用于四旋翼飛行器模型高精度辨識的實驗平臺及方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及四旋翼飛行器控制及系統(tǒng)辨識領(lǐng)域，具體涉及一種用于四旋翼飛行器 模型高精度辨識的實驗平臺及方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 近年來，關(guān)于無人機（Unmanned Aerial Vehicles，UAV)的研宄越來越受到國內(nèi)外 不同機構(gòu)的重視。世界上的一些軍事強國在研發(fā)大型作戰(zhàn)和非作戰(zhàn)無人機的同時，也在努 力研宄小型和微型飛行器，由于現(xiàn)代信息化戰(zhàn)爭的需要，無人機在戰(zhàn)爭中發(fā)揮的作用越來 越大。進入二十一世紀(jì)，隨著嵌入式微控制器設(shè)計技術(shù)、微傳感器檢測技術(shù)、控制理論與工 程以及機械電子技術(shù)的高速發(fā)展，微型無人機控制技術(shù)獲得了很大的發(fā)展。這些無人機通 常裝有GPS (全球定位系統(tǒng)）、MEMS (Micro-Electro-Mechanical Systems，微機電系統(tǒng)）慣 性傳感器以及圖像傳感器用來完成偵查、監(jiān)控以及搜救等任務(wù)。
[0003] 四旋翼飛行器屬于旋翼無人機的一種，相比于常規(guī)無人機，其動力裝置由四個電 機和螺旋槳組成，其不需要配備專門的反扭力矩槳就可以抵消自身的反扭力矩，其結(jié)構(gòu)設(shè) 計簡單、緊湊，近年來成為國內(nèi)外無人機研宄關(guān)注的熱點。四旋翼飛行器具備許多獨有的優(yōu) 勢，它能夠垂直起降，這和固定翼飛行器需要滑跑起降不同，不需要專門的機場和跑道，大 大降低了使用成本，同時它又易于拆卸和組裝，攜帶方便。
[0004] 四旋翼飛行器根據(jù)飛行任務(wù)要求，對于控制精度的要求越來越高。實現(xiàn)飛行器的 精確控制往往需要有三個步驟，首先要得到被控對象精確的數(shù)學(xué)模型，其次證明該模型是 可觀測的，最后證明該模型是可控制的。因此實現(xiàn)四旋翼飛行器有效控制的第一步就是獲 得其有效的數(shù)學(xué)模型，該數(shù)學(xué)模型能夠反映出系統(tǒng)的特性以及內(nèi)部結(jié)構(gòu)，可以用來分析系 統(tǒng)對于各種頻率、幅值大小的信號響應(yīng)。
[0005] 目前為止，被控對象動力學(xué)和數(shù)學(xué)模型建立的方法一般有兩種：機理建模以及通 過數(shù)據(jù)驅(qū)動的系統(tǒng)辨識方法。機理建模方法主要通過分析被控對象的過程和運動規(guī)律，運 用研宄人員熟知的物理和化學(xué)等原理，比如物料平衡、能量平衡、牛頓力學(xué)定理等，分析對 象內(nèi)部結(jié)構(gòu)之間各個變量之間的關(guān)系建立數(shù)學(xué)模型。機理建模能夠很好地反應(yīng)對象的實際 運動規(guī)律，適用于不同對象的建模。但是這種方法往往費時費事，而且對于內(nèi)部結(jié)構(gòu)相關(guān)的 很多參數(shù)不能輕易獲得。
[0006] 而通過數(shù)據(jù)驅(qū)動的系統(tǒng)辨識方法則是根據(jù)實驗現(xiàn)場獲得的實驗數(shù)據(jù)來建立對象 的數(shù)學(xué)模型，根據(jù)對象的輸入輸出數(shù)據(jù)通過一定的數(shù)學(xué)方法獲得模型，而不需要考慮對象 的結(jié)構(gòu)規(guī)律等。這種方法往往有3個基本要素：數(shù)據(jù)、模型以及準(zhǔn)則，其中數(shù)據(jù)（辨識實驗 獲得關(guān)于對象輸入和輸出的數(shù)據(jù)）是辨識的重要基礎(chǔ)，準(zhǔn)則是辨識的優(yōu)化目標(biāo)，模型是辨 識待求模型的范圍。與機理建模相比，系統(tǒng)辨識得到的模型不能適用于其他對象，有時候模 型甚至都不具有實際的物理意義，但是這些模型容易獲取，形式相對簡單，能夠很好地反應(yīng) 現(xiàn)場對象的特性，易于后期控制器的設(shè)計與實現(xiàn)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 為克服現(xiàn)有四旋翼飛行器模型不精確的缺點，本發(fā)明提供了一種用于四旋翼飛行 器模型高精度辨識的實驗平臺及方法，實現(xiàn)對四旋翼飛行器模型的高精度辨識以獲取其精 確模型。
[0008] 一種用于四旋翼飛行器模型高精度辨識的實驗平臺，包括四旋翼飛行器，以及用 于辨識實驗所收集的數(shù)據(jù)進行分析處理的上位機；所述四旋翼飛行器包括機架、電機、電子 調(diào)速器、螺旋槳、鋰電池以及基于微處理器的飛行控制系統(tǒng)：
[0009] 無線通信模塊，用于飛行控制系統(tǒng)與上位機之間的無線通信；
[0010] 姿態(tài)檢測單元，用于實時檢測飛行器飛行姿態(tài)；
[0011] 超聲傳感器，用于實時檢測飛行器飛行高度；
[0012] 遙控器，用于飛行器模式切換以及安全開關(guān)；
[0013] 電機控制信號檢測單元，用于實時檢測飛行器的電機參數(shù)；
[0014] 飛行控制系統(tǒng)，利用姿態(tài)設(shè)定值和控制算法控制飛行器飛行。
[0015] 所述的無線通信模塊用于飛行控制系統(tǒng)與上位機之間的通信，飛行控制系統(tǒng)通過 DM發(fā)送姿態(tài)傳感器原始數(shù)據(jù)、姿態(tài)角數(shù)據(jù)、超聲波高度數(shù)據(jù)、電池數(shù)據(jù)、遙控器信號數(shù)據(jù)、 控制器輸出數(shù)據(jù)和控制參數(shù)給上位機，上位機通過串口中斷方式發(fā)送控制參數(shù)給飛行控制 系統(tǒng)。為防止數(shù)據(jù)發(fā)送錯誤，采用帶校驗的串口協(xié)議進行通信。該無線通信模塊保證loom 以上的通信距離，滿足辨識實驗要求。
[0016] 所述姿態(tài)檢測模炔基于IIC接口協(xié)議與微處理器通信，該模塊包括加速度計、磁 力計和陀螺儀傳感器，微處理器運行基于互補濾波器的四元數(shù)解算算法實時檢測飛行器飛 行姿態(tài)。
[0017] 機載姿態(tài)傳感器中，陀螺儀的動態(tài)響應(yīng)較好，但是易產(chǎn)生溫度漂移等低頻干擾；磁 力計和加速度計的靜態(tài)效果比較好，但是易受到機體振動引起的高頻干擾，同時磁力計還 會受到電磁干擾；從頻域上看，三種傳感器在頻域上是互補的，互補濾波的主要思想就是通 過高通、低通濾波器將三種傳感器的數(shù)據(jù)融合到一起，從而得到飛行器的準(zhǔn)確姿態(tài)。
[0018] 所述超聲波傳感器主要用于實時檢測飛行器高度信息，辨識實驗過程需要飛行器 保持一個高度。所述超聲波傳感器根據(jù)聲波反射時間差乘以聲速就能獲得飛行器高度，所 述高度信息獲取過程采用濾波算法去除傳感器噪聲。
[0019] 所述遙控器由接收機和遙控器組成，接收機和微處理器相連，所述遙控器共有7 個通道，每個通道信號為周期21ms的PWM(脈沖寬度調(diào)制）波，高電平時沿范圍為ms。遙控 器通過高電平時沿變化反映通道的變化，微處理器通過定時器和外部中斷結(jié)合的方法計算 高電平時沿。
[0020] 所述控制算法如圖2所示，采用分段串級PID控制算法，外環(huán)控制姿態(tài)角，內(nèi)環(huán)控 制角速率，外環(huán)控制輸出作為內(nèi)環(huán)角速率的設(shè)定值。根據(jù)姿態(tài)角誤差劃分4個區(qū)間，每個區(qū) 間采用相應(yīng)的控制參數(shù)。
[0021] 所述實驗平臺電機和電子調(diào)速器均勻分布在機架的四個方向，電機分布在同一高 度，其對軸旋轉(zhuǎn)方向相同，相鄰旋轉(zhuǎn)方向相反，每個電機配有一個螺旋槳。所述電機外圍有 泡沫防護裝置，辨識實驗往往造成飛行器飛行軌跡不確定，泡沫裝置可以避免飛行器因碰 撞發(fā)生損壞。
[0022] 所述姿態(tài)檢測單元位于飛行器中心，鋰電池和超聲波傳感器位于飛行器底部，無 線通信模塊位于飛行器頂部。
[0023] 所述上位機基于VC++6. 0編寫，用于辨識實驗設(shè)定值給定和實驗數(shù)據(jù)保存；用于 實時顯示飛行器飛行姿態(tài)；用于監(jiān)控鋰電池電量；用于傳感器數(shù)據(jù)標(biāo)定；用于觀測分析控 制器控制性能；用于控制器參數(shù)調(diào)試。
[0024] 本發(fā)明還提供一種用于四旋翼飛行器模型高精度辨識的方法，包括如下步驟：
[0025] 1)采集實時的飛行器飛行姿態(tài)和電機控制信號；
[0026] 2)根據(jù)所述的飛行器飛行姿態(tài)和電機控制信號，設(shè)計飛行器的姿態(tài)設(shè)定值；
[0027] 3)利用所述的姿態(tài)設(shè)定值進行飛行，并采集飛行時的電機轉(zhuǎn)速信號和姿態(tài)角速 率，建立初始的飛行器模型；
[0028] 4)根據(jù)初始的飛行器模型，確定最優(yōu)的姿態(tài)設(shè)定值；
[0029] 5)利用最優(yōu)的姿態(tài)設(shè)定值進行飛行，并采集對應(yīng)的電機轉(zhuǎn)速信號和姿態(tài)角速率， 進行迭代辨識，確定最優(yōu)的飛行器模型。
[0030] 迭代辨識過程中，不斷建立新的飛行器模型，確定相應(yīng)的姿態(tài)設(shè)定值，并進行實操 飛行，采集電機轉(zhuǎn)速信號和姿態(tài)角速率，直至姿態(tài)設(shè)定值與采集的數(shù)據(jù)最為接近，即可確定 最優(yōu)的飛行器模型。
[0031] 迭代辨識的辨識算法采用PEM(預(yù)報誤差法），所述閉環(huán)最優(yōu)測試信號設(shè)計方法將 優(yōu)化命題在頻域范圍內(nèi)展開，構(gòu)造一個約束條件為線性不等式的凸優(yōu)化問題。
[0032] 本發(fā)明的有益效果是：
[0033] 1、采用無線通信模塊用于飛控系統(tǒng)和上位機進行通信，保證傳輸數(shù)據(jù)的實時性， 便于控制器參數(shù)調(diào)節(jié)。
[0034] 2、采用基于互補濾波的四元數(shù)姿態(tài)解算算法，解決歐拉角解算過程中的萬向軸鎖 問題，實際解算精度高。
[0035] 3、采用分段PID串級控制算法，獲得比單環(huán)PID控制器更好的飛行性能。
[0036] 4、實驗平臺充分考慮實驗過程中將會遇到的安全問題，設(shè)有自動安全檢查機制和 緊急開關(guān)，保證實驗人員的安全。
[0037] 5、基于凸優(yōu)化的閉環(huán)最優(yōu)測試信號設(shè)計方法，將優(yōu)化命題在頻域范圍內(nèi)展開，構(gòu) 造一個約束條件為線性不等式（Linear Matrix Inequality，LMI)的凸優(yōu)化問題，有效降低 求解難度；根據(jù)信號的頻域特性計算得到時域下的表達(dá)式，易于工程實現(xiàn)。
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