第[27]，這在某方面預(yù)示了首先建立了根據(jù)第三章中所介紹的動(dòng)力學(xué)方程組構(gòu)建了相應(yīng)的仿真模塊，然后實(shí)現(xiàn)了第四章當(dāng)中兩種控制器仿真模型的構(gòu)建，最后將四旋翼無人機(jī)的的動(dòng)力學(xué)模型和兩種pid控制器的模型相互串聯(lián)，完成了仿真與實(shí)驗(yàn)。5.1四旋翼無人機(jī)動(dòng)力模型仿真圖5-1所示為在Simulink環(huán)境下根據(jù)的推導(dǎo)得出的無人機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程組所搭建的動(dòng)力學(xué)仿真模塊。圖5-1動(dòng)力學(xué)仿真模塊以這種狀態(tài)為背景該模型按照所推到的四旋翼無人機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程程組（3-21）構(gòu)建，以無人機(jī)旋翼旋轉(zhuǎn)所生成的力與力矩矢量U=[U1，U2，U3，U4]為輸入量，通過計(jì)算出U1，U2，U3，U4的具體的值并將值作為輸入量輸入四旋翼無人機(jī)的轉(zhuǎn)速解算模塊之后便可以按照Ω=?Ω1+Ω2?Ω3+Ω4對(duì)其旋翼轉(zhuǎn)速的總和進(jìn)行計(jì)算。在第二個(gè)模塊中通過之前推導(dǎo)的四旋翼無人機(jī)動(dòng)力學(xué)方程可以解算得到所需要的三個(gè)姿態(tài)角（橫滾角5.2模糊PID與PID控制器仿真其解算位置控制器的模型框圖如圖5-2和圖5-3所示。Psidesired、Thedesired、Phidesired、zdesired其中分別對(duì)應(yīng)給定位置量Psi、The、Phi、z的輸入端口，Psi、The、Phi、z分別是反饋位置Psi、The、Phi、z的輸入端口（崔啟明，蘇浩宇，2024）。U1、U2、U3、U4輸出量端口為結(jié)算出來的無人機(jī)力矩矢量U=U1圖5-2PID仿真控制模塊圖5-3模糊PID仿真控制模塊一個(gè)完整的四旋翼無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)可以由前面所得到的四旋翼無人機(jī)動(dòng)力學(xué)建模和pid控制器組成，由上述分析可得之如圖5-4所示(陳若愚,吳雨桐,2021)。在以這個(gè)完整的四旋翼無人機(jī)飛行控制系統(tǒng)的仿真模型作為仿真的基礎(chǔ)上進(jìn)行了多次的實(shí)驗(yàn)仿真。圖5-4四旋翼無人機(jī)飛行控制仿真框圖

5.2仿真結(jié)果本研究結(jié)合不同情況開展了測(cè)試模擬和仿真實(shí)驗(yàn)工作，以進(jìn)一步對(duì)控制器的性能和特點(diǎn)進(jìn)行檢測(cè)與評(píng)估，考慮此背景為了進(jìn)行說明，此處以當(dāng)中某一例進(jìn)行分析，以闡明二者的特點(diǎn)。隨著IT技術(shù)的不斷演進(jìn)，像云計(jì)算、預(yù)測(cè)分析這樣的先進(jìn)技術(shù)已經(jīng)逐漸融入科學(xué)研究之中。在本次實(shí)驗(yàn)當(dāng)中，首先要保證四旋翼無人機(jī)各項(xiàng)初始值歸零，然后對(duì)三個(gè)姿態(tài)夾角的目標(biāo)值進(jìn)行設(shè)置為0.1rad，同時(shí)設(shè)置無人機(jī)的目標(biāo)高度為10m。通過simulink平臺(tái)對(duì)兩個(gè)搭建好的模型進(jìn)行了仿真實(shí)驗(yàn)，得到三個(gè)姿態(tài)角psi、the、phi與高度z的時(shí)間響應(yīng)曲線如圖所示（韓鵬飛，孫靜怡，2021）。圖5-6psi響應(yīng)曲線圖5-7the響應(yīng)曲線圖5-8phi響應(yīng)曲線圖5-9高度z響應(yīng)曲線5.3控制器分析與對(duì)比仿真模擬分析了四旋翼無人機(jī)在simulink環(huán)境下的飛行器性能，并在對(duì)控制器性能進(jìn)行評(píng)價(jià)時(shí)以三個(gè)姿態(tài)角和高度響應(yīng)曲線為依據(jù)，在這一大環(huán)境下通過三個(gè)姿態(tài)角Psi、The、Phi與高度z的響應(yīng)曲線的實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以發(fā)現(xiàn)模糊PID的平均響應(yīng)時(shí)間為1s，所以模糊PID比傳統(tǒng)PID更快的響應(yīng)速度。5.4本章小結(jié)本章詳細(xì)介紹了四旋翼無人機(jī)在Simulink環(huán)境下的仿真模型。將無人機(jī)的動(dòng)力學(xué)模型與已經(jīng)搭建好的兩種不同的PID控制器分別串聯(lián)，構(gòu)成了一個(gè)飛行控制系統(tǒng)，然后分別仿真驗(yàn)證了兩種飛行控制系統(tǒng)的功能和性能，最后繪制了相應(yīng)的曲線，然后基于仿真所得的數(shù)據(jù)和相關(guān)參數(shù)，這一現(xiàn)象清晰呈現(xiàn)通過仿真實(shí)驗(yàn)的結(jié)果對(duì)兩種pid控制器的優(yōu)缺點(diǎn)進(jìn)行了比較。通過大量實(shí)驗(yàn)得到的的數(shù)據(jù)對(duì)比可以得出模糊PID控制器比經(jīng)典PID控制器具備更加優(yōu)越的綜合性能的結(jié)論。

結(jié)論本文選擇了一款北航的可靠性飛行控制研究小組的飛行測(cè)量系統(tǒng)中的STM32平臺(tái)的微型四旋翼無人機(jī)。然后通過查詢到的詳細(xì)數(shù)據(jù)對(duì)該微型四旋翼無人機(jī)進(jìn)行了動(dòng)力建模以及對(duì)動(dòng)力建模的簡(jiǎn)化，通過之前所簡(jiǎn)化得到的四旋翼無人機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程設(shè)計(jì)了兩種不同的四旋翼無人機(jī)的飛行控制器，最后進(jìn)行了模擬仿真實(shí)驗(yàn)，這一工作主要是基于MATLAB的simulink環(huán)境所實(shí)現(xiàn)的，然后結(jié)合仿真所得結(jié)果對(duì)兩種PDI控制器的特點(diǎn)和性能進(jìn)行了對(duì)比。本研究從設(shè)計(jì)開始到最后的仿真實(shí)驗(yàn)，得到如下結(jié)論：（1）為了設(shè)計(jì)四旋翼無人機(jī)的飛行控制系統(tǒng)，通過北航可靠飛行控制研究組飛行測(cè)評(píng)軟件，從其中的數(shù)據(jù)庫(kù)中選擇了一款無人機(jī)作為模型，并對(duì)控制仿真的關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行了明確。（2）對(duì)四旋翼無人機(jī)的飛行原理和結(jié)構(gòu)特征進(jìn)行了闡述，同時(shí)對(duì)其所受外力和外力矩進(jìn)行了研究，然后基于牛頓-歐拉方程對(duì)其在兩種坐標(biāo)系（慣性坐標(biāo)系與機(jī)體坐標(biāo)系）下的非線性動(dòng)力學(xué)方程進(jìn)行了推導(dǎo)。（3）通過之前所得到的四旋翼無人機(jī)非線性動(dòng)力學(xué)模型，先提出飛行處于盤旋的假設(shè)，然后在此假設(shè)下簡(jiǎn)化了整個(gè)非線性動(dòng)力學(xué)方程組，其由飛行高度和三個(gè)姿態(tài)的方程組成，為了驗(yàn)證此模型是有效的，搭建了兩種pid控制模型，經(jīng)典pid控制與模糊pid控制，并詳細(xì)介紹了這兩種控制方法的基本工作原理。（4）使用MATLAB中的Simulink模塊，并根據(jù)推導(dǎo)的四旋翼無人機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程構(gòu)造了四旋翼無人機(jī)動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)，根據(jù)pid控制眼里搭建了PID控制器和模糊PID控制器的仿真模型。將動(dòng)力學(xué)仿真模型與兩種pid控制器分別進(jìn)行相連接后，進(jìn)行了多次仿真實(shí)驗(yàn)，證明了兩種控制方法均對(duì)四旋翼無人機(jī)具有良好的控制性能。仿真實(shí)驗(yàn)的可以結(jié)果表明，模糊PID與經(jīng)典PID控制相比具有更好的時(shí)間相應(yīng)的性能，而且模糊PID在參數(shù)調(diào)節(jié)上比傳統(tǒng)PID更加方便、靈活，因此可以得出的結(jié)論是模糊PID的綜合控制性能相較于經(jīng)典PID控制要更加的優(yōu)秀。（5）所設(shè)計(jì)的四旋翼無人機(jī)在仿真條件下可以對(duì)無人機(jī)的姿態(tài)和方位進(jìn)行有效的控制。展望：基于stm32的四旋翼無人機(jī)的設(shè)計(jì)和實(shí)現(xiàn)方面仍有許多問題仍待解決。（1）在實(shí)驗(yàn)中只考慮了無人機(jī)在小角度下的運(yùn)動(dòng)姿態(tài)，對(duì)復(fù)雜情況下的建模仍需改進(jìn)。（2）系統(tǒng)的測(cè)試上仍需解決一些問題如精度不高等。

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