進(jìn)階式飛行器控制實(shí)驗項目設計與實(shí)現*

*基金項目：沈陽(yáng)航空航天大學(xué)教學(xué)改革研究項目

0 引言

飛行器控制系統融合了自動(dòng)控制、計算機、導航、通信、傳感技術(shù)等多個(gè)學(xué)科知識，但現有的關(guān)于飛行器控制的實(shí)踐教學(xué)偏重某一環(huán)節的理論驗證和Matlab/simulink純仿真實(shí)驗，與實(shí)際脫節較大。

為了有效培養學(xué)生綜合運用專(zhuān)業(yè)知識及分析解決復雜工程問(wèn)題的能力，本文采用多層遞進(jìn)的方式設計開(kāi)發(fā)飛行器控制實(shí)驗項目，同時(shí)將虛擬仿真與Pixhawk 硬件半實(shí)物飛行器在環(huán)實(shí)驗相結合，讓學(xué)生在一個(gè)完整的飛行器控制系統情境中，了解飛控系統的工作過(guò)程，將理論知識與工程實(shí)際應用融會(huì )貫通。

1 實(shí)驗項目開(kāi)展形式

本項目以培養學(xué)生掌握飛行器控制與設計為目的，基于MATLAB、FlightGear 和Pixhawk 硬件飛控系統，開(kāi)展基礎 → 分析 → 設計的進(jìn)階式實(shí)踐教學(xué)，流程如圖1所示。

圖1 飛行器控制虛實(shí)結合實(shí)驗平臺的進(jìn)階式實(shí)驗教學(xué)流程

基礎實(shí)驗中剛性飛行器動(dòng)力學(xué)方程、剛體飛行器運動(dòng)數學(xué)模型建模是控制系統的首要條件；飛行器機載的各種傳感器標定等處理為后續飛行及控制性能分析提供數據支持。分析實(shí)驗主要是進(jìn)行濾波器、各種控制器、失效保護器等頻域、時(shí)域性能的分析測試，有助于學(xué)生清楚相關(guān)參數對控制性能的影響。設計實(shí)驗，在仿真分析實(shí)驗的基礎上，讓學(xué)生自行修改和設計某些控制環(huán)節，并硬件在環(huán)測試，評估設計模型的有效性和性能。

同時(shí)在分析型、設計型實(shí)驗環(huán)節實(shí)施過(guò)程中，又可以將實(shí)驗分解為仿真實(shí)驗，處理器在環(huán)仿真實(shí)驗和飛行器飛行實(shí)驗虛實(shí)結合3 個(gè)部分。首先學(xué)生可以線(xiàn)下修改實(shí)驗平臺的飛行控制仿真模型，通過(guò)Matlab/simulink 仿真工具對修改后的飛行控制模型進(jìn)行飛行模擬仿真。在仿真結果確切可行的前提下，將修改后的新的飛行控制模型下載到PixHawk 自駕儀硬件系統，實(shí)現飛行控制系統的處理器在環(huán)仿真實(shí)驗。最后可進(jìn)行飛行器實(shí)物飛行實(shí)驗。

由于整個(gè)實(shí)驗過(guò)程涉及的環(huán)節較多，因此在實(shí)驗實(shí)施過(guò)程中以進(jìn)階形式進(jìn)行模塊化分解，將實(shí)驗進(jìn)行拆分，讓學(xué)生在不同時(shí)間段或者以分組的形式完成各個(gè)子模塊的實(shí)驗內容，最后各模塊整合，完成最終的飛行控制實(shí)驗，觀(guān)察實(shí)驗結果。

2 飛行器控制實(shí)驗項目實(shí)施示例

本文以基于PID 控制的四旋翼飛行器姿態(tài)控制實(shí)驗為例，說(shuō)明進(jìn)階式的飛控實(shí)驗項目設計與實(shí)現過(guò)程。

2.1 飛行器姿態(tài)數據獲取

在基礎實(shí)驗環(huán)節，基于運動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)知識建立四旋翼飛行器的數學(xué)模型；同時(shí)對機載傳感器數據進(jìn)行標定和姿態(tài)解算等處理，獲取飛行器姿態(tài)數據。本節僅給出加速度計和陀螺儀的互補濾波實(shí)驗結果。

首先利用數據采集模型和Pixhawk 自駕儀采集加速度計和陀螺儀數據，然后根據互補濾波的原理和公式，在Matlab 中讓學(xué)生編寫(xiě)相關(guān)程序，結合實(shí)驗所采集到的數據，做出姿態(tài)角的濾波結果圖如圖2 所示。

（a）俯仰角濾波結果對比

（b）滾轉角濾波結果對比

圖2 姿態(tài)角濾波結果對比圖

圖中橫坐標為時(shí)間，單位為秒；縱坐標為姿態(tài)角，單位為度；各條曲線(xiàn)反映了姿態(tài)角隨時(shí)間的變化情況。gyro 為陀螺儀積分得到的姿態(tài)角結果，acc 為加速度計計算的姿態(tài)角結果，cf 為互補濾波得到的姿態(tài)角結果，pitch 和roll 分別為俯仰角和滾轉角。陀螺儀的累積誤差較大，加速度計計算的角度噪聲大，存在明顯的毛刺，根據濾波結果對比圖可以看出，使用互補濾波解算后的俯仰角和滾轉角的角度更平滑，基本上消除了累積誤差的影響。

圖3 內環(huán)姿態(tài)控制器的Simulink仿真模型

2.2 PID控制器仿真設計與實(shí)現

在分析、設計實(shí)驗環(huán)節采用虛實(shí)結合方式，首先應用Simulink 工具仿真設計四旋翼飛行器的PID 控制器，得到比較理想的控制器參數。

四旋翼飛行器飛行控制中涉及到的變量有位置量x，y，z，姿態(tài)量俯仰角θ，偏航角ψ，滾轉角Φ。因此設計的PID 控制器為雙閉環(huán)形式，內環(huán)姿態(tài)環(huán)控制姿態(tài)角，Simulink 仿真模型如圖3 所示；外環(huán)位置環(huán)控制飛行器的位置，Simulink 仿真模型如圖4 所示。通過(guò)內環(huán)和外環(huán)的控制，最終可以實(shí)現飛行器的平穩飛行控制。

圖4 外環(huán)位置控制器的Simulink仿真模型

根據設計出的仿真模型，學(xué)生可以通過(guò)仿真實(shí)驗進(jìn)行四旋翼飛行器PID 控制器的階躍響應曲線(xiàn)分析，計算出具體的超調量和調節時(shí)間，對設計出的控制器的動(dòng)態(tài)性能指標進(jìn)行定量分析，更好地觀(guān)察控制參數是否合理。方便后續的硬件在環(huán)和實(shí)物飛行實(shí)驗。

2.3 四旋翼飛行器的硬件在環(huán)實(shí)驗

虛擬仿真實(shí)驗后，利用Simulink、CopterSim和3DDisplay軟件結合Pixhawk和遙控器實(shí)現四旋翼飛行器的硬件在環(huán)與姿態(tài)控制實(shí)驗。三維顯示軟件3D Display接收到飛行器仿真模型后，實(shí)現四旋翼飛行器的三維可視化實(shí)時(shí)飛行演示。通過(guò)觀(guān)察飛行器的飛行姿態(tài)和軌跡信息，可以讓學(xué)生直觀(guān)地體驗設計的控制器的控制效果。

在進(jìn)行在環(huán)演示實(shí)驗時(shí)，使用遙控器，對四旋翼飛行器模型進(jìn)行解鎖。然后在“3D Display”軟件界面中觀(guān)察四旋翼飛行器的狀態(tài)變化。

圖5 為四旋翼飛行器三維飛行顯示程序界面截圖，圖中給出了四旋翼飛行器在進(jìn)行偏轉時(shí)的不同視角的飛行狀態(tài)，此時(shí)4 個(gè)四旋翼的轉速分別為（8234.73，7526.35，8288.11，7493.66）， 無(wú)人機在空中的坐標（x，y，z）為（36.84，-21.54，174.10），對應各方向的速度為（-3.09，6.51，3.94），姿態(tài)信息Yaw（偏航）為-59.03，Pitch（俯仰）為11.23，Roll（滾轉）為53.52，這些數據顯示在圖6 左側部分的界面上；此外，圖6 中的右側部分還給出了四旋翼飛行器截至到當前時(shí)刻在XOY 平面的飛行軌跡。

圖5 四旋翼飛行器偏轉動(dòng)作時(shí)不同視角的狀態(tài)截圖

圖6 四旋翼飛行器偏轉動(dòng)作時(shí)的飛行數據與軌跡截圖

圖7 和圖8 分別給出了四旋翼無(wú)人機在飛行過(guò)程中進(jìn)行俯仰和滾轉操作的截圖。俯仰操作時(shí)，4 個(gè)四旋翼的轉速分別為（9063.07，8162.09，9037.56，9043.48），無(wú)人機在空中的坐標（x，y，z）為（36.48，105.76，194.83）， 對應各方向的速度為（-7.81，-3.65，5.45），姿態(tài)信息：Yaw（偏航）為99.17，Pitch（ 俯仰） 為-170.95，Roll( 滾轉) 為58.91。滾轉操作時(shí)，4 個(gè)四旋翼的轉速分別為（5199.15，3043.91，3026.76，5254.28），無(wú)人機在空中的坐標（x，y，z）為（254.16，-78.39，345.18），對應各方向的速度為（5.22，3.51，8.21），姿態(tài)信息Yaw（偏航）為144.26，Pitch（俯仰）為-47.90，Roll（滾轉）為-14.12。

圖7 四旋翼俯仰動(dòng)作截圖

圖8 四旋翼滾轉動(dòng)作截圖

圖9 為四旋翼飛行器在空中保持平穩飛行時(shí)的狀態(tài)截圖，圖中4 個(gè)子圖給出了飛行器的不同視角。對應圖10 給出了此時(shí)4 個(gè)四旋翼機槳的轉速分別為（4257.16，4002.95，4252.92，4011.08），此時(shí)飛行器在空中的坐標（x，y，z）為（-37.33，100.16，619.24），對應各方向的速度為（2.68，-0.39，7.88），姿態(tài)信息Yaw（偏航）為163.52，Pitch（俯仰）為0.07，Roll（滾轉）為2.41。通過(guò)上述不同飛行姿態(tài)的實(shí)驗，證明設計的PID 控制器能保證飛行器正常飛行。

圖9 四旋翼飛行器平穩飛行時(shí)不同視角的狀態(tài)截圖

圖10 四旋翼飛行器平穩飛行時(shí)的飛行數據及軌跡截圖

3 結束語(yǔ)

本文針對飛行器控制系統理論課程開(kāi)展進(jìn)階式實(shí)驗教學(xué)項目，并以基于PID 方法的飛行器飛行控制為例，說(shuō)明了實(shí)驗的開(kāi)展過(guò)程，給出了主要環(huán)節的學(xué)生實(shí)驗結果，通過(guò)虛實(shí)結合的飛行演示驗證，所達到的實(shí)驗效果好于單純單一環(huán)節的仿真實(shí)驗，有助于提高學(xué)生的主觀(guān)能動(dòng)性。

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（本文來(lái)源于《電子產(chǎn)品世界》雜志2023年3月期）