"Akademik Belge" EKF'nin otomatik parazit reddetme uçuş kontrol sisteminin tasarımını iyileştirin
Quadrotor, dikey kalkış ve iniş, havada süzülme ve sapma gibi karmaşık eylemler gerçekleştirebilen çok rotorlu bir insansız hava aracıdır. Bu nedenle, askeri ve sivil alanlardaki uygulama beklentileri çok iyimserdir, ancak kendi sistemi karmaşıktır ve dışarıdan savunmasızdır. Aerodinamik sorunları ve belirsiz faktörler her zaman araştırmacıları rahatsız etmiştir.
Yukarıda bahsedilen problemlere yanıt olarak, araştırmacılar, quadrotor sistem modelinin kontrol yöntemini ve filtreleme algoritmasını inceledi. Klasik PID algoritması, sistem modeline bağlı olmayan bir kontrol yöntemidir.Yöntem basit bir yapıya ve olgun bir teoriye sahiptir, ancak parametre ayarlaması nispeten zahmetlidir. Literatürdeki geri adım yöntemi, doğrusal olmayan sistemler için iyi bir izleme etkisine ve hızlı bir yanıt hızına sahip olmasına rağmen, zayıf sağlamlığa ve zayıf anti-parazit yeteneğine sahiptir ve doğru bir sistem modeli oluşturması gerekmektedir. Literatür, dört rotorlu uçağı kontrol etmek için sinovyal kontrol yöntemini kullanır Sinovyal kontrol, geri adımlama yönteminden daha iyi sağlamlığa sahip olmasına rağmen, bu tür algoritmalar, gerçek zamanlı olarak sistem girişimini tahmin etmez ve telafi etmez ve her kanalı kontrol etmez. Ayrıştırma işlemi, harici girişim büyük olduğunda, kontrol etkisi ideal değildir. Kontrol yönteminin seçimi, quadrotor modeline olan bağımlılığı azaltabilir ve iç sistemin göreceli kararlılığını sağlayabilse de, filtreleme algoritması üzerine yapılan araştırmalar, karmaşık ortamda quadrotorun güvenli uçuşu için de vazgeçilmezdir.
Literatür, doğrusal olmayan sistemde güçlü üstünlük gösteren uçağın tutumunu tahmin etmek için partikül filtresini kullanır, ancak hesaplama miktarı büyüktür ve quadrotorun gerçek zamanlı kontrol etkisini karşılamak zordur. Literatür, quadrotor verilerini birleştirmek için tamamlayıcı filtreleme kullanır Algoritma, jiroskop ve ivmeölçer sensörlerinin farklı özelliklerine göre daha iyi veriler elde etmek için jiroskop ve ivme ölçer sensörlerinin avantajlarını birleştirir, ancak aynı zamanda parçacık filtrelemeyle aynı sistem gecikme sorununa sahiptir. Literatür, sınır dışı gürültüyü etkili bir şekilde filtreleyebilen ve veri toplama doğruluğunu sağlayan Kalman filtresine dayalı bir tutum tahmin algoritması önermektedir, ancak sistem filtresi sapması büyük olduğunda, filtre sapması meydana gelecektir ve bu da sistemin normal şekilde çalışmamasına neden olacaktır.
Yukarıdaki sorunlara dayanarak, bu makale uçağın tutumunu kontrol etmek için aktif bir parazit reddetme kontrolörü kullanan ve uçuş tutumunu daha istikrarlı hale getiren ve sistemin performansını etkili bir şekilde iyileştiren gelişmiş EKF ile gürültüden rahatsız olan tutumu filtreleyen gelişmiş bir EKF otomatik parazit reddi kontrol yöntemi önermektedir. Kararlılık ve parazit önleme.
1
Quadrotor Uçağın Dinamik Modeli
Kuadrotorun matematiksel modelini elde etmek için önce iki koordinat sistemi kurun: atalet koordinat sistemi E (OXYZ) ve vücut koordinat sistemi B (OX'Y'Z '). Şekil 1'de gösterildiği gibi hem ağırlık merkezi hem de kütle merkezi uçağın O (O ') orijini ile çakışır.
Quadrotorun dinamik modeli:
Yukarıdaki formülden, kuadrotorun düşük tahrikli, doğrusal olmayan ve güçlü bir şekilde bağlanmış bir sistem olduğu görülebilir. Bu yazıda, kontrol sistemi olarak aktif parazit engelleme kontrolörü kullanılmış ve gürültülü hava taşıtının tutumunu düzeltmek için geliştirilmiş EKF kullanılmıştır Kontrol sistemi modeli Şekil 2'de gösterilmiştir.
2
ADRC sistemi
2.1 ADRC sistem yapısı
Aktif bozulma reddi kontrolü, geçiş sürecini izleme farklılaştırıcısı (TD) aracılığıyla düzenlemek ve durumlar arasındaki bağlantı terimlerini izlemek ve tahmin etmek için genişletilmiş gözlemciyi (ESO) kullanmak ve aynı zamanda sistemin toplam bozulmasını tahmin etmek ve bozulma tahminine göre doğrusal olmayan durumu kullanmaktır. Gerçek zamanlı telafi için hata geri bildirimi (NLSEF). İkinci dereceden yapı Şekil 3'te gösterilmektedir.
2.2 Duruş kontrol sisteminin otomatik bozulma reddi dekuplaj kontrolü
Quadrotor tutum alt sistemi denklemi aşağıdaki gibidir:
Formülde, b1 ve b2 denetleyici kazançlarıdır.
Otomatik bozucu reddetme denetleyicisinin kalitesi, dahili modül parametrelerinin ayarlanmasıyla ilgilidir Bu nedenle, otomatik bozucu reddetme denetleyicisinin her bir modülünün parametrelerini ayarlamak gerekir.
2.3 Otomatik bozulma reddi dekuplaj kontrol parametrelerinin ayarlanması
ADRC'deki modüller birbirini etkilemediği için her bir modülün parametreleri ayrı ayrı ayarlanabilmekte ve son olarak genel ayar yapılabilmektedir.
2.3.1 TD parametre ayarı
İzleme farklılaştırıcısındaki hız faktörü r izleme sinyalinin hızını etkiler ve etkisi Şekil 4'te gösterilmektedir. Bunlar arasında, T = 0.01, x = 5 başlangıç sinyalidir ve y, r = 1, 5 ve 14 hız faktörlerinin eğrilerine karşılık gelen izleme dalga biçimidir.
Şekil 4'ten görülebileceği gibi, hız faktörü r ne kadar büyükse, izleme hızı o kadar hızlıdır, bu muhtemelen aşmaya neden olur ve diferansiyel izleyicinin önemini yitirir; r ne kadar küçükse, izleme süreci o kadar uzun ve sistemin gerçek zamanlı performansı o kadar kötüdür.
2.3.2 ESO parametre ayarı
ESO, aktif bozucu reddetme kontrol cihazının en önemli parçasıdır.Genel olarak, a1 = 0.5 ve a2 = 0.25 seçilir. , fal fonksiyonunun başlangıcına yakın doğrusal aralığın genişliğidir. çok büyükse, bazı doğrusal olmayan sinyaller doğru bir şekilde izlenemeyebilir, bu da ADRC'nin kontrol etkisini büyük ölçüde azaltır; çok küçükse, başlangıç yakınlarında sinyal sıçramaları meydana gelir ve bu azalır Sistemin kararlılığı. Bununla birlikte, 1, 2 ve only3 yalnızca ESO'nun yakınsama hızını etkiler ve kontrol nesnesinin değişmesinden dolayı değişmez.
2.3.3 NLSEF parametre ayarı
NLSEF'de, kontrol değişkeni kazançları b1 ve b2, kontrol etkisi üzerinde daha büyük bir etkiye sahiptir. Büyük bir kontrol kazancı, sistemin farklılaşmasına ve sistemin güvenliğini etkilemesine neden olacaktır; kontrol kazancı ne kadar küçükse, sistemin gerçek zamanlı performansı o kadar kötüdür, bu nedenle farklı kontrol sistemlerine göre dinamik olarak ayarlanmalıdır.
3
Geliştirilmiş EKF filtreleme ilkesi ve algoritması
Bu makale, iyileştirilmiş bir EKF algoritması önermektedir İlk olarak, filtreleme doğruluğunu iyileştirmek için gözlem matrisi hesaplanırken yinelemeli işleme gerçekleştirilir. Ardından, quadrotorun tutum verilerini tahmin etmek ve güncellemek için iki yinelemeli EKF kullanılır ve bunların çıkış durumu değişkenleri ağırlıklandırılır ve uçağın optimal durum tahminini çıkarmak için entegre edilir Şematik diyagram Şekil 5'te gösterilmektedir.
Ayrık bir rastgele sistem için:
Bunlar arasında, Wk ve Vk, k sisteminin proses gürültüsü ve gözlem gürültüsüdür ve her ikisi de ortalama değeri sıfır olan Gauss beyaz gürültüsüdür ve karşılık gelen varyanslar sırasıyla Qk ve Wk'dir. EKF algoritmasını iyileştirme süreci aşağıdaki gibidir:
4
Simülasyon ve deneysel sonuç analizi
Bu yazının ön çalışmasında, çift döngü PID simülasyonu ve deneyi ve iyileştirilmiş EKF otomatik bozulma reddetme uçuş kontrol sistemi tamamlanmıştır.Geliştirilmiş EKF otomatik bozulma reddetme denetleyicisinin kontrolü altındaki uçağın gerçek uçuş etkisi Şekil 6'da gösterilmiştir.
4.1 Geliştirilmiş EKF'nin otomatik bozulma reddi stabilite kontrol deneyi
Bu yöntemin dört rotorlu hava taşıtının stabilite kontrolü üzerindeki etkisini doğrulamak için, verilen uçağın yalpa açısının beklenen değeri = 20 ° olup simülasyon sonucu Şekil 7'de gösterilmektedir.
Şekil 7'den eğim açısının istenen değere yaklaşık 0,9 sn'de ulaşabildiği ve durum ayarlaması sırasında salınım olmadığı görülebilmektedir Bu kontrol yönteminin uçağın stabilitesine ideal bir etkiye sahip olduğu görülebilmektedir.
4.2 Geliştirilmiş EKF'nin aktif girişim reddi ve kademeli PID karşılaştırma deneyi
Verilen yuvarlanma açısının başlangıç değeri 0 ° ve sinyal periyodik olarak değişen bir kare dalgadır ve yuvarlanma kanalı kare dalgasının kazancı ° = 15 ° 'dir. Gelişmiş EKF otomatik bozulma reddi ve kademeli PID kontrolü altındaki sistemin çıkış eğrisi Şekil 8'de gösterilmektedir.
Şekil 8'den, iki kontrol yönteminin dönüş açısı üzerinde iyi bir izleme etkisine sahip olduğu, ancak kademeli PID kontrol cihazının tutum açısı yanıt eğrisinin salınımlar üreteceği, ancak geliştirilmiş EKF otomatik bozulma reddetme kontrolünün bu fenomeni olmadığı görülebilir. .
4.3 Yükseklik kontrolü karşılaştırma deneyi
Quadrotorun başlangıç yüksekliğinin 0 m ve beklenen yüksekliğin 2 m olduğu göz önüne alındığında, geliştirilmiş EKF'nin otomatik bozulma reddi ve kademeli PID kontrolü altındaki sistem çıkışı Şekil 9'da gösterilmektedir.
Şekil 9'dan, 2 m'lik beklenen değerin koşulu altında, kademeli PID kontrolünün aşılmasının% 50'den fazla olduğu ve stabilizasyon süresinin yaklaşık 0,9 sn olduğu, iyileştirilmiş EKF otomatik bozulma reddi kontrol eğrisinin aşılmasının% 5'in altında olduğu ve bu sabit olduğu görülebilir Süre yaklaşık 0,5 saniyedir.
4.4 Gelişmiş EKF ADRC, ADRC, kademeli PID anti-parazit karşılaştırma deneyi
Kuadrotor gerçekten uçtuğunda, sistem sensör gürültüsü girişiminden ve harici mutasyonlardan etkilenecektir.Sensör gürültü girişimini simüle etmek için deney, yuvarlanma açısının geri besleme değişkenine Gauss beyaz gürültüsü ekler; harici mutasyonların etkisini simüle etmek için, sistem 200 ms'de etkilenecektir. Yuvarlanma açısı döngüsünün açısal ivmesi, kontrolörün anti-parazit performansını tespit etmek için ani bir değişim sinyali olarak genliği 20 ve darbe genişliği 100 ms olan dikdörtgen bir dalga ekler Simülasyon sonuçları Şekil 10'da gösterilmektedir.
Şekil 10'dan, aynı koşullar altında, geliştirilmiş EKF aktif bozucu reddetme kontrolörünün anti-parazit etkisinin daha belirgin olduğu görülebilir.
4.5 Uçağın gerçek dönüş açısı ve irtifa eğrisi
Gerçek uçuşta, dönüş açısı genliği yaklaşık 12 olan ani bir değişiklik sinyali verildiğinde, belirli bir irtifanın genliği yaklaşık 8'dir. Verileri bilgisayara iletmek için verileri kullanın ve üst bilgisayardaki eğrileri Şekil 11'de gösterilmektedir.
Şekil 11'den, geliştirilmiş EKF otomatik bozucu reddetme kontrolörü altındaki dört rotorlu uçağın, tutum açısının ve yükseklik kontrolünün geri kazanılmasını hızlı bir şekilde gerçekleştirebildiği ve uçağın kararlı uçuşunu gerçekleştirebildiği görülebilmektedir.
5
sonuç olarak
Deneysel sonuçlar, bu yöntemin kontrolü altında, uçağın 50 ° 'lik bir yalpalama açısından hızla dengeye gelebildiğini ve yükseklik kontrolü ve anti-parazit yeteneğinin kademeli PID kontrolünden daha hızlı ve stabil olduğunu göstermektedir. Bir sonraki çalışmada, dört rotorlu uçağın engellerden kaçınma ve yol planlaması incelenecek, dört rotor ile engel arasındaki mesafe ultrasonik ile ölçülecek ve uçağın yerini tespit etmek için monoküler görüş kullanılacak ve son olarak dört rotorun otonom uçuşu gerçekleştirilecektir. .
