進(jìn)階式飛行器控制實(shí)驗(yàn)項(xiàng)目設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)*

*基金項(xiàng)目：沈陽航空航天大學(xué)教學(xué)改革研究項(xiàng)目

0 引言

飛行器控制系統(tǒng)融合了自動(dòng)控制、計(jì)算機(jī)、導(dǎo)航、通信、傳感技術(shù)等多個(gè)學(xué)科知識(shí)，但現(xiàn)有的關(guān)于飛行器控制的實(shí)踐教學(xué)偏重某一環(huán)節(jié)的理論驗(yàn)證和Matlab/simulink純仿真實(shí)驗(yàn)，與實(shí)際脫節(jié)較大。

為了有效培養(yǎng)學(xué)生綜合運(yùn)用專業(yè)知識(shí)及分析解決復(fù)雜工程問題的能力，本文采用多層遞進(jìn)的方式設(shè)計(jì)開發(fā)飛行器控制實(shí)驗(yàn)項(xiàng)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(yàn)相結(jié)合，讓學(xué)生在一個(gè)完整的飛行器控制系統(tǒng)情境中，了解飛控系統(tǒng)的工作過程，將理論知識(shí)與工程實(shí)際應(yīng)用融會(huì)貫通。

1 實(shí)驗(yàn)項(xiàng)目開展形式

本項(xiàng)目以培養(yǎng)學(xué)生掌握飛行器控制與設(shè)計(jì)為目的，基于MATLAB、FlightGear 和Pixhawk 硬件飛控系統(tǒng)，開展基礎(chǔ) → 分析 → 設(shè)計(jì)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(jié)合實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的進(jìn)階式實(shí)驗(yàn)教學(xué)流程

基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)中剛性飛行器動(dòng)力學(xué)方程、剛體飛行器運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型建模是控制系統(tǒng)的首要條件；飛行器機(jī)載的各種傳感器標(biāo)定等處理為后續(xù)飛行及控制性能分析提供數(shù)據(jù)支持。分析實(shí)驗(yàn)主要是進(jìn)行濾波器、各種控制器、失效保護(hù)器等頻域、時(shí)域性能的分析測(cè)試，有助于學(xué)生清楚相關(guān)參數(shù)對(duì)控制性能的影響。設(shè)計(jì)實(shí)驗(yàn)，在仿真分析實(shí)驗(yàn)的基礎(chǔ)上，讓學(xué)生自行修改和設(shè)計(jì)某些控制環(huán)節(jié)，并硬件在環(huán)測(cè)試，評(píng)估設(shè)計(jì)模型的有效性和性能。

同時(shí)在分析型、設(shè)計(jì)型實(shí)驗(yàn)環(huán)節(jié)實(shí)施過程中，又可以將實(shí)驗(yàn)分解為仿真實(shí)驗(yàn)，處理器在環(huán)仿真實(shí)驗(yàn)和飛行器飛行實(shí)驗(yàn)虛實(shí)結(jié)合3 個(gè)部分。首先學(xué)生可以線下修改實(shí)驗(yàn)平臺(tái)的飛行控制仿真模型，通過Matlab/simulink 仿真工具對(duì)修改后的飛行控制模型進(jìn)行飛行模擬仿真。在仿真結(jié)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(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)的處理器在環(huán)仿真實(shí)驗(yàn)。最后可進(jìn)行飛行器實(shí)物飛行實(shí)驗(yàn)。

由于整個(gè)實(shí)驗(yàn)過程涉及的環(huán)節(jié)較多，因此在實(shí)驗(yàn)實(shí)施過程中以進(jìn)階形式進(jìn)行模塊化分解，將實(shí)驗(yàn)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(yàn)內(nèi)容，最后各模塊整合，完成最終的飛行控制實(shí)驗(yàn)，觀察實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

2 飛行器控制實(shí)驗(yàn)項(xiàng)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(yàn)為例，說明進(jìn)階式的飛控實(shí)驗(yàn)項(xiàng)目設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)過程。

2.1 飛行器姿態(tài)數(shù)據(jù)獲取

在基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)環(huán)節(jié)，基于運(yùn)動(dòng)學(xué)和動(dòng)力學(xué)知識(shí)建立四旋翼飛行器的數(shù)學(xué)模型；同時(shí)對(duì)機(jī)載傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行標(biāo)定和姿態(tài)解算等處理，獲取飛行器姿態(tài)數(shù)據(jù)。本節(jié)僅給出加速度計(jì)和陀螺儀的互補(bǔ)濾波實(shí)驗(yàn)結(jié)果。

首先利用數(shù)據(jù)采集模型和Pixhawk 自駕儀采集加速度計(jì)和陀螺儀數(shù)據(jù)，然后根據(jù)互補(bǔ)濾波的原理和公式，在Matlab 中讓學(xué)生編寫相關(guān)程序，結(jié)合實(shí)驗(yàn)所采集到的數(shù)據(jù)，做出姿態(tài)角的濾波結(jié)果圖如圖2 所示。

（a）俯仰角濾波結(jié)果對(duì)比

（b）滾轉(zhuǎn)角濾波結(jié)果對(duì)比

圖2 姿態(tài)角濾波結(jié)果對(duì)比圖

圖中橫坐標(biāo)為時(shí)間，單位為秒；縱坐標(biāo)為姿態(tài)角，單位為度；各條曲線反映了姿態(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(jié)果，acc 為加速度計(jì)計(jì)算的姿態(tài)角結(jié)果，cf 為互補(bǔ)濾波得到的姿態(tài)角結(jié)果，pitch 和roll 分別為俯仰角和滾轉(zhuǎn)角。陀螺儀的累積誤差較大，加速度計(jì)計(jì)算的角度噪聲大，存在明顯的毛刺，根據(jù)濾波結(jié)果對(duì)比圖可以看出，使用互補(bǔ)濾波解算后的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角的角度更平滑，基本上消除了累積誤差的影響。

圖3 內(nèi)環(huán)姿態(tài)控制器的Simulink仿真模型

2.2 PID控制器仿真設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

在分析、設(shè)計(jì)實(shí)驗(yàn)環(huán)節(jié)采用虛實(shí)結(jié)合方式，首先應(yīng)用Simulink 工具仿真設(shè)計(jì)四旋翼飛行器的PID 控制器，得到比較理想的控制器參數(shù)。

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(zhuǎn)角Φ。因此設(shè)計(jì)的PID 控制器為雙閉環(huán)形式，內(nèi)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。通過內(nèi)環(huán)和外環(huán)的控制，最終可以實(shí)現(xiàn)飛行器的平穩(wěn)飛行控制。

圖4 外環(huán)位置控制器的Simulink仿真模型

根據(jù)設(shè)計(jì)出的仿真模型，學(xué)生可以通過仿真實(shí)驗(yàn)進(jìn)行四旋翼飛行器PID 控制器的階躍響應(yīng)曲線分析，計(jì)算出具體的超調(diào)量和調(diào)節(jié)時(shí)間，對(duì)設(shè)計(jì)出的控制器的動(dòng)態(tài)性能指標(biāo)進(jìn)行定量分析，更好地觀察控制參數(shù)是否合理。方便后續(xù)的硬件在環(huán)和實(shí)物飛行實(shí)驗(yàn)。

2.3 四旋翼飛行器的硬件在環(huán)實(shí)驗(yàn)

虛擬仿真實(shí)驗(yàn)后，利用Simulink、CopterSim和3DDisplay軟件結(jié)合Pixhawk和遙控器實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器的硬件在環(huán)與姿態(tài)控制實(shí)驗(yàn)。三維顯示軟件3D Display接收到飛行器仿真模型后，實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器的三維可視化實(shí)時(shí)飛行演示。通過觀察飛行器的飛行姿態(tài)和軌跡信息，可以讓學(xué)生直觀地體驗(yàn)設(shè)計(jì)的控制器的控制效果。

在進(jìn)行在環(huán)演示實(shí)驗(yàn)時(shí)，使用遙控器，對(duì)四旋翼飛行器模型進(jìn)行解鎖。然后在“3D Display”軟件界面中觀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(zhuǎn)時(shí)的不同視角的飛行狀態(tài)，此時(shí)4 個(gè)四旋翼的轉(zhuǎn)速分別為（8234.73，7526.35，8288.11，7493.66）， 無人機(jī)在空中的坐標(biāo)（x，y，z）為（36.84，-21.54，174.10），對(duì)應(yīng)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(zhuǎn)）為53.52，這些數(shù)據(jù)顯示在圖6 左側(cè)部分的界面上；此外，圖6 中的右側(cè)部分還給出了四旋翼飛行器截至到當(dāng)前時(shí)刻在XOY 平面的飛行軌跡。

圖5 四旋翼飛行器偏轉(zhuǎn)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(zhuǎn)動(dòng)作時(shí)的飛行數(shù)據(jù)與軌跡截圖

圖7 和圖8 分別給出了四旋翼無人機(jī)在飛行過程中進(jìn)行俯仰和滾轉(zhuǎn)操作的截圖。俯仰操作時(shí)，4 個(gè)四旋翼的轉(zhuǎn)速分別為（9063.07，8162.09，9037.56，9043.48），無人機(jī)在空中的坐標(biāo)（x，y，z）為（36.48，105.76，194.83）， 對(duì)應(yīng)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(zhuǎn)) 為58.91。滾轉(zhuǎn)操作時(shí)，4 個(gè)四旋翼的轉(zhuǎn)速分別為（5199.15，3043.91，3026.76，5254.28），無人機(jī)在空中的坐標(biāo)（x，y，z）為（254.16，-78.39，345.18），對(duì)應(yīng)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(zhuǎn)）為-14.12。

圖7 四旋翼俯仰動(dòng)作截圖

圖8 四旋翼滾轉(zhuǎn)動(dòng)作截圖

圖9 為四旋翼飛行器在空中保持平穩(wěn)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(duì)應(yīng)圖10 給出了此時(shí)4 個(gè)四旋翼機(jī)槳的轉(zhuǎn)速分別為（4257.16，4002.95，4252.92，4011.08），此時(shí)飛行器在空中的坐標(biāo)（x，y，z）為（-37.33，100.16，619.24），對(duì)應(yīng)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(zhuǎn)）為2.41。通過上述不同飛行姿態(tài)的實(shí)驗(yàn)，證明設(shè)計(jì)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(wěn)飛行時(shí)不同視角的狀態(tài)截圖

圖10 四旋翼飛行器平穩(wěn)飛行時(shí)的飛行數(shù)據(jù)及軌跡截圖

3 結(jié)束語

本文針對(duì)飛行器控制系統(tǒng)理論課程開展進(jìn)階式實(shí)驗(yàn)教學(xué)項(xiàng)目，并以基于PID 方法的飛行器飛行控制為例，說明了實(shí)驗(yàn)的開展過程，給出了主要環(huán)節(jié)的學(xué)生實(shí)驗(yàn)結(jié)果，通過虛實(shí)結(jié)合的飛行演示驗(yàn)證，所達(dá)到的實(shí)驗(yàn)效果好于單純單一環(huán)節(jié)的仿真實(shí)驗(yàn)，有助于提高學(xué)生的主觀能動(dòng)性。

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（本文來源于《電子產(chǎn)品世界》雜志2023年3月期）