Date of Award

6-2014

Document Type

Thesis

Degree Name

Master of Science in Electrical Engineering (MSEE)

Department

Electrical Engineering

First Advisor

Hassan Noura

Abstract

This research intended to design, analyze, and implement a robust controller for a quad rotor system and compare the designed robust controller with a proportional-integral-derivative (PID) controller. The ArduCopter platform was used as a target system with a 3DR airframe and necessary modifications, a system model, and system identification processes were executed as prerequisite steps to reach the objective.

The work in this thesis includes exploring the existing research on this topic and builds on the results presented in these previous studies to add value to the scope of quad-rotor system control. During this study, system modeling was conducted, where a near-hover non-linear model for the system was obtained and realized in Simulink. Furthermore, system identification was performed to obtain the platform parameters, which include the blade thrust coefficient, inertias, and propeller drag coefficient. The identification process was based on standalone experiments as well as flight data and the non-linear model was validated and assured to be representative of the real system. The control system was then designed with both classical PID and robust controllers. This control architecture was designed to be scalable to other platforms. The classical controller was designed analytically for the body rate loop, while root-locus plots were then used for the attitude loop. The robust controller was designed based on the H∞ method and the augmented plant was constructed using the GS/T scheme. The existing software for the ArduCopter was modified to have a customized logging structure and flight modes functionality, and to make it suitable to implement a robust controller in state-space form. Finally, experimental flights were conducted to tune the classical controller and test the robust controller, and to conduct robustness tests by injecting user-controlled, known disturbances in flight.

Various outcomes were reached and findings were made along the research stages. One of the outcomes reached, was to determine the effectiveness of the identification methods used, despite the shortages in the standalone experimental setup. Furthermore, the yaw torque model reused from previous studies was found to not match properly with the flight data. The drag on propeller rotation as presented in the literature is considered to be dominant over the anti-torque action. The flight data and analysis thereof in this research show that anti-torque contributes more to generating yaw torque than propeller drag.

Furthermore, a comparison between the PD controller and the robust controller was made during the experimental flights. The flight data showed that the PD controller has a good dynamical response, but lacks robustness against imbalance in actuation (or untrimmed actuators). Integrator action was added gradually over the course of a few experiments to enhance the performance without affecting the dynamical response. The tuned controller showed fairly good overall robustness when disturbances were injected manually. In comparison with the PD controller, the robust controller performed far better in terms of dynamical response and disturbances rejection, but the controller obtained is much more complex than PID controller and requires more computational time to propagate over time.

Arabic Abstract

إن العمل البحثي المقدم في هذه الرسالة يهدف إلى تصميم وتحليل وتطوير نظام التحكم القوي لطائرة رباعية المراوح، وتم استخدام طائرة Arducopter كمنصة للتطبيق والمبنية على هيكل من نوع 3DR.

المشروع البحثي يهدف أيضاً إلى تسليط الضوء على التعديلات التي تم إجراؤها على نموذج النظام الرئيسي للطائرة وتحديد العوامل والخطوات اللازمة لتحقيق الهدف المرجو من هذا العمل البحثي.

العمل البحثي المقدم يستثني تحديد عامل التأثير الجايروسكوبي للمراوح، افتراضاً على أن المعامل بسيط نسبياً، وأيضاً تم استثناء التطبيق المتحكم في اتجاه الطائرة والارتفاع، بينما يناقش البحث موضوع التحكم في الاتجاه والارتفاع من خلال التصميم وخاصية المحاكاة فقط. يعود استثناء التحكم بالاتجاه لسببين رئيسيين، السبب الأول هو قصور نموذج العزم في محور الاتجاه المعد استخدامه عندما تمت المقارنة بين النموذج والطائرة، والسبب الثاني هو معاناة نظام ArduCopter من خلل في التصميم، والذي يتسبب في انحراف مستمر للاتجاه المقرر. أما سبب استثناء التحكم في الارتفاع من التطبيق فيعود إلى أن التحكم في الارتفاع يتطلب تصميم وتطبيق نظام ملاحة متكامل، وهو غير متوفر حالياً.

ومن المساهمات المقدمة في هذا البحث، تحديد العوامل للنظام، تصميم نظام تحكم قوي، تغيير برمجيات النظام، التطبيق على المتحكم التقليدي PID والمتحكم القوي، تزويد النظام الأصلي بقطع إضافية لإجراء اختبارات القوة والأداء، وعرض وتحليل النتائج المستخلصة من هذه التجارب.

ويشتمل العمل في هذا البحث على قراءة وتحليل نتائج الأبحاث الأخرى في هذا المجال، وتم إعادة استخدام هذه النتائج لتقديم إضافات جديدة في مجال التحكم بنظام الطائرة رباعية المراوح. لذلك، يقوم العمل في هذا البحث على خطة عمل تبدأ ببناء نموذج كامل للنظام، ومن ثم يتم تحصيل نموذج غير خطي للطائرة يكون صالحاً لمرحلة السكون في مرحلة الطيران، ويتبعه تنفيذ هذا النموذج في برنامج Simulink. إضافة إلى بناء النموذج، يسعى العمل البحثي على تقدير وإيجاد عوامل الطائرة المستخدمة مثل: معامل القوة للمراوح، القصور الذاتي للطائرة على جميع محاورها، ومعامل الاحتكاك بين المراوح والهواء، حيث تعتمد عملية إيجاد العوامل في هذا البحث على تجارب مستقلة وبيانات مسجلة من طيران تجريبي، ويتم التحقق من دقة النموذج غير الخطي والتأكد من صلاحية النموذج الافتراضي في تمثيل النظام الواقعي، ويلي ذلك خطوة تصميم نظام التحكم من خلال استخدام نوعين من المتحكمات، وهما: المتحكم التقليدي PID  والمتحكم القوي.

تم تصميم هيكل نظام التحكم لاستيعاب طائرات أخرى من نفس النوع، وتم تصميم المتحكم التقليدي للسرعة الزاوية تحليلياً، بينما تم تصميم المتحكم لوضعية الطائرة باستخدام الرسومات البيانية Root-Locus. إضافة على ذلك، يقوم عمل المتحكم القوي على نظرية H∞، والتي تعتمد على تخطيط GS/T  في بناء النموذج الخطي المركب.

يتناول جانب من هذا العمل البحثي تغيير وإعادة صياغة بعض البرمجيات المتوفرة للنظام Arducopter، ومن أهم هذه التغييرات تخصيص البيانات المسجلة، تخصيص وظائف أوضاع الطيران الأصلية، وتخصيص أجزاء من البرمجيات الأصلية. إضافة إلى ما تم ذكره، يقوم العمل البحثي على إضافة تطبيق المتحكم القوي من خلال ما يسمى بـ (state-space).

وفي مراحل البحث الأخيرة، تم إجراء عدة تحليقات تجريبية للطائرة لضبط واختبار نظام المتحكم التقليدي PID  واختبار المتحكم القوي، بالإضافة إلى إجراء اختبارات القوة والأداء، والتي تتم من خلال إدراج اضطرابات للنظام أثناء فترة التحليق، بحيث تكون هذه الاضطرابات معلومة ويكون الطيار هو المتحكم بإدراجها من غير إدراك نظام التحكم.

لقد تم استنتاج العديد من النتائج خلال مراحل هذا البحث، وإحدى هذه النتائج هي فاعلية الطرق التي تم استخدامها في تقدير وإيجاد عوامل الطائرة بالرغم من القصور في التجارب المستقلة. إضافة إلى ذلك، يكشف هذا البحث عن قصور نموذج العزم الدوراني حول محور الاتجاه المعد استخدامه، والذي تبين أنه غير مطابق للنظام الواقعي، وبين النموذج المعد استخدامه أن الاحتكاك بين المراوح والهواء أثناء دورانهما هو العامل المهيمن على ردة الفعل العزمية، ومن جهة أخرى أظهرت البيانات المسجلة والتحاليل المقدمة في هذا البحث على أن ردة الفعل العزمية من قبل عزم المحرك هي المكون الأكبر والمهيمن على احتكاك المراوح بالهواء في تشكيل العزم الدوراني على محور الاتجاه.

ومن جانب التحكم بالطيران التجريبي، تم تطبيق المتحكمات PID والمتحكم القوي وتم اختبارهما في تحليقات مختلفة، وتظهر البيانات المسجلة والنتائج أن المتحكم التقليدي PD يستجيب بشكل ديناميكي جيد. ولكنه يفتقر إلى الصلابة لعدم وجود التطابق بين المحركات ومراوح النظام. ولقد تم إضافة الفعل المتكامل بمقدار كافٍ للمتحكم التقليدي، بحيث يتحسن أداء المتحكم التقليدي ولا تتأثر ردة الفعل الديناميكية للمتحكم بشكل كبير. في الصورة النهائية للمتحكم، أعطى المتحكم التقليدي أداءً وقوةً مقبولين، وأيضاً تحملاً مقبولاً للاضطرابات المدرجة.

ومن جانب آخر، كان أداء المتحكم القوي أفضل بكثير من المتحكم التقليدي من ناحية ردة الفعل الديناميكية، وتحمل الاضطرابات، ولكن المتحكم القوي معقد في أساسه بشكل أكبر بكثير من المتحكم التقليدي، ولذلك يتطلب قوة حسابية أكبر.

Download

Included in

Engineering Commons

COinS