基于LabVIEW的无人机扰动控制系统设计外文翻译资料

 2022-08-15 01:08

外文原文

Design of uav disturbance control system based on LabVIEW

Abstract

Four-rotor aircraft is currently more common a rotor-type unmanned aerial vehicles,miniature four-rotor aircraft has the following advantages:the simple mechanical design,more flexible air flight action,the vertical take off and landing ability and highly security.Therefore,the rotor-type unmanned aerial vehicle in the practical application of the prospects are broader and its current main tasks are:aerial shooting,data collection,pesticide spraying,disaster relief and other functions,but it has a strong non-linear,multi-variable coupling and so on,which is the realization of stable control of the main problems faced.

1.Introduction

.The purpose of this research is to design manufacture and debug a four-rotor unmanned aerial vehicle,so that it can be applied in practical engineering.The research order of this topic is as follows:analyze the four-rotor unmanned aerial vehicle,including flight principle,attitude calculation and control and build the model.Based on this,the flight control system is designed.And then selected four-rotor unmanned aerial vehicle components required to complete the assembly and production,and as a prototype,use our own development of the debugging platform for further testing and debugging work.

The four-rotor unmanned aerial vehicle is characterized by its lightweight structure, low cost and flexible maneuverability. To implement vertical take-off and landing, hovering, inverted, and other functions. With the structural characteristics of four rotor unmanned aerial vehicle by wide attention both at home and abroad, and has been widely in the field of civil and military applications. Attitude control is the core of four rotor unmanned aerial vehicle control, the stand or fall of attitude control directly influence the rotor unmanned aerial vehicle flight quality, and is the foundation for subsequent development. So the study of four rotor attitude control of unmanned aerial vehicle has vital role in reality.

For the prototype we want to make,that is,four-rotor unmanned aerial vehicle aircraft,complete the establishment of the model.Because of the complexity of the mathematical model of the four-rotor,we use LabVIEW to do the joint dynamic simulation of the model,which avoids the cumbersome process of modeling and makes the simulation more image.In the process of joint simulation,we design and select MATLAB and validate the algorithm of attitude analysis and attitude control of the aircraft,so that it can effectively resist the external Interference,while not affecting the real-time attitude of aircraft.After the establishment of the attitude calculation and control algorithm,according to the mechanical structure and control requirements of the aircraft,select the appropriate composition.And then through the independent research and development of the flight controller parameter adjustment and detection device to complete the aircraft parts detection,while the flight controller in the attitude control parameters of the adjustment,so that the aircraft can be stable flight.Through the final test,it is proved that the flight controller designed in this paper has better control effect on the four-rotor unmanned aerial vehicle,and its performance parameters meet the basic requirements of the actual engineering,which proves the four-rotor unmanned aerial vehicle flight control system designed in this paper has reached the purpose of this designation.

Four rotor unmanned aerial vehicle is one who has a six degrees of freedom is only four control input of the under actuated system. It has many variations, non - linearity, strong coupling and easy to be disturbed. In the design of unmanned aerial vehicle flight control system combined with engineering practice, the classical control theory has been playing a very important role and has good control effect on most processes. However, it is difficult to achieve a good control effect for time-varying and nonlinear systems with fixed Proportion Integration Differentiation parameters, and the tuning of parameters requires a lot of experience in tuning engineering, and it is difficult to achieve the optimal. Is proposed in this paper, based on the four rotor structure of unmanned aerial vehicle attitude control, Proportion Integration Differentiation was designed and implemented a set of stable and reliable to four rotor unmanned aerial vehicle attitude control based on Proportion Integration Differentiation control system.

First of all, based on the familiar four rotor unmanned aerial vehicle flight mechanism and principle, we establish an inertia coordinate system and body coordinate system. By stress analysis, a nonlinear model by Newton Euler method is established for four rotor unmanned aerial vehicle, equations of motor and brushless DC motor is given, the system parameters of four rotor are determined.

Secondly, a double loop cascaded Proportion Integration Differentiation controller is designed to solve the problem of strong coupling and under　actuated in the linear model of four-rotor unmanned aerial vehicle. To result the problem, we introduces the particle swarm optimization algorithm , a Proportion Integration Differentiation controller is designed.Furthermore, the four-rotor unmanned aerial vehicle is a nonlinear system, with many uncertainties, so we can further analyze the control of the four-rotor unmanned aerial vehicle . Based on the combination of adaptive control, sliding mode control, fuzzy control and particle swarm optimization algorithm, an adaptive fuzzy sliding mode control　is proposed. Sliding mode control is one of the effective means to deal with the nonlinear system, and the approximation method of fuzzy reasoning system to achieve the ideal control law, the design and stability analysi

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基于LabVIEW的无人机扰动控制系统设计

摘要

四旋翼无人机是目前比较常见的一种旋翼型无人机，小型四旋翼飞机具有以下优点:机械设计简单，空中飞行动作更加灵活，垂直起降能力强，安全性高。因此,转子式无人机在更广泛的实际应用前景和当前的主要任务是:空中射击、数据收集、农药喷洒、救灾和其他功能,但它有一个强大的非线性、多变量耦合等,这是实现稳定控制面临的主要问题。

简介

本设计的目的是设计和调试一种四旋翼无人机，使其能够应用于实际工程中。本课题的研究顺序如下:对四旋翼无人机进行分析，包括飞行原理、姿态计算和控制，并建立模型。在此基础上，设计了飞行控制系统。然后选择四旋翼无人机所需要的部件完成装配和生产，并作为样机，利用自己开发的调试平台进行进一步的测试和调试工作。

四旋翼无人机具有结构轻、成本低、机动灵活等特点。实现垂直起降、悬停、倒飞等功能。四旋翼无人机以其结构特点受到国内外的广泛关注，并已广泛应用于民用和军事领域。姿态控制是四旋翼无人机控制的核心，姿态控制的好坏直接影响旋翼无人机的飞行质量，是后续发展的基础。因此，对无人机四旋翼姿态控制的研究具有重要的现实意义。

对于我们要做的样机，即四旋翼无人机，完成模型的建立。由于四旋翼数学模型的复杂性，我们使用LabVIEW对模型进行联合动态仿真，避免了建模的繁琐过程，使仿真更加形象。在联合仿真过程中，我们设计并选择MATLAB并验证了飞行器姿态分析和姿态控制的算法，使其能够有效地抵抗外界干扰，同时又不影响飞行器的实时姿态。建立姿态计算和控制算法后，根据飞行器的机械结构和控制要求，选择合适的组成。然后通过飞行控制器参数调整和检测装置来完成对飞机部件的检测，同时飞行控制器在姿态控制参数的调整，使飞机能够稳定飞行。保证了飞行控制器设计四旋翼无人机具有更好的控制效果,及其性能参数满足实际工程的基本要求,这证明了四旋翼无人机飞行控制系统设计摘要已达到本设计的目的。

四旋翼无人机是一种六自由度仅为四个控制输入的欠驱动系统。它具有变化多、非线性、耦合强、易受扰动等特点。在结合工程实际的无人机飞行控制系统设计中，经典的控制理论一直起着非常重要的作用，对大多数过程都有很好的控制效果。但是，对于具有固定比例-微分-积分参数的时变非线性系统，很难获得良好的控制效果，参数的整定需要大量的调试工程经验，很难达到最优。本设计提出了基于四旋翼结构的无人机姿态控制，设计并实现了一套基于比例-微分-积分的稳定可靠的四旋翼无人机姿态控制系统。

在熟悉的四旋翼无人机飞行机理和原理的基础上，建立了惯性坐标系和机体坐标系。通过对四旋翼无人机的受力分析，建立了四旋翼无人机的非线性模型，给出了四旋翼无人机的电机和无刷直流电动机方程，确定了四旋翼无人机的系统参数。

其次，针对四旋翼无人机线性模型的强耦合和欠驱动问题，设计了双闭环级联比例-微分-积分控制器。针对这一问题，引入粒子群优化算法，设计了比例-微分-积分控制器。此外，四旋翼无人机是一个非线性系统，具有许多不确定性，因此我们可以进一步分析四旋翼无人机的控制。将自适应控制、滑模控制、模糊控制和粒子群算法相结合，提出了一种自适应模糊滑模控制方法。滑模控制是一种有效的手段来处理非线性系统和模糊推理系统的近似方法来实现理想的控制律,控制器的设计和稳定性分析,以满足的条件李雅普诺夫稳定性、和MATLAB仿真。仿真结果表明，与比例-微分-积分控制器相比，比例-微分-积分控制器具有良好的动态性能和抗干扰能力。

四旋翼无人机是一种能够垂直起降、自主悬停和低速飞行的飞行器，它与固定翼飞机相比具有很强的机动性。风阻是影响四旋翼无人机控制系统稳定性的重要因素之一。然而，由于四旋翼无人机机身动力学方程的复杂性，容易受到外部阵风和内部噪声的影响，难以建立准确的四旋翼无人机模型。本设计以四旋翼无人机为研究对象，在自抗扰控制的基础上，建立并仿真了该模型，研究了阵风的风阻特性在不同的情况下持续的风。

在本设计中,首先,建立机身的四旋翼无人机动力学模型,机身的协调系统和惯性协调系统分析的力学性能,分析了影响转子影响由空军无人机在飞行过程中,合理的线性化在适当的假设条件下,获得机身的动力学方程和无人机的姿态和位置动力方程。根据四旋翼无人机动态模型的特点，采用自抗扰控制器设计内环姿态控制器，外环位置控制算法采用比例-微分-积分控制。仿真结果表明，自抗扰控制器能够有效地补偿系统的内外部干扰，有效地提高系统的稳定性。根据不同的风力级别分析四旋翼无人机的姿态角变化的曲线,基于自干扰抑制控制控制器,通过比较过度,调整时间和稳态误差的控制系统在不同干扰,结果表明,自抗扰控制器可以提高系统的风的阻力。最后，对四旋翼无人机进行了实际飞行试验。在阵风和连续风环境下进行了飞行试验和数据采集。通过对采集到的数据进行对比分析，证明了基于自抗扰控制器的姿态控制器能够有效地提高四旋翼无人机的风阻。

为了提高四旋翼无人机的抗干扰性能，提出了经典滑模控制算法等常用控制算法，抗干扰能力强，但在实际应用中容易出现高频抖动问题;外部世界的反向控制算法干扰不敏感，但控制算法的控制效果取决于被控对象数学模型的准确性，而实际飞行是无人驾驶的，难以建立准确的控制模型;模糊控制算法抗干扰能力强，线性系统具有良好的控制效果，但在实际应用中需要为控制对象选择合适的模糊规则。

自抗扰控制器几乎不依赖于数学模型，抗干扰能力强，可以对无人机进行实时估计，在控制量上，补偿了零件的不确定性和外部环境的干扰。同时，自抗扰控制器是自然的，去耦性能好，非常适合四旋翼无人机的控制；控制算法简单，易于在微处理器上实现。然而，现有的基于自抗扰控制器的姿态控制器大多还没有经过测试。本文提出了一个包含动态的模型由电机组成的执行机构的特性，以及动力学和运动学身体的特征。通过对其完整动态特性的详细分析四旋翼是自抗扰控制器技术应用于姿态控制的关键障碍发现了四旋翼，并找到了相应的对策。在实际分析中在实际应用中，发现扩展状态观测器的时延效应是不可忽略的动力推进系统。为了解决这一问题，本文提出了提高控制信号的局部放电然后应用自抗扰控制器技术，验证了该方法的可行性通过数值模拟方案，从而保证自抗扰控制器的成功实施。

在充分分析四旋翼无人机姿态控制过程的基础上，介绍了其动态特性基于自抗扰控制器理论设计了姿态控制器。分析了四旋翼无人机的飞行原理，推导出六自由度飞行方程学习模型。根据四旋翼无人机的硬件组成，对其飞行平台进行了组装与实现调试。基于动力系统的动态特性，分析了四旋翼无人机的姿态控制流程。姿态控制器分为两部分:角度部分采用比例控制，角速度部分采用自抗扰控制，以抵消内部和外部的干扰。

飞行控制技术作为四旋翼无人机领域的关键技术，一直是国内外专家学者研究的热点。控制精度一直是影响无人机技术发展和进步的重要因素，同时也决定着无人机的性能。四驱性能完成无人机飞行任务,但由于实时四驱系统本身有很高的要求和电力消费,一些先进的高精度控制方法,因为大量的计算,耗时和其他原因,以达到更好的无人机平台。因此，研究高精度四旋翼无人机控制算法具有重要意义。

在飞行控制系统中，飞机对外界命令信号的瞬态响应和稳态响应直接影响着飞机的飞行安全和完成任务的有效性。然而，由于飞行控制系统模型具有高阶非线性的特点，分析各UVA飞行速度和俯仰角的瞬态响应特性并进行有效控制存在一定的困难。因此,无人机的飞行速度和螺旋角瞬态控制问题,提出了本文研究的问题的瞬态响应分析和控制高阶的飞行控制系统,多输入多输出非线性特征的全球坐标变换,非线性系统控制技术。

本设计分析了固定翼飞机全阶(6自由度)运动学和动力学模型的一些关键特性，包括高阶性和非线性。在一定的假设条件下，建立了速度和俯仰角跟踪控制器的简化模型。一个是解耦线性化模型，其中速度动力学和俯仰角动力学分别由三阶积分器链和四阶积分器链来描述。另一种是具有两个输入和两个输出的耦合非线性模型。

提出了一种基于SISO积分链模型的无人机速度/俯仰角暂态控制算法。它能保证输出对参考信号的单调跟踪，且无超调。提出了一种基于DIDO非线性模型的转速和俯仰角的暂态控制算法。分析多变量非线性系统有两种不同的方法。一方面，将非线性系统处理成多变量线性模型，采用小扰动线性化方法对其进行线性控制;另一方面，利用全局坐标变换、反馈线性化等控制技术，提出了一种非线性控制律。以速度和俯仰角为控制变量的无人机非线性系统的输出，其最终目标是实现对参考信号的单调跟踪和无超调。

本文从控制方法和实际应用目的出发，研究了四旋翼无人机的高精度控制问题。首先,基于深度研究的四旋翼无人机飞行控制原理及运动学关系,建立动态模型;此外,通过传统的比例-微分-积分控制算法的研究和分析具有四旋翼无人机应用和缺陷,传统的比例-微分-积分控制算法具有适应能力强的优点，同时具有结构简单、使用方便的优点，但在参数设置、动态性能、非线性问题等应用中存在一些缺陷。针对上述缺点,考虑到四旋翼系统的抗干扰能力,非线性时变特性,研究了模糊逻辑控制,模糊控制器,发现有少量的计算和控制响应时间短的特点,高容错和简单的设计,特别适用于非线性和时间变量,模型不完整的应用系统。本文提出了一种基于串级比例-微分-积分控制方法的参数模糊串级比例-微分-积分控制算法，利用模糊逻辑推理对比例-微分-积分参数进行自适应调整。从而在简化参数整定过程的同时，加强自适应非线性控制的应用。通过对控制算法的MATLAB模型仿真，得出比例-微分-积分控制算法具有超调量小、调整时间短、响应速度快、稳定性长等优点，其性能远远优于传统控制方法。

四旋翼无人机飞行控制系统的设计,包括螺旋角控制系统、速度控制系统、垂直速度控制系统,高度控制在纵向通道,角度控制系统、侧偏角控制系统,在纬度通道航向控制系统,控制系统结构和反馈典控制理论设计的根轨迹分析和幅频响应。目前，四旋翼无人机的控制器大多采用欧拉角来表示姿态。这些控制器在俯仰角接近90度时存在奇异性问题，限制了无人机的机动性能。针对这一问题，基于四元数姿态表示，采用轨迹线性化控制方法设计了四旋翼飞行器的六自由度非线性控制器。整个控制器包括位置子控制器和姿态子控制器。两个控制器分别控制无人机的平移和旋转运动。通过使用控制指令值而不是标称值作为内部控制回路的输入，对控制器进行了改进。对改进前后的控制器性能进行了仿真测试，结果表明改进后的控制器性能较好。通过数值仿真和实际飞行对该控制器进行了测试，并与传统的基于欧拉角的控制器进行了比较。

四旋翼无人机是具有垂直起降能力的四旋翼无人机。四旋翼无人机的平动和旋转运动是通过改变四个旋翼的速度来实现的。与传统直升机相比，四旋翼无人机没有复杂的机构。它的主要优点是提供更大的有效载荷和更简单的操作。然而，四旋翼无人机是一个欠驱动、非线性、强耦合的6自由度系统。因此，研制可靠的四旋翼无人机飞行控制系统是一项具有挑战性的任务。比例-微分-积分是由于其简单而被广泛使用。滑模控制器因其可以处理系统模型的不确定性而受到广泛的关注。这些控制器通常能在飞机姿态轻微变化的情况下工作。目前，许多研究小组正致力于提高四旋翼无人机的主动机动能力和与环境的互动能力。研究了如何控制四旋翼无人机，使侵略性的机动，如飞行通过狭窄，垂直的差距和栖息在倒立表面具有高精度和重复性。提出了一种具有飞行、爬壁、手臂操作功能的多螺旋桨多功能空中机器人。这些机动要求四旋翼无人机采用更高性能的控制器。然而，大多数控制器的设计都是基于欧拉角的表示。当飞行器俯仰角接近90度时，控制器会出现奇异性问题。克服这一问题的一种方法是使用指数坐标，许多研究集中在基于指数坐标的跟踪控制。提出了一种基于指数坐标的四旋翼跟踪控制器。这种方法在理论上是有效的。然而，对于实验活动，有必要设计一个观察者来从角速度估计指数坐标。该算法的实时实现具有挑战性。另一种避免奇异点的方法是使用四元数。四元数姿态表示通常用于组合导航。目前，无人机导航系统通常能以四元数的形式输出姿态，简化了基于四元数姿态表示的无人机控制器的设计任务。与欧拉角相比，四元数的另一个优点是它只需要代数运算而不需要三角运算，从而减少了计算工作量。四旋翼无人机是一个非线性系统;为了提高控制器的性能，需要采用非线性控制方法

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