通過控制輸入U₁，U₂，U₃和U₄，能夠?qū)崿F(xiàn)四旋翼飛行器的穩(wěn)定飛行。

3 實驗研究

　　3.1 仿真實驗

　　在Matlab/simulink中實現(xiàn)了所提出的控制算法，通過抗干擾測試驗證本文提出混合增穩(wěn)控制器的性能。四旋翼飛行器的主要參數(shù)如表2所示。

　　為了增強飛行器對在參數(shù)不確定性和外界干擾條件下的響應(yīng)，進(jìn)行了反步控制器、模糊自適應(yīng)PID控制器、模糊自適應(yīng)PID混合增穩(wěn)控制器的仿真測試。實驗條件為在10s時，對每個軸上施加一個擾動，并在13s時移除干擾，姿態(tài)控制和高度控制的實驗結(jié)果分別如圖3和圖4所示。其中，實線為本文提出增穩(wěn)控制算法，點劃線為反步控制算法，虛線為模糊自適應(yīng)PID控制算法。

　　由圖3和圖4可知，本文所提出的混合增穩(wěn)控制器的調(diào)節(jié)時間優(yōu)于反步控制器和模糊自適應(yīng)PID控制器，超調(diào)量最小，穩(wěn)態(tài)階段的穩(wěn)態(tài)誤差類似于反步控制器和模糊自適應(yīng)PID控制器。在干擾發(fā)生期間，所設(shè)計的增穩(wěn)控制器不僅能完成姿態(tài)和高度的控制，具有較好的抗干擾能力，而且比反步控制器和模糊自適應(yīng)PID控制器具有更好的跟蹤響應(yīng)能力。

　　3.2 飛行實驗

　　通過實際飛行過程中的抗干擾實驗，進(jìn)一步驗證了混合控制器的性能。在t=12s時對四旋翼飛行器的姿態(tài)角進(jìn)行隨機(jī)干擾，實驗結(jié)果如圖5所示?？梢钥闯?，滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角的角響應(yīng)通常是相似的，均在短時間內(nèi)收斂到給定值的允許范圍內(nèi)。;在t=7s時對高度控制進(jìn)行隨機(jī)干擾，如圖6所示。可以看出，高度方向上也有很好的響應(yīng)，高度值在短時間內(nèi)達(dá)到期望值。在擾動條件下，所提出的增穩(wěn)控制器能夠迅速穩(wěn)定四旋翼飛行器，具有較強的魯棒性。當(dāng)系統(tǒng)穩(wěn)定時，四旋翼飛行器的姿態(tài)角在±3°的控制范圍內(nèi)。

4 結(jié)論

　　為提高四旋翼機(jī)在參數(shù)變化和外部干擾條件下的飛行穩(wěn)定性，提出并設(shè)計了基于模糊自適應(yīng)PID控制器和反步控制器的混合穩(wěn)定增強控制方法，實現(xiàn)了對四旋翼飛行器的精確控制。非線性仿真試驗結(jié)果表明，所提出的控制器可以有效抑制擾動的影響，提高控制精度。通過對自由度四旋翼飛行器的飛行試驗，證明了該控制器的穩(wěn)定性和有效性。

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　　本文來源于《電子產(chǎn)品世界》2018年第9期第31頁，歡迎您寫論文時引用，并注明出處。