基于互补滤波算法和串级PID的四旋翼飞行器设计方法技术

本发明专利技术公开了一种基于互补滤波的姿态融合算法和串级PID控制算法的微型四轴飞行器控制系统，融合算法可以有效的将陀螺仪输出的角速度信息和加速度计测量的加速度信息进行融合，补偿了两者的误差，得到长期精确稳定的姿态信息。串级PID控制算法以角速度环为内环，角度环为内环，内环反馈直接由角速度传感器获取，避免了误差的引入，而外环的输出直接作为内环的输入。有效提高了控制精度和系统的稳定性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于无人机
，具体涉及一种基于互补滤波算法和串级PID的四旋翼飞行器设计方法。
技术介绍
近年来，随着电子科学技术、先进材料技术、无线通信技术、自动化技术、数字信号处理技术等的进步，小型四旋翼低空无人飞行器得到了迅速发展，在军事和民用领域具有广阔的应用前景。和传统的直升机相比，它有着自身的优势：当前后两个旋翼逆时针旋转，而左右两侧的旋翼顺时针旋转时，旋翼自身产生的扭矩将相互抵消。则尾部旋翼和旋翼倾斜问题可以被忽略。但小型四旋翼飞行器的运动涉及到三个坐标轴上的转动，即俯仰角，横滚角和偏航角，同时又涉及到三个坐标轴上的移动，共包含六个自由度，而控制系统由四个带旋翼的电机组成，是一个欠驱动系统，因而飞行控制系统的设计有着较大的难度。随着微控制器的快速发展，意法半导体基于高性能、低成本、低功耗的要求设计了ARMCortex-M3内核，STM32系列处理器就是基于此内核设计。其中增强型系列时钟频率可达72Mhz，具有同类产品中最高性能，为进行复杂的姿态控制算法提供了条件。在无人机研究中，微小型无人机的技术要求更高更复杂，因此发展相对缓慢，上世纪90年代末才研制出第一个飞行样机。由于其飞行速度相对较低、尺寸较小，因此小型无人机的空气动力学原理会更加复杂，有很多技术问题都无法用现有的空气动力学原理来解释。微小型无人机在低速飞行时，机翼荷载和机体惯性都比较小，很容易受到不稳定气流的干扰，因此就要求微小型无人机的控制系统要更加灵活，同时拥有更高的精度。四轴飞行器的研究包含了多种交叉学工科，涉及到微机电系统(MEMS)技术、片上(SOC)技术、高效能源技术、微动力系统技术等。
技术实现思路
本专利技术针对现有技术的不足，提供了一种基于互补滤波算法和串级PID的四旋翼飞行器设计方法。本发，包括基于互补滤波算法的姿态融合算法和基于串级PID的控制算法；飞行器的运动控制系统的核心在于姿态的解算和控制。首先需要建立一个由互相垂直的三个坐标轴组成的惯性参考系，而后由传感器来采集参考系各坐标轴方向上的角速度和加速度数据，进而计算出姿态信息。其中，加速度计测量的加速度数据可以通过与地面坐标系的转换矩阵，计算出姿态。陀螺仪测量的角速度信息可以通过积分获得角度信息。但两个传感器分别受限于自己的动态特性和静态特性上的不足，分别会产生高频噪声和长期的静态漂移。因此，对两者的数据通过一个互补滤波器来进行融合计算，可以得到长期有效的姿态信息。本专利技术的有益效果：自动控制系统中，PID是最为典型的控制算法之一，得到广泛应用。传统的单环PID算法控制精度有限，可通过设计一个串级PID算法来增加系统稳定性。串级PID算法以角速度环为内环，角度环为内环，内环反馈直接由角速度传感器获取，避免了误差的引入，而外环的输出直接作为内环的输入。有效提高了控制精度和系统的稳定性。附图说明图1为机体坐标系。图2为参考坐标系。图3为数据融合算法流程图。图4为单环增量式PID控制。图5为串级PID控制器原理图。图6为飞行器系统的软件流程图。具体实施方式以下结合附图对本专利技术作进一步说明。在对四旋翼飞行器进行控制之前，首先要进行机体姿态的解算。而机体的方向，角度，速度等信息都需要通过一个坐标系来准确的描述。以机体的质心为原点，机头方向为xb轴正方向确立载体坐标系B:[xb,yb,zb]，将地面的全局坐标系来作为系统的参考坐标系L:[xl,yl,zl]，机体飞行范围相对较小，可忽略地球曲率，通过两坐标系之间的转换可得到机体的姿态信息。描述机体姿态的三个欧拉角，即俯仰角(Pitch)，滚转角(Roll)，偏航角(Yaw)分别用θ，φ，ψ表示，机体坐标系如图1所示。机身的转动可以分解为依次绕zl轴转动ψ角，绕yl轴转动θ角，绕xl轴转动φ角的三次旋转，由此，可以得到各向量从地面坐标系的机体坐标系的映射关系矩阵。第一步绕zl轴旋转，得到关于ψ角的映射矩阵：第二步绕yl轴旋转，得到关于θ角的映射矩阵：第三步绕xl轴旋转，得到关于φ角的映射矩阵：由以上三个映射矩阵均为正交矩阵，相乘即可得出参考坐标系与机体坐标系的映射矩阵：同时可以得出从机体坐标系到参考坐标系的反向映射矩阵：四元常用于描述空间方位和运动，是一个矢量，由四个元素组成，分别为该矢量的方向和转动角度的函数，因此可以用四元数来描述机体坐标系绕一个矢量转过某一角度的单次旋转。单位四元数q的表示如上式，q0，q1，q2，q3为四个元素，并且式中cos(βx),cos(βy),cos(βz)表示矢量q的方向余弦，即与地面参考坐标系三个坐标轴夹角的余弦值，相当于(μx/μ)(μy/μ)(μz/μ)。μ为角矢量，大小为μ，相当于α，μx，μy，μz是它的三个分量。机体坐标系以μ为旋转轴，转动角度μ后可与参考坐标系重合。四元数和欧拉角之间的转换公式分别是：映射矩阵Rt的四元数表述为：四旋翼飞行器的系统误差主要有两个方面，一是静态误差，该部分包含传感器的固有误差和放置引起的偏置误差；二是动态误差，该部分产生的主要原因是飞行过程中会产生一定的震动，由于传感器的动态特性不足而引入误差。MEMS传感器的固有误差是指当传感器处于静态条件下时，输出存在一定范围内的随机变化。MEMS传感器的数据手册中一般会给出一个噪声密度参数来描述固有误差，一般可通过该参数来对固有误差进行修正。运动控制系统通常需要建立一个由三个相互垂直的坐标轴组成的惯性参考系，该惯性参考系给MEMS传感器提供了方向参考。理想情况下，传感器每个轴的方向会与参考系的坐标轴完全一致，围绕一个坐标轴的旋转只会引起传感器中对应轴向的输出而不会引起其他变化。但是由于工艺等条件限制，传感器坐标轴与参考系无法完全对准，围绕一个坐标轴的旋转将使另外的坐标轴也产生输出。因此陀螺仪的对准误差包含连个方面，即与参考系中另外两轴的位置偏差。以图2的参考坐标系为例，θXZ表示陀螺仪的X轴相对于坐标系Z轴的角度偏差，当绕Z轴旋转时，该角度偏差引起的X轴上的误差可以由下式定义：ωGX＝ωZR×sin(θXZ)MEMS运动传感器的对准误差一般包括彼此相关的两种类型，包括轴与封装之间的对准误差和轴与轴之间的对准误差。轴与封装间的对准误差是由封装的机械特性决定的，若系统不能在初始过程中对误差进行校正，这一误差将会引入到系统的总体误差当中。另外由于焊接等机械加工工艺的限制，惯性测量单元在放置于系统上时，同样会造成轴与系统之间的对准误差。对系统封装的机械特性进行一个容差的评估，会对这些对准误差的修正提供参考。而当MEMS惯性测量单元应用于飞行器控制时，其在动态情况下的误差将成为系统误差的主要组成部分。陀螺仪具有可靠的动态响应，在短时间内可以提供准确的测量数据，但由于上述偏置误差的存在，随着时间的积累，其测量值随积分产生的误差会不断累加，对系统产生极大影响，因此，对于系统姿态的测量还应引入三轴加速度计来对三轴陀螺仪的误差进行修正，加速度计所测得的数据具有长期稳定的特性，无积累误差，但由于其动态特性不佳，在飞行器的机身震动影响下，测得的数据在短期内可能会存在一定的波动。因此获取准确的姿态数据需要对两者的测量值进行数据融合。对于陀螺仪和加速度计的数据融合，常见的方法有硬件和软件两种，其中软件进行数据融合可以通过本文档来自技高网...

【技术保护点】
基于互补滤波算法和串级PID的四旋翼飞行器设计方法，其特征在于：首先建立一个由互相垂直的三个坐标轴组成的惯性参考系，而后由传感器来采集参考系各坐标轴方向上的角速度和加速度数据，进而计算出姿态信息；其中，加速度计测量的加速度数据通过与地面坐标系的转换矩阵，计算出姿态；陀螺仪测量的角速度信息通过积分获得角度信息；对两者的数据通过一个互补滤波器来进行融合计算，得到长期有效的姿态信息。

【技术特征摘要】
1.基于互补滤波算法和串级PID的四旋翼飞行器设计方法，其特征在于：首先建立一个由互相垂直的三个坐标轴组成的惯性参考系，而后由传感器来采集参考系各坐标轴方向上的角速度和加速度数据，进而计算出姿...

【专利技术属性】
技术研发人员：张文鹏，
申请(专利权)人：杭州电子科技大学，
类型：发明
国别省市：浙江;33