High-Order PI Attitude Control for Multicopter UAVs. Masters thesis, King Fahd University of Petroleum and Minerals.

PDF ALBARAJ 2026.pdf - Accepted Version Restricted to Repository staff only until 14 May 2027. Download (3MB)

Arabic Abstract

لا تزال وحدات التحكم التناسبية التكاملية التفاضلية هي المعيار الصناعي لتنظيم وضعية الطائرات متعددة المراوح نظرًا لبساطتها وكفاءتها الحسابية. مع ذلك، تتطلب التطبيقات الناشئة في الملاحة عالية السرعة، والتفتيش الدقيق، والمناورة السريعة، وحدات تحكم تتمتع بمرونة تصميم أكبر مما توفره بنية PID ذات الكسب الثلاثي المحدو د . تستكشف هذه الأطروحة أداء فئة من وحدات التحكم التناسبية التكاملية عالية الرتبة، المشتقة من إطار عمل التناسبية التكاملية المحسّنة (PIP) ، للتحكم في وضعية الطائرات المسيّرة متعددة المراوح. يوفر هذا النوع من وحدات التحكم امتدادًا هيكليًا أكثر ثراءً لوحدا ت PID التقليدية، حيث يمكن تعديل مكاسبها الإضافية عدديًا لتلبية متطلبات التصميم التكميلية، كما أن غياب خاصية التفاضل يُلغي بطبيعته تضخيم الضوضاء الذي يحد من عرض نطاق PID التقليدي . يق دم الجزء النظري تصميمًا للتحكم في وضعية الطائرة الرباعية باستخدام تقنية ( SIL ) ، وهدفه الأساسي هو تحقيق استجابة مثالية (Deadbeat) يصعب تحقيقها نظريًا باستخدام بنية PID ، مما يمثل الفرصة الأولى لوحدات التحكم PI عالية الرتبة لإثبات تفوقها المعماري . تبدأ عملية SIL بتحديد نموذج قائم على البيانات، يعتمد على دالة نقل منفصلة الزمن من الرتبة الثانية لديناميكيات الدوران/الانحراف لطائرة رباعية، طراز Hawk’s Work F450 ، باستخدام خوارزمية المتغير الآلي المُحسَّن المُبسَّط (SRIV) ، مما ينتج عنه معامل تحدي د RT² > 0.95 ، تم التحقق منه من خلال بيانات طيران تجريبية من جهاز تثبيت. يُستخدم النموذج المُحدد بعد ذلك لاستخراج المكاسب الأولية لوحدة التحكم PI عالية الرتبة وفقًا لإرشادا ت PIP النموذجية. من الناحية النظرية، يمكن تحقيق أداء الاستجابة المثالية (Deadbeat) باستخدام وحدة تحكم PI عالية الرتبة؛ ومع ذلك، فإن جهد التحكم الناتج )تيار المحرك( يتجاوز قيود دائرة القيادة. لذلك، يتم تعديل هدف التحكم لتحقيق أسرع استجابة ممكنة ضمن قيود المُشغِّّل . من الناحية النظرية، يمكن تحقيق أداء الاستجابة المثالية (Deadbeat) باستخدام وحدة تحكم PI عالية الرتبة؛ ومع ذلك، فإن جهد التحكم الناتج )تيار المحرك( يتجاوز قيود دائرة القيادة. لذلك، يتم تعديل هدف التحكم لتحقيق أسرع استجابة ممكنة ضمن قيود المُشغِّّل . الهدف النظري: يمكن تحقيق أسرع استجابة ممكنة ضمن قيود المُشغِّّل. لضمان مقارنة معمارية موضوعية، تم ضبط كل من وحدة التحكم PID الأساسية ووحدة التحكم PI عالية الرتبة المقترحة خارجيا باستخدام خوارزمية تحسين مستعمرات النمل (ACO) التي تقلل زمن الصعود مع مراعاة قيود صارمة على التجاوز )≥ 5 )% وخطأ الحالة المستقرة )≥ 5 %(. أظهرت محاكاة SIL التي أُجريت على نموذج SIMULINK غير خطي عالي الدقة أن وحدة التحكم PI عالية الرتبة تحقق زمن صعود قدره 37 مللي ثانية مقارنةً ب 57 مللي ثانية لوحدة التحكم PID المضبوطة بشكل أمثل - أي بتحسن قدره 35 % - مع الحفاظ على تجاوز أقل من 1 % وخطأ حالة مستقرة صفري. بالإضافة إلى ذلك، فإن عرض نطاق وحدة التحكم PI عالية الرتبة أعلى بنسبة 500 % من عرض نطاق وحدة التحكم PID بناءً على أزمنة الاستقرار الخاصة بهما . تُثبت نتائج اختبارا ت SIL أن بنية PI عالية الرتبة تُعد بديلاً فعالاً وعالي الأداء لأنظمة PID التقليدية في التحكم في وضعية الطائرات بدون طيار، إذ تُحقق مكاسب متزامنة في سرعة الاستجابة العابرة، ومقاومة الاضطرابات، ومقاومة الضوضاء دون زيادة في العبء الحسابي. تشمل التوجهات المستقبلية للأبحاث التكامل مع مُراقبي الحالة الموسّعين، وجدولة الكسب التكيفية، واستراتيجيات هجينة تجمع بين PIP والتحكم بالنمط الانزلاقي أو التحكم النشط في مقاومة الاضطرابات لمعالجة الطيران في نطاقات واسعة وعدم اليقين في المعلمات المتغيرة مع الزمن

English Abstract

This thesis explores the performance of a class of a high-order PI controller, derived from the Proportional Integral Plus (PIP) framework, for attitude control of multicopter drones. This type of controllers offers a structurally richer extension of conventional PID where their additional gains can be numerically adjusted to satisfy supplementary design requirements, and the absence of derivative action inherently eliminates the noise amplification that limits conventional PID bandwidth. A SIL-based control design for quadcopter attitude control has been investigated to achieve a deadbeat response target that is theoretically unattainable with PID structure and therefore represents the first opportunity for high-order PI to demonstrate its architectural superiority. The SIL process begins with data-based model identification based on a second-order discrete-time transfer function of the roll/pitch dynamics of a quadcopter, model Hawk’s Work F450, is estimated using the Simplified Refined Instrumental Variable (SRIV) algorithm, yielding a coefficient of determination RT² > 0.98 verified by experimental flight data from a gimbal. The identified model is then used to extract the initial gains of the high-order PI controller according to typical PIP guidelines. Deadbeat performance is theoretically attainable via a high-order PI controller; however, the resulting control effort (motor current) surpasses the drive circuit limitations. Hence, the control objective is revised to achieve the fastest feasible response within actuator constraints. To ensure an unbiased architectural comparison, both the baseline PID and the proposed high-order PI controller are offline tuned using Ant Colony Optimization (ACO) framework that minimizes rise time subject to hard constraints on overshoot (≤ 5%) and steady-state error (≤ 5%). SIL simulations conducted on a high-fidelity nonlinear SIMULINK model and demonstrate that the high-order PI controller achieves a rise time of 37ms compared with 57 ms for the optimally tuned PID— 35% improvement—while maintaining overshoot below 1% and zero steady-state error. In addition, the bandwidth of high-order PI controller is 500% higher than bandwidth of PID controller based on their settling times. The SIL findings establish the high-order PI architecture as a viable and high-performing alternative to classical PID for UAV attitude control, offering simultaneous gains in transient agility, disturbance rejection, and noise robustness without additional computational burden. Future work directions include integration with extended state observers, adaptive gain PIP scheduling, and hybrid strategies combining PIP with sliding-mode or active disturbance rejection control to address large-envelope flight and time-varying parameter uncertainty.

Item Type:	Thesis (Masters)
Subjects:	Aerospace
Department:	College of Engineering and Physics > Aerospace Engineering
Thesis Advisor:	Mohamed Ismail,
Thesis Committee Members:	Md Ismail Hossain, Syed Saad Ali,
Depositing User:	MOHAMMAD ALBARAJ (g202419860)
Date Deposited:	17 May 2026 06:17
Last Modified:	17 May 2026 06:17
URI:	https://eprints.kfupm.edu.sa/id/eprint/144299