加權(quán)融合,但航向角的計(jì)算依賴于俯仰角和橫滾角,俯仰角和橫滾角的估計(jì)要在偏航角之前,實(shí)時(shí)性較差;擴(kuò)展卡爾曼濾波建模和計(jì)算比較繁瑣,但濾波結(jié)果最優(yōu)。最后將融合估算角度和目標(biāo)角度差值作為輸入量,利用增量式PID控制算法得到電機(jī)調(diào)節(jié)量,實(shí)現(xiàn)飛行器小角度方位內(nèi)的平衡控制。基于Android平臺(tái)設(shè)計(jì)四旋翼飛行器地面站軟件,完成系統(tǒng)測試。通過實(shí)驗(yàn)證明,利用擴(kuò)展卡爾曼濾波數(shù)據(jù)融合后姿態(tài)角和PID控制可以實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器小角度擾動(dòng)的控制,為進(jìn)一步研究提供了借鑒作用。
【關(guān)鍵詞】：加權(quán)融合 卡爾曼濾波 擴(kuò)展卡爾曼濾波 PID
【學(xué)位授予單位】：西安科技大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V249.1
【目錄】：

• 摘要2-3
• ABSTRACT3-7
• 1 緒論7-14
• 1.1 研究背景及研究意義7-8
• 1.2 捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航的研究現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢8-9
• 1.3 多傳感器信息融合研究現(xiàn)狀和發(fā)展9-10
• 1.4 飛行器控制研究現(xiàn)狀和發(fā)展10-12
• 1.5 論文主要研究內(nèi)容及技術(shù)路線12-14
• 2 捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航技術(shù)與飛行器動(dòng)力學(xué)建模14-28
• 2.1 導(dǎo)航系統(tǒng)坐標(biāo)系簡介14-16
• 2.2 姿態(tài)角定義16
• 2.3 姿態(tài)傳感器工作原理及功能16-19
• 2.3.1 加速度計(jì)17
• 2.3.2 陀螺儀17-18
• 2.3.3 磁力計(jì)18-19
• 2.4 基于MEMS傳感器的飛行器姿態(tài)解算19-24
• 2.4.1 基于加速度計(jì)的俯仰角和橫滾角解算20-22
• 2.4.2 基于磁力計(jì)的偏航角解算22-23
• 2.4.3 基于陀螺儀的姿態(tài)角解算23-24
• 2.5 四旋翼飛行器動(dòng)力學(xué)建模24-26
• 2.5.1 飛行器飛行原理24-25
• 2.5.2 基于牛頓-歐拉公式的飛行器動(dòng)力學(xué)模型的建立25-26
• 2.6 軟件仿真平臺(tái)-MATLAB26-27
• 2.7 本章小結(jié)27-28
• 3 四旋翼飛行器姿態(tài)估計(jì)與控制系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)28-32
• 3.1 飛行器姿態(tài)估計(jì)單元設(shè)計(jì)28-30
• 3.2 飛行器姿態(tài)控制單元設(shè)計(jì)30-31
• 3.3 本章小結(jié)31-32
• 4 基于數(shù)據(jù)融合的飛行器姿態(tài)估計(jì)系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)32-53
• 4.1 數(shù)據(jù)融合算法研究32-38
• 4.1.1 加權(quán)數(shù)據(jù)融合算法32-33
• 4.1.2 離散標(biāo)準(zhǔn)卡爾曼濾波數(shù)據(jù)融合算法33-36
• 4.1.3 離散擴(kuò)展卡爾曼濾波數(shù)據(jù)融合算法36-38
• 4.1.4 三種數(shù)據(jù)融合方法的比較38
• 4.2 基于磁力計(jì)解算的偏航角誤差補(bǔ)償38-41
• 4.2.1 羅差分析39
• 4.2.2 基于最小二乘法的羅差補(bǔ)償39-40
• 4.2.3 羅差補(bǔ)償實(shí)驗(yàn)結(jié)果及分析40-41
• 4.3 加權(quán)融合算法在姿態(tài)估計(jì)中的應(yīng)用41-43
• 4.3.1 加權(quán)融合算法實(shí)現(xiàn)41-42
• 4.3.2 加權(quán)數(shù)據(jù)融合仿真及分析42-43
• 4.4 離散標(biāo)準(zhǔn)卡爾曼濾波在姿態(tài)估計(jì)中的應(yīng)用43-49
• 4.4.1 俯仰角與橫滾角估計(jì)的卡爾曼濾波器設(shè)計(jì)44-46
• 4.4.2 偏航角估計(jì)的卡爾曼濾波器設(shè)計(jì)46-47
• 4.4.3 基于標(biāo)準(zhǔn)卡爾曼濾波的數(shù)據(jù)融合仿真及分析47-49
• 4.5 離散擴(kuò)展卡爾曼濾波在姿態(tài)估計(jì)中的應(yīng)用49-52
• 4.5.1 離散擴(kuò)展卡爾曼濾波器設(shè)計(jì)49-50
• 4.5.2 基于擴(kuò)展卡爾曼濾波的數(shù)據(jù)融合仿真及分析50-52
• 4.6 本章小結(jié)52-53
• 5 基于PID的飛行器姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)53-63
• 5.1 PID控制算法53-54
• 5.2 基于PID的姿態(tài)角控制器設(shè)計(jì)54-56
• 5.3 基于PID的姿態(tài)角控制仿真及參數(shù)調(diào)節(jié)56-58
• 5.4 四旋翼飛行器地面站設(shè)計(jì)與系統(tǒng)測試58-62
• 5.4.1 地面站軟件設(shè)計(jì)58-60
• 5.4.2 四旋翼飛行器姿態(tài)角估計(jì)與控制系統(tǒng)測試60-62
• 5.5 本章小結(jié)62-63
• 6 總結(jié)與展望63-65
• 6.1 論文工作總結(jié)63
• 6.2 課題研究的不足與展望63-65
• 致謝65-66
• 參考文獻(xiàn)66-69
• 附錄69

【相似文獻(xiàn)】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

1 宋亞平;淺談旋翼的防腐維護(hù)[J];航空維修與工程;2004年04期

2 _5^懔，

本文編號(hào)：782221