前言

無人機的調試工作很大一部分是對飛行控制參數(shù)的調試，廣義的飛控參數(shù)包含了制導、導航、控制律以及各種控制策略中的可調參數(shù)。一般的飛控都有上百項需要人為調試的參數(shù)，有的甚至是幾百上千個。而姿態(tài)控制作為無人機控制的基礎，一般在無人機試飛調試時首當其沖，成為我們首要調試對象，當然導航的參數(shù)以及我們上一講PX4實戰(zhàn)之振動分析肯定是在調試姿態(tài)之前都有一個比較好的狀態(tài)的。

我們今天要說的姿態(tài)參數(shù)調試方法是針對目前使用最為廣泛的串級PID控制器進行的，而在姿態(tài)控制中基于時標分離假設設計的控制器一般分為內外環(huán)結構，內環(huán)控制姿態(tài)角速率，外環(huán)控制姿態(tài)角。時標分離的意思就是內環(huán)響應的速度要遠快于外環(huán)，所以內環(huán)響應可以在很短的時間內跟上外環(huán)給出的期望。PX4中使用的P（外環(huán)）—PID（內環(huán)）型結構就是這么設計出來的，關于姿態(tài)控制的控制律設計部分我們以后再講，會針對歐拉角和四元數(shù)兩種描述分別進行論述。今天我們就來談談這個P—PID的內外環(huán)姿態(tài)控制器的參數(shù)應該怎么調試。

固定翼、直升機和多旋翼的調參方法有類似之處，但是他們三者對于參數(shù)的敏感性完全不同，直升機對參數(shù)及其敏感，參數(shù)稍有變化控制效果就會相差很多，而固定翼對于參數(shù)適應范圍很廣，也是最好調試的。今天我們的調參主要針對的是多旋翼飛機（垂起飛行器旋翼部分），以PX4為例，其他飛控調試方法基本一樣，可能參數(shù)名字不一樣，功能有所差別而已。

調參準備

在開始參數(shù)調試之前，我們要做一些調試準備，飛行器各系統(tǒng)正常自不必說，飛控參數(shù)也要有所更改和驗證：

1、電調校準完畢；

2、PWM_MIN參數(shù)要保證飛行器解鎖后電機不會停止轉動，這么做的原因是在空中遇到姿態(tài)控制比較極端的情況下，飛行器輸出的電機控制信號一般會打到最低和最高位置，如果，最低位置PWM_MIN時電機已經(jīng)停止轉動，那也就是說電機這部分控制已經(jīng)不起效果了，會造成飛行器力和力矩的不平衡，姿態(tài)控制出現(xiàn)問題。所以在地面時要進行以下驗證：

A、不裝槳葉上電；

B、將油門打到最低位置；

C、俯仰滾轉偏航三個方向都晃動45度（這個角度根據(jù)你設置的最大姿態(tài)角來定）；

D、檢測有無電機停轉；

3、還是打開SDLOG_PROFILE 參數(shù)的high rate選項，便于分析姿態(tài)控制效果；

4、將參數(shù) MC_AIRMODE置0，此參數(shù)會在電機飽和時優(yōu)先保證姿態(tài)控制，減弱油門通道的控制；

5、將姿態(tài)相關的所有參數(shù)都減少20%，避免發(fā)散的可能性。其主要參數(shù)如下：

• 滾轉角速率控制器：(MC_ROLLRATE_P, MC_ROLLRATE_I, MC_ROLLRATE_D)

• 俯仰角速率控制器：(MC_PITCHRATE_P, MC_PITCHRATE_I, MC_PITCHRATE_D)

• 偏航角速率控制器(MC_YAWRATE_P, MC_YAWRATE_I, MC_YAWRATE_D)

• 滾轉角控制(MC_ROLL_P)

• 俯仰角控制 (MC_PITCH_P）

• 偏航角控制 (MC_YAW_P)

• 最大滾轉角速率 (MC_ROLLRATE_MAX)

• 最大俯仰角速率(MC_PITCHRATE_MAX）

• 最大偏航角速率 (MC_YAWRATE_MAX)

• 滾轉角速率前饋控制（MC_ROLLRATE_FF）

• 俯仰角速率前饋控制（MC_PITCHRATE_FF）

• 偏航角速率前饋控制（MC_YAWRATE_FF）

參數(shù)調試方法

俯仰滾轉偏航三個通道的調試方法基本是一樣的，所以我們只針對其中一個通道來進行說明，就以滾轉通道為例，為了飛行安全，我們調試時都以manual/Stablized模式起飛，不進行Acro模式的試飛。

調試步驟一般是這樣的：

1、輕推油門，在地面上觀察飛機有無震蕩趨勢，沒有則正常起飛；

2、在空中做滾轉方向激勵（遙控器滾轉遙桿迅速向左或向右撥桿后回中），遙控器從小到大給出滾轉通道激勵（10-30度左右的激勵）后觀察飛機反饋，看飛機有無震蕩現(xiàn)象；

3、先調試參數(shù)MC_ROLLRATE_P，此參數(shù)是角速率控制器的主力軍，只要有誤差第一時間響應，參數(shù)大小直接影響飛機的靈敏度，每次增加10-20%直到給激勵后飛機出現(xiàn)小幅震蕩為止，這時候將此參數(shù)縮減為60-70%左右；

4、再調試參數(shù)MC_ROLLRATE_I，也是每次增加10-20%直到飛機出現(xiàn)小幅震蕩，縮減為60-70%，此參數(shù)主要用于消除跟蹤靜差，參數(shù)太小會導致無法應對外界擾動；

5、參數(shù)MC_ROLLRATE_D與飛行器的噪聲有關，所以對于噪聲大的飛行器此參數(shù)基本設置為0附近，噪聲小的可以適當增加此參數(shù)后觀察飛機是否有小幅震蕩，有的話縮減為50%，此參數(shù)過小會出現(xiàn)飛行器給出激勵后回中時超調出現(xiàn)多次余震。

6、固定好內環(huán)參數(shù)后調試參數(shù)MC_ROLL_P，此參數(shù)基本不用怎么調試，調大了也會震蕩，然后縮小；

7、MC_ROLLRATE_FF參數(shù)其實就是角速環(huán)輸出直接反饋到電機上，此參數(shù)有利于飛行器給出姿態(tài)期望后的快速響應，但是不能過大，因為他不是反饋控制，要是占的輸出比例過大，會干擾角速率環(huán)的控制。如果飛行器姿態(tài)響應比較慢可適當加大，姿態(tài)響應過于靈敏則降低此參數(shù)。

8、關于角度和角速率的限幅參數(shù)其實要根據(jù)具體的飛機來定了，如果飛機的電機不夠富裕，那就限制得小一點，如果電機能力足夠，就放寬一些。

9、THR_MDL_FAC參數(shù)，這個參數(shù)是用來修正升力和PWM輸出值的關系的，我們經(jīng)常發(fā)現(xiàn)在懸停狀態(tài)時飛機的姿態(tài)控制好好的，但是到了快速爬升和下降時，飛機就出現(xiàn)姿態(tài)不穩(wěn)的現(xiàn)象，就是因為力和PWM的輸出他不是線性關系，所以會出現(xiàn)不同油門值的時候控制效果不一樣，這個參數(shù)就是用來調試這個現(xiàn)象的。關于這個參數(shù)我們后面再講。

數(shù)據(jù)分析

調參是一定需要數(shù)據(jù)分析的，可以使用Flight Review/matlab來進行分析，主要分析角度和角速率跟蹤情況以及電機是否出現(xiàn)飽和現(xiàn)象。下面的數(shù)據(jù)除了第一張圖之外都是較大尺寸飛機的姿態(tài)響應曲線，所以給出激勵后響應較慢，不像小尺寸飛機的跟蹤效果那么好。

角速率跟蹤好的情況就跟下圖所示：

跟蹤不好震蕩的情況是這樣的：

姿態(tài)跟蹤好的情況給激勵是這樣的：

姿態(tài)跟蹤不好的情況是這樣的：

總結

本文描述了如何調試角度控制器的主要參數(shù)，調參的時候要注意不要一步調太多，調試參數(shù)時飛機要落地，多調試，多總結，基本上就能夠掌握調試的技巧了。

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