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文檔簡介

U.D.C.:627.3.387DissertationfortheMaster’sDegreein Prof.WangChanghongAcademicDegreeAppliedfor: MasterofEngineering ControlScienceandEngineering Dateof July,Degree-Conferring-Institution:HarbinInstituteof 四旋翼無人機是一種新型的可垂直起降的小型無人機,它通過改變四個對稱分布的旋翼轉(zhuǎn)速來調(diào)整姿態(tài)與位置,具有可懸停、機動性好、結(jié)構(gòu)簡單等多種優(yōu)點,具有十分廣闊的應(yīng)用前景。首先對飛行機理進行了分析,設(shè)計了以碳纖維為主體材料的機械結(jié)構(gòu)。并以機械結(jié)構(gòu)為基礎(chǔ),建立了六自由度的無人機數(shù)學模型,根據(jù)實際的控制要求對模型進行了簡化。分別設(shè)計了PID姿態(tài)控制器和Backstep姿態(tài)控制器對無人機的姿態(tài)控制進行了仿真,得到了在階躍控制信號輸入、脈沖干擾力矩輸入以及陣風干擾力矩輸入下的姿態(tài)角響應(yīng)曲線,驗證了兩種算法的有效性。仿真結(jié)果表明Backstep方法對四旋翼無人機這種非線性強耦合的系統(tǒng)具有相對較好的效果。其次,根據(jù)四旋翼無人機對航姿信息的要求設(shè)計了以MEMS陀螺儀,加速度計與磁阻傳感器為基礎(chǔ)的航姿系統(tǒng),設(shè)計了一種基于擴展Kalman濾波的航姿估計算法。采用四元數(shù)作為狀態(tài)變量,利用陀螺儀的輸出構(gòu)成狀態(tài)方程,通過加速度計與磁阻傳感器構(gòu)造觀測方程來進行擴展Kalman濾波解算。相對于通常的航姿估計算法,這種算法減少了運算量,更適合于基于嵌入式微處理器的航姿估計。實驗結(jié)果表明這種算法在靜態(tài)情況下可以較好的得到無人機的姿態(tài)輸出,動態(tài)性能還需要進一步測試。最后,根據(jù)系統(tǒng)性能和功能的要求對無人機的機載主控制系統(tǒng)與地面站系統(tǒng)進行了設(shè)計。并進行了懸停、姿態(tài)信號、測試等一系列飛行試驗,對試驗結(jié)果進行了分析,驗證了算法的有效性。:四旋翼無人機;PID;Backstep;航姿系QuadrotorisanewmodelofsmallUAVsthatcouldtakeoffandlandvertically.Itadjustsitspositionandattitudebyvaryingfoursymmetricalpropellers’speeds,withmeritssuchashoveringability,goodmaneuverability,andsimplifiedstructure.Thepaperfirstyzedtheflightprincipleanddesignedthestructureofmicroquadrotorbyusingcarbonfiber.Thenittoestablishedthequadrotormodelbasedonmechanicalstructurewith6degreesof dom,andsimplifiedthemodelduetopracticalcontrolissues.ThispaperdesignedPIDattitudecontrollerandBackstepattitudecontroller.Throughthesimulation,wegottheattituderesponsecurvesunderseveralconditions.Thesimulationresultsprovethefeasibilityoftwoalgorithms,andindicatethatBackstepmethodwasbetterinthecontrolofquadrotorsystemwhichwasnonlinearandhighlySecondly,duetotherequirementsofquadrotoronheadingandattitudeinformation,thispaperdesignedanattitudeandheadingreferencesystembasedongyros,acceleratorsandmagneticsensors,anddesignedextendKalmanfiltertoestimateattitudeandheadinginformation.Inthefilter,thequaternionwaschosenasstatevariables,gyroswereusedtoupdatethestatsvariables,andacceleratorsandmagneticsensorswerecombinedtoestablishmeasurementequation.Incomparisonwiththetraditionalattitudeestimationmethod,thisalgorithmcangreatlyreducecomputationalcomplexityandwasmoresuitabletoattitudeestimationbasedonembeddedmicroprocessor.Experimentresultsdemonstratedthatthistypeofalgorithmwaseffectiveinattitudeestimation.Last,thepaperdesignedmaincontrollerandgroundcontrolsystemforquadrotorbasedonthesystematicandfunctionalrequirements.Flighttestsincludehovering,attitudetracingandanti-interferencehoveringwereconductedandprovedtoverifytheeffectivenessofthecontrolalgorithm.:Quadrotor,PID,Backstep, 第1章緒 研究的目的與意 國內(nèi)外研究狀 四旋翼無人機的研究狀 小型無人機導航系統(tǒng)研究狀 本文主要研究內(nèi) 第2章四旋翼無人機的機理分析與模型建 四旋翼無人機飛行機理分 四旋翼無人機機體結(jié)構(gòu)設(shè) 四旋翼無人機運動方 本章小 第3章四旋翼無人機航姿系 基于EKF航姿系統(tǒng)算 狀態(tài)方程建 觀測方程建 EKF姿態(tài)解 航姿系統(tǒng)硬件與軟件實 航姿系統(tǒng)硬件設(shè) 航姿系統(tǒng)軟件流 實驗結(jié) 本章小 第4章四旋翼無人機姿態(tài)控制算法設(shè) 控制結(jié)構(gòu)分 基于PID的姿態(tài)控制算 PID控制結(jié)構(gòu)分 第1隨著科技信息時代的發(fā)展,未來信息化條件下的將對的高射與其他相比有更好的優(yōu)越性。其設(shè)計靈巧,空間利用率高,可重復(fù)使用,2001年,中,飛行器第一次扮演者,逐漸由“配角”轉(zhuǎn)變的思考。2007年4月3日,英一架改裝的“旋風”F2成功遙控4架飛行器,實施協(xié)同,完成搜索和摧毀目標的任務(wù)。由于無人機在、中擔負了重要的、監(jiān)視、偵察不同型號的無人機,其國正在使用的至少有18種型號,總數(shù)超過已將無人機看作未來空襲和全球中的利器,持續(xù)斥巨資開展飛行器相關(guān)技術(shù)的研究工作。陸、海、空三軍以及國防高級研究計劃局預(yù)計在2005—2009財年投入16.62億進行數(shù)十個無人機系統(tǒng)的技術(shù)研發(fā)作。英、法、德等國對飛行器的投入也非常大。國際宇航公司預(yù)測,到年全球飛行器市場的份額將達到100億歐元,全球?qū)碛?2萬架無人[4-5]近年來,由于軍事模式的轉(zhuǎn)變,獲得戰(zhàn)場信息,爭取信息主動權(quán)越來山區(qū)環(huán)境中戰(zhàn)斗小分隊提供及時的信息保障,因此需要無人飛行器具有能夠垂直起降和懸停的能力。目前正在使用的飛行器系統(tǒng)大都采用常規(guī)固定翼氣動布局;采用滑跑、手擲或者的發(fā)射裝置彈射起飛;采用掠飛或者盤旋等方式對目標進行偵察、監(jiān)視。在城市環(huán)境中,傳統(tǒng)的飛行器較難從復(fù)雜多變的樓宇間獲取戰(zhàn)術(shù)信息。因此,一種能夠從狹小地域上放飛、在復(fù)雜空情中靈活機動的戰(zhàn)術(shù)飛行器成為飛行器領(lǐng)域研究的熱點。小型四旋翼無人機能夠垂直起降和懸停,能夠適應(yīng)復(fù)雜的城市,山區(qū)起降環(huán)境,具有“懸停并凝視”目標的能力,而且還可以抵近建筑物飛行,對目標物提確定位。并能依靠四個旋翼產(chǎn)生的升力進行姿態(tài)與位置控制,且其結(jié)構(gòu)緊湊,機動性能良好,具有較強的適應(yīng)能力,應(yīng)用范圍廣,因而成為無人機的研究熱點之一。停監(jiān)視,甚至可以降落到建筑物上對地面狀況進行觀察。較小的電機與風扇,四旋翼無人機的機構(gòu)更加緊湊,而且它起飛無需跑道,應(yīng)用前景。軍事上可應(yīng)用于獲取、地面戰(zhàn)場偵察和監(jiān)視、近距離空中支持然之后的搜索與救援,巡邏監(jiān)視和目標,緝毒和反,高壓線、大促進有價值的二次開發(fā)。例如可以結(jié)合現(xiàn)有的視覺技術(shù)開發(fā)視覺定位與定姿系統(tǒng),進一步提高測量的精度6-9];可以以此為基礎(chǔ)開發(fā)無線能量傳輸技術(shù)10],從根本上解決微小型小型無人機的能源問題等。由于該無人機模型具有非線性和耦合性11,同時由于氣動參數(shù)攝動,該模型還有不確定性,它的控制問題具備了當前控制問題中的各種難點,因此它能夠提供各種控制方法的驗證平臺。結(jié)構(gòu)簡單、使用常規(guī)部件和能源、方便等優(yōu)點,使其制造和使用成本相對綜上所述,開展小型四旋翼無人機的理論和技術(shù)研究在開展學術(shù)理論研究、推動相關(guān)產(chǎn)業(yè)和技術(shù)發(fā)展、加強國防建設(shè)、創(chuàng)造經(jīng)濟效益等方面都具有重大的意義。四旋翼無人機的研究OS4是EPFL自動化系統(tǒng)開發(fā)的一種小型四旋翼飛行器,研究的重全自主飛行。目前,該項目已經(jīng)進行了兩個階段。OS4I最大長度約73cm,質(zhì)量為235g;它使用了DraganflyerⅢ的十字框架和旋翼,電機型號為Faulhaber1724,微慣性測量單元為Xsens的MT9-B。研究人員通過萬向節(jié)將它固定于飛試平臺之上,使其只具有3個轉(zhuǎn)動自由度;電機驅(qū)動模塊、能源供給、數(shù)據(jù)處理、以及飛行控制單元都由飛行器外部提供;至2004年,已經(jīng)分別驗證了多種控制算法[12-13](例如:PID、LQ、Backstep、Sliding–mode),都很好的實現(xiàn)了飛行器姿態(tài)控制。OS4II的機身最大長度72cm,重520g;機230g的鋰電池,能提供自主飛30min的能量。它與OS4I的區(qū)別主BLDC;使用皮帶裝置代替了電機箱;控制器、傳感器、電池和電機驅(qū)動模塊等都直接安裝在機體上,不再由機體外部提供。2006年1月,EPFL已經(jīng)實現(xiàn)了OS4II在室內(nèi)環(huán)境中基于慣導的自主懸??刂啤MX4[14]76cm700g5個彩色標記。地面攝像頭通過并測量標記的位置與面積,獲得飛行器的位置和3個姿態(tài)角,角3軸陀螺儀測量獲得,主要進行飛行器姿態(tài)增穩(wěn)控制。研究人員將整使其只能在水平面內(nèi)運動,已經(jīng)實現(xiàn)了自主懸??刂?,使用Backstep控制算法達到了較好的效果。之后,HMX4研究人員又開發(fā)了一套基于地面和機載雙頭的視覺定位與定姿系統(tǒng),進一步提高了測量的精度。這種基于視覺的圖1-1OS4 圖1-2OS4Fig.1-1OS4 Fig.1-2OS4GTMARS[15]是佐治亞理工大學面向火星探測任務(wù)而設(shè)計的無人機系統(tǒng)。20kg0.92m30min。GTMARS開始為折疊狀態(tài),陸器登陸火星后,機構(gòu)將自動展開;它能自主起飛和降落,巡航速度可達72km/h;當能量不足時,它可以返回到著陸器補充能量,著陸器裝載有能德國Microdrones公司開發(fā)出了一款小型四旋翼無人機,型號為MD4-200。這個無人機采用MD公司自行設(shè)計的盤式電機,機身全部用炭纖維制作,懸停時電流參考值為2A,裝有GPS,并配有相應(yīng)的地面站系統(tǒng),以及傳輸系統(tǒng)。圖1-3 圖1-4Fig.1-3 Fig.1-4EADSQuattrocopter[16]也是一款飛行效果較好的四旋翼飛行器,重約0.5千克,長約65cm??刂葡到y(tǒng)由主處理器,MEMS慣性測量單元,壓差傳感器,GPS接收裝置等組成,最長飛行時間可達到20分鐘。 圖1-5MD4- 圖1-6EADSFig.1-5MD4- Fig.1-6EADStnfrd大學使用一個改進后的Drngonflyer作為其自主飛行器ultiAgnt控制研究(SC)的測試平臺。選擇Drgnflyer四旋翼無人機進行方案驗證。Drgnflyr原先的被tnfrd大學自主設(shè)計的控制器所取代。這款控制器用于執(zhí)行所有的傳感和通訊任務(wù),它由如下組建構(gòu)成:一個被稱為icrotrin的IU,兩塊PIS微控制,一個超聲速聲納定位傳感器,一個PS單元和一個有效距離為150300由幾臺P機和一個配有用于飛行器的標準桿的筆記本電腦組成。IU從傳感器得到相關(guān)數(shù)據(jù)后估算出當前飛行器的高度及其變化速度,然后將這兩個數(shù)據(jù)輸出,由于飛行器的支架在升力很大時會有,這兩個數(shù)據(jù)很可能混有較大的噪聲,因而準確性較低。系統(tǒng)同時加入了一個紅外距離傳感器包括微控制、導航系統(tǒng)、各種測距傳感器以及視覺輔助設(shè)備??刂品椒ū容^多樣,PID、LQ、Backstep、Sliding–mode等都有應(yīng)用。小型無人機導航系統(tǒng)研究,準確的航姿信息是小型無人機控制的基礎(chǔ),姿態(tài)方位參考系統(tǒng)(AttitudeandHeadingReferenceSystemAHRS)就是專門為小型無人機提供三軸姿Crossbow公司的AHRS500GA是一種高性能、全固態(tài)的姿態(tài)、航向測量系統(tǒng)。廣泛應(yīng)用于航空領(lǐng)域。這種高可靠性、的慣導系統(tǒng)提供了在靜態(tài)和動態(tài)兩種狀態(tài)下的姿態(tài)、航向測量。AHRS500GAMEMS陀螺和加速度計,通過使用其獨有的Kalman濾波算法,測定出動態(tài)、靜態(tài)兩場為參照提高了陀螺對其漂移的糾偏功能。數(shù)據(jù)輸出為數(shù)字RS-422串行數(shù)據(jù)總線。外部不需要其他的配件。其靜態(tài)精度俯仰角和橫滾角<0.5°、航向角Innalabs公司的InnalabsAHRS[18]是一個高性能的捷聯(lián)慣導系統(tǒng),可以在3D空間中測量任何載體的全角度姿態(tài)。InnalabsAHRS根據(jù)地球重力矢量,相對磁北的航向(方位角)來估計橫滾俯仰角度。利用國家地理數(shù)據(jù)中心和英國地理機構(gòu)制造的世界磁力模型,來針對地理北向自動計算真北。InnalabsAHRS對于靜止或帶加速度的任何運動物體可以進行高精度的定位,短時間的磁干擾也不會影響AHRS的航向精度。特別設(shè)計的軟件可以對Innalabs荷蘭Xsens公司的MTI系統(tǒng)[19]是一個微型的測量姿態(tài)和航向的系統(tǒng)。速度以及磁場強度,使用Kalman濾波來對姿態(tài)進行估計。MTI是一款性能非分辨率為0.05°,外型尺寸只有58mm×58mm×22mm。要都是應(yīng)用MEMS傳感器,通過加速度計、陀螺儀與磁場強度傳感器來進行數(shù)據(jù)融合來得到較好的姿態(tài)信息,數(shù)據(jù)融合的方法大多數(shù)使用Kalman濾波,測量精度一般也在0.5°~1°的范圍內(nèi)?;贓KF的航姿系統(tǒng)算法,并通過實際數(shù)據(jù)驗證了算法的可行性。第四章分別用經(jīng)典PID控制方法與基于Lyapunov穩(wěn)定性原理的Backstep方法對姿態(tài)控制算法進行了設(shè)計,并通過了算法的有效了四旋翼無人機飛行試驗的數(shù)據(jù),通過對懸停、等飛行試驗驗證了四旋2-1Fig.2-1Schemeofquadrotor為了簡化分析,假設(shè)四個螺旋槳都能夠很好的安裝,即四個螺旋槳都安裝在同一個平面上,且到無人機幾何中心的距離都相等;四個旋翼桿都正交安裝;機體在飛行過程中不會出現(xiàn)機體的形變等。參照文獻[20]x設(shè)計軸線指向前方,y軸垂直于飛機對稱平面指向機身左側(cè),z軸在飛機對稱平x軸垂直并指向機體上方,原點與無人機重心重合。地面坐標系中x軸指向地理北極,y軸指向西,zx、y軸垂直指向天,即西北天坐標系。俯仰角θ(pitchangle):機體軸x與水平面間夾角,低頭為偏航角ψ(yawangle)xx軸之橫滾角φ(rollangle)zx31y軸的正力矩,這3的升力,同時增加旋1y軸的負力矩,這個力矩可以減小無人機的俯仰角,使24x軸的正力矩,這2的升力,同時增加4y軸的負力矩,這個力矩可以減小無人機的橫滾角,2-11、32、4逆時針2、41、3的轉(zhuǎn)速,來提供。同理,當需要逆時針轉(zhuǎn)動1、32、4的轉(zhuǎn)質(zhì)量可將飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)下傳到地面站系能夠抵抗一定強度的陣風干擾與脈沖干擾一次充電飛行時間達到橫滾角與俯仰角變化范圍:-30°~30°同一個平面內(nèi),最終設(shè)計的四旋翼無人機如圖2-2所示。Fig.2-2比較高,使用時需要安裝也增加了機體的質(zhì)量;外轉(zhuǎn)無刷電機的轉(zhuǎn)速較低,比較適合小型旋翼類無人1.5kg2kg2kg電壓大小、價格等因素的綜合考慮,初步選用基愛斯模型配件廠生產(chǎn)28301221。同時選用同一廠家生產(chǎn)的與電機配套的電機調(diào)速器。2-1C28-30-12Table2-1MotorparametersofC28-30-這款電機的選擇主要考慮了它的負載能力,電機廠商給定的負載能力為1kg,這個負載能力指標是在配置了合適的螺旋槳的前提提供的,對于課題中的使用會稍有些下降,所以在電機的選擇過程中留出了很大的裕度。即使實際使用中這個參數(shù)會有些下降也足以滿足系統(tǒng)的需求。碳纖維加工,碳纖維材料的機械強度很高,并且密度很低,只有1.7g/cm3左右,對稱的兩個電機軸之間的距離為520mm,通過實驗最終選擇的螺旋槳為10英寸的塑料三葉槳。通過粗略的測量電機的工作電流,在懸停過程中,四個20A4000mAh11.1V鋰電池,足夠飛15分鐘。最終加上控制電路以及電池的無人機總1200g。本款四旋翼無人機的具體參數(shù)如表2-2所示。2-2Table2-2Parametersof本節(jié)主要根據(jù)前面章節(jié)的分析建立四旋翼無人機的運動方程[21-24]2.1節(jié),為了簡化分析,對四旋翼無人機進行一下理想化假設(shè):四個 cos cos sinsinsincoscossin(2-sincoscossinsinsinsincoscossincoscosXbody 00FB Fi F

F

ncocosnnF)sinsincoscossin

(2-y i zz

cos x(FDx2)/ y(FDy2)/ Dxy,z為空氣阻力系數(shù);m為四旋翼無人機的質(zhì)量。以上為四旋翼無人機位移上的模型。d(J)M

(2-其中p rT為機體角速度矢量,

J

yJzy

Ml(F2F4Ml(F3F1

(2-(2-MC(F1F2F3F4 除此之外,飛行時,外轉(zhuǎn)子電機與螺旋槳高速旋轉(zhuǎn),當飛行器姿態(tài)改變時,由于陀螺效應(yīng)的存在,高速旋轉(zhuǎn)的電機外轉(zhuǎn)子與螺旋槳會產(chǎn)生一個附加的陀螺力矩,陀螺力矩的一般表達式為25:Mgyro H為轉(zhuǎn)動部分的動量矩,在四旋翼無人機中,定義i為各個旋翼的角速度,Jr為轉(zhuǎn)動部分的z軸轉(zhuǎn)動慣量,即電機外轉(zhuǎn)子與螺旋槳的轉(zhuǎn)動慣量。由于在電0H00

(2- MMHM

(2-

Jy p )qrr(1234)q (F2F4 J q

)pr

r()p (FF r

xJ )pq (FF

F (, )與機體坐標系的三軸的角速度分量(p,q,r)之間的關(guān)系式p(sintan)q(costanqcosrsin(sin/cos)q(cos/cos

(2-(2-雖然在角度較大時方程2-15中的耦合項已經(jīng)不可忽略,但是通過仿真分析可方程2-5、2-6、2-14與2-15構(gòu)成了四旋翼無人機的運動方程。u1F1F2F3 Fu2F2F u4F1F2F3為系統(tǒng)的輸入,將

1234看成系統(tǒng)的干擾。將方程 Jy p )qrrufq q(JzJx)prjrupl f J J J 4r(JxJy)pqC 4 x1,x2,x3,x4,x5,x6xz,xz,xx, x,xy, J x2 ( z)xx rux 4 f J ( x)xx rux 2 f JxJy)xxC xf(x,u)

2 J4 1ucosucos D 1 g 8 m z 1u(sinxcosxcosxsinxsinx)

Dx2 x10 u(sinxsinxcosxcosxsinx) Dx2m y12mC0.0026,l DD106N(m/s)2,D104N(m/ JxJy0.015kgm,J0.026kgm,j10kg G(s) 0.1s

(2-k為電機調(diào)速器控制信號與電機升力之間的比例關(guān)系,具體的數(shù)值對仿真都是通過調(diào)試得出,k值大小的影響也不大,所以在這里取k=1來進行后面的是以航姿信息的準確性為前提的。MEMS慣件由于體積小、質(zhì)量輕、價格由于ES慣件的噪聲和零漂相對于其他高精度慣件要大得多,單靠一種傳感器控制系統(tǒng)的要求。一種可行的方法就是通過不同種類傳感器的數(shù)據(jù)進行數(shù)據(jù)融合來得到飛行器的航姿參數(shù)。單靠速率陀螺捷聯(lián)解算得到的姿態(tài)由于陀螺輸出漂移的存在,誤差會一直累積,無法長時間使用;而加速度計與磁阻傳感器由于受較大,容易引入干擾,單獨使用也無法達到要求,但這兩種傳感器長時間使用時不會產(chǎn)生誤差的積累。本課題中采用擴展ln濾波來對速率陀螺、加速度計和磁阻傳感器的數(shù)據(jù)新型數(shù)據(jù)3135?;贓KF在航姿系統(tǒng)中我們定義的坐標系與無人機上面所定義的坐標系有一些區(qū)別,主要是為了與常用的導航系統(tǒng)坐標系一致,解算出的姿態(tài)參數(shù)只需要改變一下符號即可變換到機體坐標系上,對使用沒有任何影響。下面的坐標系定義僅在本節(jié)使用36。在導航坐標系的原點選在無人機重心處,取ynxn軸指向東,zn軸沿垂線方向指向天,即東北天坐標系。在載體坐標系的原點位于無人機重xb沿機體橫軸指向右,yb沿機體縱軸指向前,zb沿機體的豎軸指向上,滿足右手定則。、、分別為無人機的航向角,俯仰角和姿態(tài)角。coscoscossinsincossincoscossincossinsincossin(3- sincosTq2q2q2 T 2(

2(q1q2q0q3)q2q2q2q2

2( )2(qqqq)

(3- 2 0 2(qqqq 2(qqqq q2q2q2q23根據(jù)姿態(tài)矩陣的元素,可以確定(,,)的值,其中sin1T32,需要根據(jù)方程3-4對主值進行判斷。

1

T31

(3- T tan112

T22

T33 T22 T π

T330,0,

T220,主 0,T 0,T 0,T 0,T 狀態(tài)方程X[q0 q3 (ywy (zwz)z1x z

(wX

y 2y (zwz x (w x、y、z分別為三個陀螺的輸出,w為三個陀螺儀輸出誤差wxwwy z q31 qX

yX 2 2 x q1 q 0X(k)(k,k1)X(k1)(k1)W(k (k) (k) (k)T 2(k) (k) (k)Tx其中(k,k1) x

y(k 2

z(k

x(k 2 z(k)

y(k)

(k) q1(kq

q2(kq

q3(k)q(k) q3(kq(k

q0(kq0(k

q1(k)q 將W(k)近似為白噪聲序列,其方差陣Q(k)非負定。(k)為噪聲驅(qū)動陣。MEMS觀測方程

Z[ax m 其中ax、ay、az為加速度計測量出的機體坐標系中的三軸加速度,m為向角。m由式(3-3)計算得到。 HxcosmHzsin HsinsinHcosHsin 其中HxHyHz為三軸磁阻傳感器的輸出,為了得到跟接近真實值的航向角觀測信息,取m與m為通過一步預(yù)測后得到俯仰角與橫滾角,因為在求取觀測量時,m與m是當前所能得到的最準確的俯仰角與橫滾角。ax 0 2g(q1q3q0q2 aT10 2g(qqqq

(3-y 2 0 a g g(q2q2q2q2z 3a 2g(q1q3q0q2 x 2g(qqqq xZayh(X)

g(q2223q201

qq)azqq)

21(qq2q3 1 0 m q2q2q2

Z(k)H(k)X(k)V(k

H(k)

2qc 2qc4q3 0c22c211c220 32c2 cq2q2q2q2cqqq 1 0EKF姿態(tài)解X?(k,k1)(k,k1)X?(kP(k,k1)(k,k1)P(k1)T(k,k1)(k1)Q(k1)T(kK(k)P(k,k1)HT(k)[H(k)P(k,k1)HT(k)

(3-(3-(3-

X?(k)X?(k,k1)K(k){Z(k)h[X?(k,k

(3-P(k)[IK(k)H(k)]P(k,k

(3-航姿系統(tǒng)硬件DSP處理組成。它能提供無人機的三軸角速度,三個方向上的加速度以及磁場選擇TMS320F2808做為主處理,主要考慮到這款的引腳相對其他的DSP來講比較少,而且片內(nèi)具有64K的flash器,不需要外接TMS320F2808主頻達到100MIPS,低功耗設(shè)計,電壓1.8V,F(xiàn)lash編程電壓3.3V,支持JTAG邊界掃描接口;片內(nèi)集成了64K的flash器,18K的SARAM,具有16個通道的12位ADC,兩個UART,SPI接口;并具有16x1632x32位的乘法累加器和16x16位的雙乘法累加器。角速率陀螺與加速度計采用ADI公司的ADIS16350,它集成了三軸MEMSMEMSSPI串行接口按照一定的通信協(xié)議直接將陀螺與加速度計的六個測量值出來,同時ADIS15350還提供內(nèi)部的溫度值。ADIS16350一些主要指標如Table3-1Mainindexof±104.75V~5.25磁阻傳感器采用Honeywell公司的三軸磁阻傳感器HMC1043,圖3-1為傳SR+SR-引腳上來產(chǎn)生3-2為磁阻傳感器單軸的輸出3-1HMC1043Fig.3-1SchematicofFig.3-2Singleaxisoutputcharacteristicof圖32中可以看出,當磁場強度為零時,磁阻傳感器的輸出并不為零,而是有一個偏差,從文獻[3]中可以知道,這個偏差對于每個是固定的。圖31中帶有FF標志的一系列端口用來附加電流來調(diào)整這個偏差的。但是在我們的實際使用中,并不需要對這個偏差進行調(diào)整。在使用中,同一位置,先后采集置位后的輸出與復(fù)位后的輸出做平均即可得到這個偏差,或者做差直接得到與磁場強度成比例的輸出。根據(jù)文獻[38]的數(shù)據(jù),H1043的輸出靈敏度是1//gus,當供電電壓選取3.3V時,輸出靈敏度即為3.3mV/guas。由于地磁場最大為0.625gus,在沒有干擾的情況下最大的輸出可以達到2mV左右,而且H1043在3.3供電時零位偏差最大可達到4,這樣最大的輸出有可能達到6V,必須要將磁阻傳感器的輸出信號進行放大才能到,否則有用信號基本會淹沒在采樣噪聲中。而SP片上采樣的范圍為0.3~3,綜合考慮,選取放大倍數(shù)為200。為了減小放大后信號的噪聲,選取工業(yè)級的運算放大器A8608,它集成了4路運放,三路用在放大三個軸的磁阻傳感器輸出,另一路對分壓得到的參考電壓做電壓跟隨器,連接到SP的C引腳上,用作測試使用。圖3-3Fig3-3Attitudeandheadingreference航姿系統(tǒng)軟件行精確定時,每個周期產(chǎn)生一次中斷,在中斷中進行數(shù)據(jù)、處理以及結(jié)圖3-4Fig.3-4AHRSsoftwareflow首先系統(tǒng)上電后進行系統(tǒng)的初始化,包括DSP中的各種寄存器設(shè)計、頻率的選擇等,然后對系統(tǒng)定時器進行設(shè)置,系統(tǒng)需要10ms進行一次進入中斷后,首先啟動磁阻傳感器的/D,然后立刻AIS6350的輸出,然后等待/D轉(zhuǎn)換結(jié)束,/D轉(zhuǎn)換后的結(jié)果后進入數(shù)據(jù)預(yù)處理程序,預(yù)處理程序?qū)ν勇輧x與加速度計的輸出進行數(shù)值轉(zhuǎn)換并補償?shù)敉勇輧x的常值零偏,并對到三種傳感器進行低通濾波,濾除高頻噪聲,然后進行航姿解算,最后將解算得到的姿態(tài)信息通過串口輸出。實驗航向角航向角俯仰角俯仰角 2橫滾角橫滾角 3-5Fig3-5AttitudeoutputofAHRSat3-5可以看出,前面設(shè)計EKF算法可以有效的抑制陀螺的零偏,航向1°0.5°范圍本章主要介紹了基于MEMS陀螺儀、加速度計與磁阻傳感器的四旋翼無究,根據(jù)傳感器的特點建立了基于EKF的數(shù)據(jù)融合算法,并實際測量數(shù)4-1Fig.4-1Overallcontrolblockdiagramof將位置控制器給出的三軸線速度與GPS反饋回來的速度輸入到速度控制器中,然后通過速度控制器給出需要的旋翼總升力與目標姿態(tài)角、,輸入到姿態(tài)控制器中,進而通過姿態(tài)控制器控制四個旋翼的拉力來對姿態(tài)PID控制理論可姿態(tài)控制回路:通過航姿參考系統(tǒng)進行三個姿態(tài)角、、速度控制回路:在速度回,通過GPS對飛行器的線速度進行反饋,位置控制回路:在位置環(huán)上,GPS將對飛行器的位置信息進行反饋,位置基于PIDPID控制。PID控制器因具有結(jié)構(gòu)簡單、易實現(xiàn)、PID的控制性能影響PID控制結(jié)構(gòu) Jy )qrrufq J ( x)prrup J J JxJ

Jy( 從方程(4-1)u2、u3、u4直接影響著x、y、z三軸的角加速4-2PID的姿態(tài)控制框圖。將運動學模型輸出的三個姿態(tài)角反饋到輸入端,將差值輸入到PID控制器4-2PIDFig.4-2ControlsystemblockdiagrambasedonPID算法仿真與本節(jié)主要通過仿真對PID控制算法的有效性進行分析,對于這種控制模型,最重要參數(shù)的是系統(tǒng)的響應(yīng)速度與超調(diào)量。本節(jié)通過對經(jīng)過調(diào)試選擇的PID參數(shù)進行各種仿真實驗來說明PID姿態(tài)控制算法的性能。2-5、2-13建立,主要根據(jù)四個旋翼產(chǎn)生的拉力和力,并將單旋翼拉力的輸出限制在1N~5N之間。在環(huán)境下對上面的分析進行仿真,通過調(diào)試取三個通道的將四旋翼無人機的初始橫滾角、俯仰角、航向角設(shè)為(-30°,-30°,°)橫滾角橫滾角0 俯仰角俯仰角0 航向角航向角0 4-3Fig.4-3Attitudeoutputofstep從圖4-3可以看出系統(tǒng)的階躍響應(yīng)穩(wěn)定時間大概在3s,有10°在懸停時,測試系統(tǒng)的脈沖能力,t=2s時在三個通道的力矩0.5Nm0.1s的干擾力矩,三軸信號的輸出如圖4-4。4-4可以看出當一個較大的脈沖干擾力矩作用在機體上時,無人機經(jīng)過一個較大幅度的震蕩之后大概3s的時間即可恢復(fù)懸停的狀態(tài)。在懸停時,測試系統(tǒng)的抗陣風干擾能力,t=1s~8s之間在三個通道的力矩輸入端同時加入幅值為0.1Nm的干擾力矩來模擬陣風干擾的效果,三軸信號的輸出如圖4-5。橫滾橫滾角0

俯仰俯仰角

航向航向角0

Fig.4-4Attituderesponsetopulsedisturbance橫滾角橫滾角0俯仰俯仰角0航向航向角0

4-5Fig.4-5Attituderesponsetogustdisturbance圖4-5中,在t=1s~8s之間加上了一個常值的干擾力矩來模擬陣風的干擾,無人機的三個姿態(tài)角在3s之內(nèi)基本可以穩(wěn)定,通過四個旋翼的升力變化來產(chǎn)生抵的力矩。當干擾消除后,還需要大概3s時間來恢復(fù)懸停的狀4-1中可以看出,系統(tǒng)存在著耦合項,即任兩個方向上的角速度會PID控制中,是將三個姿態(tài)角分別進行控制,反饋的信號只有單通道的角度,方程4-1中的耦合項在算法設(shè)計中都看成了干擾0.5Nm0.1s的干擾力矩,無人機的三個姿態(tài)角輸出如圖4-6。橫滾角橫滾角0俯仰俯仰角0航向航向角0

Fig.4-6Attituderesponsewhenthepulsedisturbancetorqueaddedtothepitchandyaw46橫滾通道上相當于產(chǎn)生了一個較大的干擾力矩,橫滾角會受到耦合項很大的影響,對于這種情況,PID方法很難達到特別好的控制效果,并且當考慮到位置更加適合這種非線性和存在耦合的系統(tǒng)的控制方法[39-42]基于Backstep方法的姿態(tài)控制算Backstep方法的理論基礎(chǔ)為Lyapunov穩(wěn)定性定理,即對于一個微分方程表征的系統(tǒng),通過構(gòu)造一個正定的Lyapunov能量函數(shù),使該函數(shù)對時間的全導數(shù)負定或半負定來保證該系統(tǒng)的全局穩(wěn)定性。使用Lyapunov分析系統(tǒng)的穩(wěn)定性時,關(guān)鍵是構(gòu)造一個合適的Lyapunov函數(shù),當系統(tǒng)的狀態(tài)方程較為復(fù)雜時,構(gòu)造一個合適的Lyapunov函數(shù)有時會遇到。Backstep提供了構(gòu)造系統(tǒng)Lyapunov函數(shù)的有效方法。從文獻[43-45]中可以看出Backstep方注意的是Backstep方法在設(shè)計中要求系統(tǒng)結(jié)構(gòu)必須是嚴格反饋系統(tǒng)或可經(jīng)過變換化為嚴格反饋系統(tǒng),即可以表示為式4-2的形式。 1 11xf(x 1 11 f(x,x)g(x,x xnfn(x1, ,xn)gn(x1, fi,gi僅與反饋狀態(tài)x1, ,xi有關(guān)。

(4-Backstep的設(shè)計思想是針對滿足嚴格反饋控制結(jié)構(gòu)的系統(tǒng),通過反向遞推的方法構(gòu)造Lyapunov函數(shù)和控制器,設(shè)計的基本方法是將復(fù)雜的系統(tǒng)分分Lyapunov函數(shù)和中間虛擬控制量,直至完成整個控制器的設(shè)計。x1f(x1) x2定義誤差變量z1x1,其導數(shù)為z1x1gx2fgz2g1 選取Lyapunov函數(shù)V1為

V1z 2V(z1)z1z1gz1z2z1(g1f

(4-1(kzf 1

1Vkz2gz z2的導數(shù)為

1 1zxu1(gxf)1u s2 2

1(gxf)s2 s2取Lyapunov函數(shù)V2

V1(z2z2 Vkz2gzzz(uf

1 1 u(k2z2gz1fs 其中k2為大于零的常數(shù) Vkz2k 1 2Lyapunov4-124-3在Backstep姿態(tài)控制根據(jù)上一小節(jié)的理論基礎(chǔ)和參考文獻[13,36]中的Backstep設(shè)計具體x1

J( z)xx

rux

(4- 4 f z1x1d

V(z)1 2V(z1)z1(x1dx2為了保證z1的穩(wěn)定性,引入:x2x1dk1z1,k1

(4-(4-Lyapunov函數(shù)為:

V(z)k 1z2x2x1d 1

(4-(4-V(z,z)1(z2z2 V(z,z)(k21)zzkz2kz2z 1 1 1 2V(z,z)kz2kz2,k 1 2 uJx(JyJz)xxjrux(k21)zkzkz l 4 f 1 22 同理根

u u )xx ux(k1)zk

kz l 2 f 3 44 JJ z( y)xx(k21)zkzk

C

2 5 66

z3x3dzx k 3 z 其中k16Backstep算法仿真與分圖4-7基于Backstep方法的姿態(tài)控制框Fig.4-7Controlsystemblockdiagrambasedon將四旋翼無人機的初始橫滾角、俯仰角、航向角設(shè)為(-30°,-30°,°)橫滾角橫滾角俯仰俯仰角0航向航向角0

Fig.4-8Attitudeoutputofstep4-8可以得到系統(tǒng)在從-30°~0°3s的時間達10°PID控制時的效果基本相同。在懸停時,測試系統(tǒng)的脈沖能力,t=2s時在三個通道的力矩輸0.5Nm0.1s的干擾力矩,三軸信號的輸出如圖4-9。PID控制方法一致,系統(tǒng)經(jīng)過了一個段時間的震蕩1sPID控制算法在在懸停時,測試系統(tǒng)的抗陣風干擾能力,t=1s~8s之間在三個通道的0.1Nm4-10。從圖4-10中可以看出,當系統(tǒng)存在陣風干擾的時候,四旋翼無人機可以0.5°PID控制方法中接近20°的擾動,Backstep控制的抗風擾效果要強很多。000

4-9Fig.4-9Attituderesponsetopulsedisturbance橫滾角橫滾角0

0

0

4-10Fig.4-10Attituderesponsetogustdisturbance8s0.3Nm的干擾力矩,三軸信號的輸出如圖4-11。橫滾橫滾角0俯仰俯仰角0航向航向角50

4-11Fig.4-11Attituderesponsetogustdisturbance圖4-11中可以看出,當陣風干擾增加到0.3Nm時,系統(tǒng)也可以在大概3s的時間后達到穩(wěn)態(tài),并且當陣風后,系統(tǒng)在很短的時間內(nèi)即可通過調(diào)整螺0.5Nm0.1s4-12。4-12橫滾橫滾角0---俯仰俯仰角0航向航向角420-

Fig.4-12Attituderesponsewhenthepulsedisturbancetorqueaddedtopitchand從上述的仿真與分析來看,Backstep方法對四旋翼無人機姿態(tài)控制具有相對較好的效果,但是僅通過仿真實驗無法得出準確的結(jié)論,很可能是PID分析。但是從上述仿真分析可以得出Backstep方法對于四旋翼無人機的姿PIDBackstep的階躍響應(yīng),能力等,從結(jié)果來看,Backstep方法設(shè)計的控制器對5-1Fig.5-1Structureofquadrotorcontrol其中DSP主要負責飛行控制算法運行、接收指令的判斷、GPS等傳感器數(shù)據(jù),并向地面站傳輸實時數(shù)據(jù);CPLD主要進行I/O口的擴展,無可以在地面通過無線傳遞指令,無線進行接收,同時解算出相應(yīng)通道的信號,通過CPLD,將指令傳遞到DSP主處理器塊上,然后通過UART串行通口將指令傳遞到DSP中。系統(tǒng)通過或者無線傳輸模塊接收到指令,通過上述兩種不同的方式傳遞到主處理器DSP中,通過飛行控制算法解算出四個電機的控制參數(shù),通過發(fā)生器產(chǎn)生信號提供給電機調(diào)速器,從而調(diào)整電機的轉(zhuǎn)速來達到定姿或定位等功能。同時主處理器DSP在飛行過程中不斷的將速度,姿態(tài)傳感器和DSP處理組成,具體設(shè)計前面第四章已經(jīng)詳細介紹了。根據(jù)圖5-1整個飛行控制系統(tǒng)就分成了三個主要部分:主處理器部分、航姿系統(tǒng)部分主處理器中,預(yù)計設(shè)計兩層電路,主控板為DSP與CPLD電路以及所有的接口電路。擴展板為GPS、超聲測距模塊和氣壓計等傳感器。這樣在實際使用中,如果僅使用飛行時單獨使用主控制板即可完成飛行。由主控制器根據(jù)處理速度以及飛控系統(tǒng)的小型化考慮,選用TI公司的TMS320F2812作為主處理器。TMS320F2812采用高性能的靜態(tài)CMOS技術(shù),主頻高達150MHz,時鐘周期6.67ns,低功耗設(shè)計,編程電壓為3.3V。同時,TMS320F2812具有高性32位CPU16×1632位×32為的乘法16×16位的雙乘法累加器。使DSP集成開發(fā)環(huán)境CCS2.2TMS320F2812具有以下特點TMS320F281X系列DSPCMOS150MIPS,低功耗設(shè)計,電壓1.8V,F(xiàn)lash編程電壓3.3V,支持JTAG高性32CPU:16x1632x32位的乘法累加操作;16x16位的雙乘法累加器;哈佛總線結(jié)構(gòu),統(tǒng)一尋址模式,4MB的程序/數(shù)據(jù)尋址空間,并具有高效的代碼轉(zhuǎn)換功能(支持C/C++和匯編。片上器:128Kx16bit的Flash器和18Kx16bit的數(shù)據(jù)/程序存儲器;提供外部器擴展接口,具有最多1MB的尋址空間。外設(shè):兩個管理器EVA和EVB,每一個管理器模塊包括定時器、比較器、捕捉單元、邏輯電路、正交編碼脈沖電路以及中斷邏輯電路等。雙路12位的ADC,可實現(xiàn)雙路信號同時采樣,流水線最快轉(zhuǎn)換周期60nsCPU定時器。支持高速同步串行接口(SPI、兩個UART接口模塊、增強的eCAN2.0B接口模塊和多通道緩沖串口(McBSPCPLD主要進行的和串口的擴展,選擇EPM7128AETC100,EPM7128是可編程的大規(guī)模邏輯器件,為AL公司的MAX7000系列產(chǎn)品,可用門單元為2500個,管腳間最大延遲為5ns,工作電壓為+5V,使用AlQuartusⅡ設(shè)計軟件進行開發(fā)。從控制系統(tǒng)方案圖中可以看出,主控板上至少需要4個UART,但是TMS320F2812只提供兩個UART,這就需要擴展出兩個UART。選用兩片TL16C550PT作為串口擴展。電機調(diào)速器的控制信號為信號,為了起見,在主處理器的輸出端與電機調(diào)速器輸入端設(shè)置了光耦,防止電機調(diào)速器的電流過圖5-2Fig.5-2Maincontrolsystem主控制器軟件主系統(tǒng)控制頻率為100Hz,即周期為10ms,采用TMS320F2812中的定時器進行精確定時,每個周期產(chǎn)生一次中斷,在中斷中進行傳感器信號、控制算法的實現(xiàn)以及控制量的輸出。采用進行控制的程序流程如圖5-3。圖5-3Fig.5-3Softwareflowpatternofmaincontrol斷子程序。進入中斷后,首先所有傳感器的數(shù)據(jù),然后控制指令,根面實現(xiàn)對飛行器飛行狀態(tài)監(jiān)測、機載圖像實時顯示、飛行航跡規(guī)劃、人工5-4為地面站的實物圖。主要由計算機、控制手柄、無線數(shù)據(jù)傳輸模塊組成。通過對控制手柄的,控制信號通過USB接口將控制指令傳遞到計算機中,然后通過VC++底層的操作,將控制指令通圖5-4Fig.5-4Groundcontrol5-5Fig5-5Interfaceofgroundcontrol飛行模塊中虛擬的飛行儀表為地面人員提供無人機的飛行狀態(tài)信息,人機狀態(tài)參數(shù)及機載,在飛行結(jié)束后回放飛行過程,便于飛行后的數(shù)據(jù)分飛行航跡規(guī)劃模塊可以根據(jù)飛行器的性能和飛經(jīng)的地理環(huán)境、環(huán)境和地面輔助控制模塊包括人工輔助控制和輔助著陸控制。人工輔助控制行狀態(tài)數(shù)據(jù)和圖像手動控制至飛行器安全著陸。輔助著陸控制可以在著陸。操作員可通過地面站控制手柄進行無人機的飛行控制。本節(jié)主要通過飛行試驗對無人機的姿態(tài)控制性能進試。在四旋翼無人機飛行過程中,采用給定姿態(tài)角指令,通過無線傳輸模塊以10Hz的頻懸停

5-6Fig.5-6Captureof三個姿態(tài)角輸出如圖5-7。橫滾角5橫滾角0 0 0 Fig.5-7Attitudeoutputwhenquadrotorwas2°范圍內(nèi)。產(chǎn)生波動的原因可能會帶來一些機體的;二是由于四個螺旋槳產(chǎn)生的氣流的原因;三是由于航信號測在飛行過程中,通過給定四旋翼無人機三個姿態(tài)角來對無人機的飛行進行控制,將給定角度與無人機輸出角度通過無線傳輸模塊同時下傳到地面站系5859的曲線。864俯仰俯仰角0----

圖5-8俯仰角輸Fig.5-8Pitchtracing航向航向角輸出 圖5-9航向角輸從圖5-8和圖5-9中可以看出四旋翼無人機可以較好的上給定的姿態(tài)俯仰角的輸出與控制特性基本一致,所以實驗中只給出了俯仰角的曲線。能力y軸上,觀察系統(tǒng)的姿態(tài)角輸出圖5-10所示.橫滾角橫滾角0

俯仰角俯仰角00

454565-10Fig.5-10Attituderesponsetopulsedisturbance5-101.8s的時候,系統(tǒng)出現(xiàn)了一個較大的干擾,俯仰角出現(xiàn)了一個很大的擾動,三個姿態(tài)角都受到了影響,在大概2s之后系控制需求,設(shè)計了以DSP為主處理的飛行控制系統(tǒng),CPLD主要進行接收I/O10ms為工作周期,在一個周期中進行傳感器數(shù)據(jù)的、控制信號的生成以及飛行狀態(tài)的下傳。最后通過飛行實驗對四旋翼無人機的飛行穩(wěn)定性進行了驗證,通過對懸停、指令與脈沖干定的能力,為四旋翼無人機的下一步研究打下了基礎(chǔ)。 小型四旋翼無人機是一種新型的多旋翼型無人機,具有結(jié)構(gòu)簡單,成本低,噪音小,安全性好等多種優(yōu)點,具有廣闊的應(yīng)用前景。本文研究了小型四旋翼無人機的導航與控制,主要完成的工作包括:根據(jù)四旋翼無人機對航姿信息的要求設(shè)計了以MEMS陀螺儀,加速度計與磁阻傳感器為基礎(chǔ)的航姿系統(tǒng),并設(shè)計了基于擴展Kalman濾波的信息融使用Backstep方法設(shè)計了姿態(tài)控制器,仿真結(jié)果表明,這種方法的標定測試,并在測試轉(zhuǎn)臺上進量效果的評估。并將GPS整合到航姿系統(tǒng)中,進行位置信息的估計;使用Backstep方法進行實際飛行試驗,并分 高倩,徐文.國外微型無人機發(fā)展概況.飛航,2003,(06):14-PaulG.Fahistrom.IntroductiontoUAVSystemsSecondEdition.UAVSystems,Inc.,COLUMBIA,MARYLAND,USA,2003:158-204.李占科,宋筆鋒,宋海龍.微型飛行器的研究現(xiàn)狀及其關(guān)鍵技術(shù)[J].飛行力學UnmannedAircraftSystems,2005-2030[R].OfficeoftheSecretaryofDefense(USA)Report.August,2005MichaelWMcKee.VTOLUAVscomeofage:USNavybeginsdevelopmentof VerticalTakeoffUAVContract.htmSharpC.S,ShakerniaO,SastryS.S.AVisionSystemforLandinganUnmannedAerialVehicle.RoboticsandAutomation[C].Proceedings2001ICRA,IEEEInternationalConferenceon.2001,Volume2:1720-1727SaripalliS,MontgomeryJ.F,SukhatmeG..S.Vision-basedAutonomousLandingofanUnmannedAerialVehicle.IEEEInt.Conf.onRoboticsandAutomation.E.Altug,J.P.Ostrowski,R.Mahony,ControlofaQuadrotorHelicopterusingVisualFeedback,Proceedingsofthe2002IEEEInternationalConferenceonRoboticsandAutomation,WashingtonD.C,May2002:72-77WilliamC.Brown.StatusoftheMicrowavePowerTransmissionComponentsfortheSolarPowerSalite.IEEETransactionsonMicrowaveTheoryandScottDHanford.ASmallSemi-autonomousRotary-wingUnmannedAirVehicle[D].UniversityofPennsylvania,2005BOUABDALLAHS,NOTHA,SIEGWARTR.PIDvsLQcontroltechniquesappliedtoanindoormicro-quadrotor[C].ProceedingsoftheIEEEInternationalConferenceonInligentRobotsandSystems(IROS).2004:2451-2456.BOUABDALLAHS,SIEGWARTR.Backstepandsliding-modetechniquesappliedtoanindoormicroquadrotor[C].ProceedingsofInternationalConferenceonRoboticsandAutomation.Barcelona.AltugE,OstrowskiJ.P.,andTaylor,C.2003.Quadrotorcontrolusingdualvisualfeedback.ProceedingsoftheIEEEInternationalConferenceonRoboticsandAutomation(ICRA),Taipei,,September,pp.4294-4299SureshKK,KahnAD,YavrucukI.GTMARS-FlightControlsandComputerArchitecture[M].Atlanta:GeorgiaInstituteofTechnology,2000RichardK.ArningandStefanSassen.FlightControlofMicroAerialVehicles.InAIAAGuidance,Navigation,andControlConferenceandExhibit,2004海,交通大學,2009 吳森堂,費玉華.飛行控制系統(tǒng).航空航天大學MckerrowP,ModelingtheDraganflyerfour-rotorhelicopter,IEEEInternationalConferenceonRoboticsandAutomation,2004,27:153-158P.Pounds,J.Gresham,R.Mahony,J.Robert,andP.Corke.Towardsdynamicallyfavourablequad-rotoraerialrobots.InProceedingsoftheAustralasianConferenceonRoboticsandAutomation,Canberra,ACT,Australia,2004PaulPounds,RobertMahony,PeterCorke,ModellingandControlofaQuad-Rotor,InProceedingsoftheAustralasianConferenceonRoboticsandAutomation,Aucland,NewZealand.,December2006AlexandreRobin,DesignofaFlightControllerforanX4-FlyerRotorcraft,MasterDegreeThesis,Huntsville,TheUniversityofAlabamainHuntsville鄧正隆.慣性技術(shù).哈爾濱工業(yè)大學.A.Tayebi,S.Mcgilvray,AttitudeStabilizationofaFour-rotoraerialrobot,IEEEConferenceonDecisionandControl,2004,12:14-17A.Tayebi,S.Mcgilvray,AttitudeStabilizationofaVTOLQuadrotorAircraft,IEEETransactionsonControlSystemsTechnology,2006,5:562-571GAOZhong-yu

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