CN111077897A - 一种改进型非线性pid的四旋翼飞行器控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种非线性PID的四旋翼飞行器控制方法,以满足四旋翼飞行器对给定姿态和高度快速准确跟踪的性能要求,同时控制算法简单可靠并且计算量小。本发明提供的改进型非线性PID的控制方法,在传统非线性PID控制的基础上,进一步将姿态跟踪和滚转角跟踪的控制系数非线性化,提高跟踪速度,最终使得系统在不需要精确的系统数学模型的情况下,可以实现四旋翼飞行器的姿态快速跟踪控制。
Description
技术领域
本发明涉及一种四旋翼飞行器的改进型非线性PID控制方法,以满足四旋翼飞行器对给定姿态和高度快速准确跟踪的性能要求。
背景技术
四旋翼无人飞行器结构简单,能够垂直起降、并且操纵方便,目前在电力巡检、安防、视频拍摄、侦查、遥感遥测等方面都得到了大面积应用。由于结构上改进空间有限,近年来针对四旋翼飞行器研究主要集中在控制算法上,以提升操控性能,提升飞行稳定度。
针对四旋翼的特点,目前发展出了滑模,神经网络,自适应以及多种算法融合的控制算法。滑模控制的难点在于滑模面的设计复杂度较高。在传统PID控制的基础上,利用神经网络的非线性映射能力和优化算法可提高传统 PID的控制效果,但是该方法训练时间较长,且训练的数据只能用于被训练对象。
非线性PID控制算法最早由韩京清提出,旨在使用非线性方法构建PID的参数,进一步提升PID的跟踪性能。目前非线性PID控制算法在很多场合也已经得到了应用,在动态性能和控制精度方面体现了良好的性能。通过分析非线性PID对四旋翼飞行器的轨迹跟踪性能,并将其与滑模控制、传统PID方法进行比较,发现非线性PID具有更好的轨迹跟踪能力。将非线性PID用于四旋翼飞行器的定高控制,结果表明其高度跟踪速度较快,但是该算法只跟踪了高度,不够完善。因此在传统非线性PID原理的基础上,本发明提供一种改进型非线性PID的控制方法,进一步将姿态跟踪和滚转角跟踪的控制系数非线性化,提高跟踪速度。
发明内容
为满足四旋翼飞行器对给定姿态和高度快速准确跟踪的性能要求,同时控制算法简单可靠并且计算量小,本发明提供一种基于改进型非线性PID的控制方法,在传统非线性PID控制的基础上,进一步将姿态跟踪和滚转角跟踪的PID控制系数非线性化,在不需要精确的系统数学模型的情况下,可以实现四旋翼飞行器的姿态跟踪控制。
为解决上述技术问题的技术方案如下:
一种基于非线性PID的四旋翼飞行器控制方法,包括以下步骤:
步骤1,建立四旋翼飞行器的动态系统,初始化系统参数、采样时间以及控制参数。四旋翼飞行器系统的动力学模型表达式形式为:
其中,为飞行器在惯性坐标系中的位置坐标;代表飞行器的欧拉角,分别为滚转角、俯仰角和偏航角;l为飞行器旋翼末端到飞行器质心的距离;m为飞行器的负载总重量;为转动惯量;(i=1,2...6)为助力系数;u为假设的中间控制输入,其定义为
步骤2,确定控制系统采用的控制方式为双闭环的控制方法,外环为位置控制系统,内环为姿态控制系统。由于系统为欠驱动控制系统,控制器不能够同时对6个自由度都进行跟踪控制,设定控制的目标为航迹和滚转角,同时稳定另外两个角度。系统的控制目标为x趋于0,y趋于0,z趋于,趋于,即四旋翼飞行器为定高,定姿态飞行模式。控制过程先确定位置控制PID参数,再确定姿态控制PID参数,过程如下:
则根据PD控制的规则,设计的控制输入结构形式为
2.2姿态控制为内环控制,采用前馈补偿的方法,设计得到的输入为
2.3计算非线性误差,根据非线性PID的结构设计方法,系统没有积分环节,只有比例和微分环节,控制输入设计为
2.4计算非线性系数,根据PD控制系统的需求,比例系数p可调节系统的响应速度,系数越大,控制作用越强,所以在初始时,误差较大,为保证跟踪的速度,系数p取值较大,随着误差的减小,P值逐渐减小。微分环节有助于系统减小超调,克服振荡,加快系统的响应速度,减小调节时间,从而达到改善系统动态性能的目标,实际输出与控制目标之差为负值且其值越大,微分系数越大,随着差值的减小,微分系数渐渐稳定到一个固定值。设计参数为
附图说明
图1为本发明的控制流程示意图;
图2为本发明的控制算法与传统非线性控制算法对x轴控制的效果;
图3为本发明的控制算法与传统非线性控制算法对y轴控制的效果;
图4为本发明的控制算法与传统非线性控制算法对z轴跟踪的效果;
具体实施方式
以下结合附图对本发明的原理和特征进行描述,所举实例只用于解释本发明,并非用于限定本发明的范围。
参照图1,一种基于非线性PID的四旋翼飞行器控制方法,包括以下步骤:
步骤1,建立四旋翼飞行器的动态系统,初始化系统参数、采样时间以及控制参数。四旋翼飞行器系统的动力学模型表达式形式为:
其中,为飞行器在惯性坐标系中的位置坐标;代表飞行器的欧拉角,分别为滚转角、俯仰角和偏航角;l为飞行器旋翼末端到飞行器质心的距离;m为飞行器的负载总重量;为转动惯量;(i=1,2...6)为助力系数;u为假设的中间控制输入,其定义为
其中,b为升力系数,(i=1,2,3,4)为第i个旋翼的转速,d为反扭矩系数。飞行器的参数设计为m=2; l=0.2; g=9.8; K1=0.01; K2=0.01; K3=0.01; K4=0.012; K5=0.012; K6=0.012; I1=1.25; I2=1.25; I3=2.5。
步骤2,确定控制系统采用的控制方式为双闭环的控制方法,外环为位置控制系统,内环为姿态控制系统。由于系统为欠驱动控制系统,控制器不能够同时对6个自由度都进行跟踪控制,设定控制的目标为航迹和滚转角,同时稳定另外两个角度。系统的控制目标为x趋于0,y趋于0,z趋于,趋于,即四旋翼飞行器为定高,定姿态飞行模式,。控制过程先确定位置控制PID参数,再确定姿态控制PID参数,过程如下:
则根据PD控制的规则,设计的控制输入结构形式为
2.2姿态控制为内环控制,采用前馈补偿的方法,设计得到的输入为
2.3计算非线性误差,根据非线性PID的结构设计方法,系统没有积分环节,只有比例和微分环节,控制输入设计为
2.4根据控制系统的目标为z稳定到,稳定到,由此在z和的闭环控制回路上,将比例系数和微分系数也进行非线性化,以进一步提高控制系统的跟踪性能。计算非线性系数,根据PD控制系统的需求,比例系数p可调节系统的响应速度,系数越大,控制作用越强,所以在初始时,误差较大,为保证跟踪的速度,系数p取值较大,随着误差的减小,P值逐渐减小。微分环节有助于系统减小超调,克服振荡,加快系统的响应速度,减小调节时间,从而达到改善系统动态性能的目标,实际输出与控制目标之差为负值且其值越大,微分系数越大,随着差值的减小,微分系数渐渐稳定到一个固定值。设计参数为
以上所述仅为本发明的较佳实施例,并不用以限制本发明,凡在本发明的精神和原则之内,所作的任何修改、等同替换、改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (1)
1.一种基于非线性PID的四旋翼飞行器控制方法,包括以下步骤:步骤1,建立四旋翼飞行器的动态系统,初始化系统参数、采样时间以及控制参数;四旋翼飞行器系统的动力学模型表达式形式为:
其中,为飞行器在惯性坐标系中的位置坐标;代表飞行器的欧拉角,分别为滚转角、俯仰角和偏航角;l为飞行器旋翼末端到飞行器质心的距离;m为飞行器的负载总重量; 为转动惯量;(i=1,2...6)为助力系数;u为假设的中间控制输入,其定义为
步骤2,确定控制系统采用的控制方式为双闭环的控制方法,外环为位置控制系统,内环为姿态控制系统;
由于系统为欠驱动控制系统,控制器不能够同时对6个自由度都进行跟踪控制,设定控制的目标为航迹和滚转角,同时稳定另外两个角度;
控制过程先确定位置控制PID参数,再确定姿态控制PID参数,过程如下:
则根据PD控制的规则,设计的控制输入结构形式为
2.2姿态控制为内环控制,采用前馈补偿的方法,设计得到的输入为
2.3计算非线性误差,根据非线性PID的结构设计方法,系统没有积分环节,只有比例和微分环节,控制输入设计为
2.4计算非线性系数,根据PD控制系统的需求,比例系数p可调节系统的响应速度,系数越大,控制作用越强,所以在初始时,误差较大,为保证跟踪的速度,系数p取值较大,随着误差的减小,P值逐渐减小;
微分环节有助于系统减小超调,克服振荡,加快系统的响应速度,减小调节时间,从而达到改善系统动态性能的目标,实际输出与控制目标之差为负值且其值越大,微分系数越大,随着差值的减小,微分系数渐渐稳定到一个固定值;
sech为MATLAB环境下的双曲正割函数,exp为MATLAB环境下的指数函数;
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