基于STM32的四旋翼飞行姿态串级控制

对四旋翼飞行器飞行姿态的稳定控制问题进行了分析,设计了基于STM32系列微控制器的稳定控制系统。STM32以ARM Cortex-M3为内核,拥有强大的运算能力,作为四旋翼飞行器的飞行姿态控制器的主控芯片。采用四元素融合滤波算法对陀螺仪和电子罗盘等多传感器采集的数据进行飞行姿态解算。结合串级PID控制算法实现四旋翼飞行姿态控制系统设计。仿真及实验结果表明该控制系统符合设计要求,达到了对四旋翼飞行器飞行姿态稳定控制的目的。验证了基于STM32的串级飞行姿态控制的有效性,为后续研究奠定了基础。     

一种基于STM32的四旋翼飞行器控制器

针对四旋翼飞行器,设计并实现了一种基于STM32的微型飞行控制器．以新型ARM Cortex-M3内核微处理器STM32作为计算控制单元,对飞行控制器进行了模块化设计,包括主控、惯性测量、执行驱动等单元模块．给出了系统软件设计流程,研究了一种基于分布式融合滤波器的飞行姿态解算方法,并针对四旋翼飞行器的控制特点设计了控制律．实验表明控制器方案合理有效．     

H_ index based fault estimation for micro quad-rotor

Taking the attitude control system of micro quad-rotor as a research object, a design scheme of fault estimator based on generalized Kalman-Yakubovic-Popov （GKYP） lemma is put forward to deal with the problem of estimating multiple actuators malfunctions with couplings. Using an H_index and an appropriate algorithm, the goal of weakening the coupling can be achieved by limiting the fault frequency to a certain range, then different kinds of actuator faults can be estimated correctly. The simulations demonstrate the reliability and validity of the proposed method.     

小型四旋翼无人直升机自适应优化控制

摘要： 针对小型四旋翼无人直升机姿态稳定及位移跟踪控制问题,提出了一种新的控制方法.根据牛顿 欧拉方程及刚体理论建立了小型四旋翼直升机的动力学模型,并利用二次拟合实验建立了旋翼升力和输入控制信号之间的关系模型.将自适应优化 (Adaptive Control Optimization,ACO)控制方法运用于小型四旋翼直升机控制系统中,实现了小型四旋翼直升机的姿态稳定及位移跟踪控制.实际飞行实验表明,自适应优化控制方法在小型四旋翼直升机姿态及位移控制中相对于传统的自适应控制方法,具有很好的实时性和鲁棒性.     

小型四旋翼飞行器姿态的自抗扰控制

针对存在总扰动的小型四旋翼飞行器姿态控制问题,设计一种基于自抗扰技术的四旋翼飞行器姿态控制方法.首先,利用牛顿-欧拉建模方法建立小型四旋翼飞行器动力学系统模型,将其表示成二阶状态空间方程形式.然后,将系统的总扰动扩张为一个新的状态变量,并设计扩张状态观测器对系统总扰动进行估计.最后,在系统扰动估计的基础上设计非线性状态误差反馈控制律.仿真结果表明,所设计控制器对系统总扰动具有很强的鲁棒性能,实现了姿态的快速稳定控制要求.     

基于四元数的四旋翼无人飞行器轨迹跟踪控制

四旋翼无人飞行器具有复杂的数学模型,但现有控制方法大多是基于系统简化模型提出的.为此,该文分析了这类方法的局限性,并基于原始数学模型研究了非线性轨迹跟踪控制问题.通过期望轨迹建立跟踪误差模型,将其分解为两个相互独立的子系统,并以刚体旋转的四元数为系统状态对姿态子系统进行描述.利用backstepping方法设计时变反馈控制律使其子系统指数稳定.根据级联系统的全局稳定性判据,通过研究耦合部分的性质证明系统的全局指数稳定性.仿真结果表明,该方法能够实现四旋翼无人飞行器对期望轨迹的跟踪.     

基于Arduino 的四旋翼飞行器控制系统设计

为改善滤波效果, 针对四旋翼飞行器滤波算法计算量大的问题, 采用基于Kalman 与DMP(Digital Motion Processing)滤波相结合的姿态数据处理算法及PID( Proportion-Integration-Differentiation)姿态控制算法, 设计了四旋翼飞行器控制系统。系统硬件由Arduino 控制板及四旋翼飞行器平台组成,在此平台基础上建立了飞行器动力学模型并对Kalman 滤波器及PID 控制器参数进行调试。实际飞行结果表明, 该系统能对飞行姿态的偏移进行快速调整, 调整灵敏度和稳态时间得到明显改善, 有效地完成对四旋翼飞行器的稳定控制。     

四旋翼飞行器姿态控制系统设计

为解决微小型飞行器姿态控制系统成本高、控制性能不稳定等缺点,以自主研发的四旋翼飞行器为研究对象,提出采用廉价的角速率陀螺仪和加速度计,并结合姿态角模型,利用卡尔曼滤波器推测姿态角信息。考虑飞行器的建模误差以及飞行过程中存的外部干扰,为提高控制系统的鲁棒性,采用模型参考滑模控制理论(Model Reference Sliding Mode Control,MRSMC)设计姿态控制器。实验结果表明所设计的姿态控制系统具有良好的跟踪与鲁棒性能。