飛行器自主控制技術(shù)研究

西北工業(yè)大學(xué)明德學(xué)院本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文西北工業(yè)大學(xué)明德學(xué)院本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文#第一章緒論1.1研究背景與意義無(wú)人機(jī)是一種體型較小、無(wú)人駕駛，能夠在空中實(shí)現(xiàn)自主飛行并執(zhí)行一定任務(wù)的飛行器。無(wú)人機(jī)與普通飛機(jī)相比，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單成本低，便于制造和維護(hù)；由于無(wú)人駕駛，所以其有效載荷更大，能夠安裝更多的設(shè)備或武器，完成任務(wù)的效率和可靠性更高；而且即使出現(xiàn)意外險(xiǎn)情也不會(huì)危及到飛行員的生命安全， 因此廣泛應(yīng)用于各種高風(fēng)險(xiǎn)的任務(wù)中⑴。在軍事領(lǐng)域，無(wú)人機(jī)早己投入到實(shí)戰(zhàn)使用中。無(wú)人機(jī)在戰(zhàn)爭(zhēng)中可以實(shí)施戰(zhàn)場(chǎng)偵査、目標(biāo)定位、單位跟蹤、電子干擾甚至火力支援等任務(wù)。例如，美國(guó)在阿富汗戰(zhàn)爭(zhēng)和伊拉克戰(zhàn)爭(zhēng)期間就大量使用了“全球鷹”無(wú)人機(jī)，在取得巨大戰(zhàn)果的同時(shí)也極大地減少了美軍的傷亡。在今后的信息化戰(zhàn)爭(zhēng)中，無(wú)人機(jī)必將發(fā)揮著越來(lái)越重要的作用。在民用和科技領(lǐng)域，無(wú)人機(jī)也發(fā)揮著巨大的作用。例如，無(wú)人機(jī)可以在發(fā)生重大災(zāi)害后實(shí)施偵査、搜尋與救援工作；可以安裝多種探測(cè)設(shè)備用于火災(zāi)、蟲(chóng)災(zāi)監(jiān)測(cè)和地質(zhì)勘探中；還可以攜帶多種科學(xué)設(shè)備進(jìn)行科學(xué)實(shí)驗(yàn)。因此，世界各國(guó)都非常重視無(wú)人機(jī)的研制工作⑵0按照結(jié)構(gòu)的不同，無(wú)人機(jī)可以分為固定翼無(wú)人機(jī)和旋翼無(wú)人機(jī)兩種， 其中前者又可分為螺旋槳式固定翼無(wú)人機(jī)和噴氣式固定翼無(wú)人機(jī)兩種， 后者又可分為單旋翼無(wú)人機(jī)和多旋翼無(wú)人機(jī)兩種。兩者的飛行原理也不同，固定翼無(wú)人機(jī)利用發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力或者拉力使飛機(jī)高速前進(jìn)，利用機(jī)翼產(chǎn)生維持飛行狀態(tài)的升力；而旋翼無(wú)人機(jī)則利用一個(gè)或多個(gè)螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力，并利用升力在水平面上的分力實(shí)現(xiàn)前后、左右運(yùn)動(dòng)⑻0與固定翼無(wú)人機(jī)相比，旋翼無(wú)人機(jī)具有能夠向后飛行、垂直起降和懸停的特點(diǎn)，對(duì)起飛、降落場(chǎng)地的條件要求很少，控制起來(lái)非常靈活，能夠滿(mǎn)足多種用途，因此旋翼無(wú)人機(jī)具有更大的研究?jī)r(jià)值⑷0近年來(lái)，四旋翼無(wú)人飛行器以通過(guò)控制四個(gè)旋翼以達(dá)到控制飛行的方式，還因其結(jié)構(gòu)不復(fù)雜、性能優(yōu)秀等條件，得到眾多科研院校和機(jī)構(gòu)的關(guān)注。對(duì)其的研究也是國(guó)內(nèi)外的新熱點(diǎn)，研究主要集中在飛行控制和導(dǎo)航問(wèn)題上。四旋翼無(wú)人飛行器研究有以下三個(gè)方面[5]:第一，對(duì)其難以進(jìn)行精確建模。四旋翼無(wú)人飛行器模型都有不確定性，因其在飛行中受到多種效應(yīng)影響，例如：空氣阻力、地球重力等復(fù)雜因素。因此難以獲得有效、準(zhǔn)確的氣動(dòng)性能參數(shù)。此外，當(dāng)四旋翼無(wú)人飛行器的負(fù)載改變時(shí)或是使用液態(tài)燃料作為動(dòng)力源的四旋翼無(wú)人飛行器，其系統(tǒng)模型也會(huì)隨著質(zhì)量的變化發(fā)生改變，質(zhì)量不確定也增大飛行控制器設(shè)計(jì)的難度。第二，四旋翼無(wú)人飛行器系統(tǒng)是欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，其控制要比一般全驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)難。多變量、非線(xiàn)性、強(qiáng)耦合等特性，也使得控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度增加。第三，四旋翼無(wú)人飛行器的體積小，載荷固定，搭載固定數(shù)量傳感器，這就對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器的精確狀態(tài)測(cè)量增加了難度，對(duì)系統(tǒng)的控制穩(wěn)定有較大的影響。目前，隨著納米技術(shù)和微電子機(jī)械系統(tǒng)的快速發(fā)展，雖然有些技術(shù)問(wèn)題甚至在很長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)都能難以解決，但是運(yùn)用現(xiàn)有的技術(shù)手段最大可能地解決現(xiàn)有問(wèn)題，才能走在科技發(fā)展的前沿，逐步實(shí)現(xiàn)四旋翼無(wú)人飛行器的實(shí)用化。四旋翼無(wú)人飛行器的研究包含了眾多交叉學(xué)科的高、精、尖技術(shù)，其研究水平在一定程度上能夠反映國(guó)家在微電子機(jī)械系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域內(nèi)的實(shí)力。還能夠?qū)ζ渌嚓P(guān)技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展起到積極的推動(dòng)作用，擴(kuò)大了研究范疇⑹。四旋翼飛行器與普通旋翼飛行器相比，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、故障率低和單位體積能夠產(chǎn)生更大的升力等優(yōu)點(diǎn)；而且四旋翼飛行器非常遠(yuǎn)在狹小的空間內(nèi)執(zhí)行任務(wù)。因此，四旋翼飛行器具有廣闊的應(yīng)用前景，吸引了眾多的科研人員，成為國(guó)內(nèi)外新的研究熱點(diǎn)。飛行控制器是四旋翼飛行器最核心的部分，飛行器通過(guò)飛行控制器與外界交互并做出反應(yīng)，使得飛行器能夠在沒(méi)有外界操縱干預(yù)的情況下自主飛行。 飛行控制器性能的優(yōu)劣接決定著飛行器的性能，因此研制高性能的飛行控制器具有十分重要的意義。同時(shí)，飛行控制器的設(shè)計(jì)和研發(fā)涉及電子、通信、動(dòng)化和計(jì)算機(jī)等多種學(xué)科，在技術(shù)上具有相當(dāng)大的前沿性⑺。1.2國(guó)內(nèi)外研究現(xiàn)狀隨著科學(xué)技術(shù)的發(fā)展，研制微型四旋翼飛行器的技術(shù)門(mén)檻和硬件成本正在逐漸降低，越來(lái)越多的高校和科研院所甚至民問(wèn)飛行器愛(ài)好者相繼投入到了四旋翼飛行器的研制之中。國(guó)外對(duì)四旋翼飛行器的研究非常之多， 例如：加拿大雷克海德大學(xué)的Tayebi和Meoilvray證明了使得四旋翼設(shè)計(jì)可以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行； 澳大利亞的Mckerrow對(duì)Draganflye四旋翼飛行器進(jìn)行了精確建模；瑞士聯(lián)邦理工學(xué)院的0S4四旋翼飛行器分別使用了 FID、LQR、BackStepping和SlidingMode算法實(shí)現(xiàn)了對(duì)飛行器的姿態(tài)控制MIT的GGowtham提出了一組高效指引四旋翼行器編隊(duì)飛行的控制方法；MIT還研制出了基于視覺(jué)導(dǎo)航的室內(nèi)四旋翼飛行器控制系統(tǒng)，能夠精確地完成各種復(fù)雜的機(jī)動(dòng)飛行。 國(guó)內(nèi)對(duì)四旋翼飛行器的研宄起步較晚，但也取得了一定研究成果，例如：南京航空航天大學(xué)自行開(kāi)發(fā)的基于DSPF2812的四旋翼飛行控制器，在抗擾動(dòng)方面做得非常出色；南京航空航天大學(xué)還提出了DI/QFT控制器在四旋翼飛行器飛行控制中的應(yīng)用；國(guó)防科技大學(xué)提出的自抗擾控制器可以對(duì)四旋翼飛行器實(shí)現(xiàn)姿態(tài)增穩(wěn)控制。 此外還有很多由民間飛行器愛(ài)好者幵發(fā)的開(kāi)源四旋翼飛行控制系統(tǒng)，其中在世界范圍內(nèi)廣泛使用的主要有德國(guó)的MikroKopter飛行控制器法國(guó)的 MultiWii飛行控制器和美國(guó)的ArduCopter飛行控制器等。盡管這些開(kāi)源飛行控制器結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單， 成本低廉，但都能較好實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定控制⑹o對(duì)比一下由科研機(jī)構(gòu)研制的飛行控制器和由民間愛(ài)好者研制的開(kāi)源飛行控制器，不難發(fā)現(xiàn)有以下幾點(diǎn)區(qū)別：前者往往不計(jì)成本和功耗采用高性能的處理器，比如X86架構(gòu)CPU、DSP和FPGA等，而后者僅采用價(jià)格廉價(jià)的適合快速開(kāi)發(fā)的8位、16位和32位微控制器，如AVR系列微控制器和STM32系列微控制器等;前者多采用高精度慣性導(dǎo)航模塊和傳感器，如9軸慣性導(dǎo)航模塊ADIS16405,而后者僅采用價(jià)格低廉的MEMS傳感器，如加速度計(jì)ADXL345、陀螺儀L3G4200和電子羅盤(pán)HMC5883等；前者多使用復(fù)雜的姿態(tài)解算和控制算法，如四元數(shù)法和卡爾曼濾波等姿態(tài)解算算法以及滑模變結(jié)構(gòu)控制、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制、模糊控制、魯棒控制和最優(yōu)二次型控制等姿態(tài)控制算法，而后者并沒(méi)有單獨(dú)進(jìn)行姿態(tài)解算而是直接根據(jù)傳感器測(cè)得的數(shù)據(jù)進(jìn)行傳統(tǒng) PID控制。不可否認(rèn)，由科研機(jī)構(gòu)研制的飛行控制器比由民間愛(ài)好者研制的幵源飛行控制器控制性能更好、精度更高，但是開(kāi)源飛行控制器在嚴(yán)格限制成本的情況下仍然能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)飛行器的有效姿態(tài)控制，因此開(kāi)源飛行控制器同樣具有極高的參考價(jià)值 [9]o1.3發(fā)展趨勢(shì)固定翼無(wú)人飛行器的技術(shù)已經(jīng)很成熟，以美國(guó)和以色發(fā)展為代表，并應(yīng)用于實(shí)戰(zhàn)。以色列在黎巴嫩成功使用無(wú)人機(jī)，使無(wú)人機(jī)更加受到關(guān)注，其“先鋒”無(wú)人機(jī)同時(shí)被美國(guó)海軍使用。美國(guó)也在伊拉克戰(zhàn)爭(zhēng)中使用無(wú)人機(jī)，戰(zhàn)斗機(jī)識(shí)別目標(biāo)由“捕食者”完成，高達(dá)77.2%的完成率，50%以上攻擊目標(biāo)鎖定圖像由“全球鷹”提供。旋翼無(wú)人飛行器發(fā)展比固定翼緩慢，因其控制復(fù)雜于固定翼，早期不能實(shí)現(xiàn)自主穩(wěn)定飛行控制。但是垂直起降飛行器具有優(yōu)點(diǎn)是固定翼沒(méi)有的： 能夠在多種環(huán)境中飛行，能夠自主著陸和飛行，智能化，能夠?qū)崿F(xiàn)多種姿態(tài)飛行，例如前側(cè)、倒飛、懸停等。垂直起降無(wú)人機(jī)應(yīng)用前景更廣闊，其擁有獨(dú)特飛行性能，愈來(lái)愈多的受到重視[10]o從上世紀(jì)50年代開(kāi)始，垂直起降無(wú)人屢屢出現(xiàn)新概念飛行器，碟形飛行器最受關(guān)注，四旋翼無(wú)人飛行器也依據(jù)其特有的特點(diǎn)，在搶險(xiǎn)救災(zāi)、地理測(cè)繪、農(nóng)林業(yè)應(yīng)用、影視娛樂(lè)、管線(xiàn)巡檢、科學(xué)研究、軍用化應(yīng)用等方面將有廣泛的應(yīng)用，也將有著廣泛的發(fā)展前景。1.4關(guān)鍵技術(shù)解析四旋翼無(wú)人飛行器特點(diǎn)：1） 體積小，適合在多種地形使用，起飛、發(fā)射簡(jiǎn)單。并且擁有較小重、有良好的隱蔽性能。2） 低空飛行，機(jī)動(dòng)性強(qiáng)，可進(jìn)行360度定點(diǎn)轉(zhuǎn)彎，能夠執(zhí)行特種任務(wù)，飛行高度從幾米到幾百米，飛行速度從每秒幾米到幾十米，能夠適應(yīng)復(fù)雜環(huán)境，能夠?qū)ΚM小地區(qū)探測(cè)，并提供實(shí)時(shí)精確信息；3） 機(jī)械組成簡(jiǎn)單，便于維護(hù)、拆卸，而且費(fèi)用低。四旋翼無(wú)人飛行器關(guān)鍵技術(shù)分析迄今為止，四旋翼無(wú)人飛行器基礎(chǔ)理論和實(shí)驗(yàn)研究已取得較大進(jìn)展，但要成熟和實(shí)用還有一段距離，還有如下許多關(guān)鍵技術(shù)需要解決［11］：1） 最優(yōu)化總體設(shè)計(jì)在進(jìn)行總體設(shè)計(jì)時(shí)，要遵守原則如下：翼展小、質(zhì)量輕、飛行快、功耗小、成本低。但上述原則間存在約束條件，例如：飛行器的質(zhì)量一樣時(shí)，其翼展與速度、功耗成反比。因此，進(jìn)行總體設(shè)計(jì)時(shí)，首先要盡可能減少飛行器質(zhì)量，依照性能和價(jià)格選擇適當(dāng)?shù)娘w行器材料，其次，綜合質(zhì)量、尺寸、飛行速度和功耗的約束條件，實(shí)現(xiàn)總體設(shè)計(jì)最優(yōu)［12］O2） 動(dòng)力和能源動(dòng)力結(jié)構(gòu)：旋翼、直流電機(jī)/無(wú)刷直流電機(jī)、減速裝置和驅(qū)動(dòng)模塊，能量由鋰電池提供。飛行器尺寸的主要影響因素是質(zhì)量，鋰電池質(zhì)量在整個(gè)飛行器總質(zhì)量中占有較大比例。對(duì)于OS4U來(lái)說(shuō)，電池的重量占總質(zhì)量的75%。為此，四旋翼無(wú)人飛行器的關(guān)鍵是研究出更輕、更高效的動(dòng)力和能源。另外，電機(jī)帶動(dòng)旋槳產(chǎn)生升力消耗了大量的能源。例如，OS4U高達(dá)91%被消耗。提高動(dòng)力裝置的效率是提高飛行器效率的關(guān)鍵。還要在保證效率和輸出功率最優(yōu)的前提下，使得電機(jī)工作在推薦區(qū)域［13］O3） 數(shù)學(xué)模型的建立為有效的實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器的控制，必須在多種飛行姿態(tài)下準(zhǔn)確建立其數(shù)學(xué)模型。但在飛行中，其受到例如空氣阻力、地球重力、陀螺效應(yīng)、旋翼慣量矩和氣流等等多種物理效應(yīng)和外部因素的影響，很難準(zhǔn)確、有效建立其動(dòng)力學(xué)模型。另外，旋翼尺寸小、質(zhì)量輕、易形變，無(wú)法準(zhǔn)確的獲得氣動(dòng)參數(shù)，也影響準(zhǔn)確的建模。此外，還得對(duì)低雷諾數(shù)條件下旋翼空氣動(dòng)力學(xué)問(wèn)題進(jìn)行深入研究和解決。現(xiàn)有理論和工具不適用四旋翼無(wú)人飛行器，需要?jiǎng)?chuàng)新發(fā)展［14］。4） 飛行控制四旋翼無(wú)人飛行器是一個(gè)有著6自由度和4個(gè)變量輸入的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，飛行控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的難點(diǎn)，主要因?yàn)槠涠嘧兞?、非線(xiàn)性、強(qiáng)耦合和干擾敏感等特性。另外，建模準(zhǔn)確性與傳感器精度也影響控制器的性能。 飛行控制的關(guān)鍵是姿態(tài)控制，因?yàn)槠涞淖藨B(tài)與位置有直接的耦合，控制其精確姿態(tài)就可以用 PID算法實(shí)現(xiàn)位置和速度的控制。對(duì)姿態(tài)控制器的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證的結(jié)果表明：實(shí)際效果， PID控制好于非線(xiàn)性控制，因?yàn)榉蔷€(xiàn)性控制依賴(lài)于準(zhǔn)確模型。因此，需要設(shè)計(jì)、研究適合環(huán)境的自適應(yīng)控制器［15］o5） 導(dǎo)航、定位與通信四旋翼無(wú)人飛行器主要在城區(qū)、森林、隧道和室內(nèi)等環(huán)境飛行。但是，現(xiàn)在還有導(dǎo)航、定位與通信等問(wèn)題。首先，近地環(huán)境，需要綜合慣導(dǎo)、 GPS光、聲、雷達(dá)和地形匹配等技術(shù)，研究出精準(zhǔn)和可靠的導(dǎo)航技術(shù)方案。另外，由于近地復(fù)雜的地形和干擾，還沒(méi)有滿(mǎn)足實(shí)際需求安全、可靠和抗干擾的通信鏈技術(shù)。因此，對(duì)四旋翼飛行器技術(shù)（尤其是多飛行器協(xié)同控制技術(shù)）的發(fā)展而言關(guān)鍵是研究體積小、質(zhì)量輕、功耗低、穩(wěn)定可靠的通信鏈［佝o1?5研究目的及意義近年來(lái)，四旋翼無(wú)人飛行器以通過(guò)控制四個(gè)旋翼以達(dá)到控制飛行的方式，還因其結(jié)構(gòu)不復(fù)雜、性能優(yōu)秀等條件，得到眾多科研院校和機(jī)構(gòu)的關(guān)注。對(duì)其的研究也是國(guó)內(nèi)外的新熱點(diǎn)，研究主要集中在飛行控制和導(dǎo)航問(wèn)題上。四旋翼無(wú)人飛行器研究有以下三個(gè)方面［17］:第一，對(duì)其難以進(jìn)行精確建模。四旋翼無(wú)人飛行器模型都有不確定性， 因其在飛行中受到多種效應(yīng)影響，例如：空氣阻力、地球重力等復(fù)雜因素。因此難以獲得有效、準(zhǔn)確的氣動(dòng)性能參數(shù)。此外，當(dāng)四旋翼無(wú)人飛行器的負(fù)載改變時(shí)或是使用液態(tài)燃料作為動(dòng)力源的四旋翼無(wú)人飛行器，其系統(tǒng)模型也會(huì)隨著質(zhì)量的變化發(fā)生改變，質(zhì)量不確定也增大飛行控制器設(shè)計(jì)的難度。第二，四旋翼無(wú)人飛行器系統(tǒng)是欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，其控制要比一般全驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)難。多變量、非線(xiàn)性、強(qiáng)耦合等特性，也使得控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度增加。第三，四旋翼無(wú)人飛行器的體積小，載荷固定，搭載固定數(shù)量傳感器，這就對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器的精確狀態(tài)測(cè)量增加了難度，對(duì)系統(tǒng)的控制穩(wěn)定有較大的影響。目前，隨著納米技術(shù)和微電子機(jī)械系統(tǒng)的快速發(fā)展， 雖然有些技術(shù)問(wèn)題甚至在很長(zhǎng)時(shí)間內(nèi)都能難以解決，但是運(yùn)用現(xiàn)有的技術(shù)手段最大可能地解決現(xiàn)有問(wèn)題，才能走在科技發(fā)展的前沿，逐步實(shí)現(xiàn)四旋翼無(wú)人飛行器的實(shí)用化。四旋翼無(wú)人飛行器的研究包含了眾多交叉學(xué)科的高、精、尖技術(shù)，其研究水平在一定程度上能夠反映國(guó)家在微電子機(jī)械系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域內(nèi)的實(shí)力。還能夠?qū)ζ渌嚓P(guān)技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展起到積極的推動(dòng)作用，擴(kuò)大了研究范疇［18］0從機(jī)體結(jié)構(gòu)上講，四旋翼無(wú)人機(jī)與其他旋翼式無(wú)人機(jī)相比具有結(jié)構(gòu)緊湊， 動(dòng)力更加分散的特點(diǎn)，并且由于四個(gè)旋翼的旋轉(zhuǎn)方向不同，可以抵消反扭力矩，不需要類(lèi)似單旋翼飛行器尾槳那樣的反扭矩槳。安全性方面，普通單旋翼飛行器的旋翼末端速度可以達(dá)到300km/h以上，對(duì)周?chē)藛T和設(shè)備的危險(xiǎn)性很高，需要較大的安全距離，并且一旦飛行失敗，飛機(jī)墜毀后機(jī)身的損傷程度很大；四旋翼無(wú)人機(jī)由于有四個(gè)旋翼分?jǐn)偵?，旋翼較小并且轉(zhuǎn)速更低，所以安全性更高，飛行時(shí)需要的安全范圍更小，而且四旋翼無(wú)人機(jī)結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，更加便于修理維護(hù)；四旋翼無(wú)人機(jī)的缺點(diǎn)是載荷較小，這對(duì)機(jī)載設(shè)備的重量有很大的限制。同時(shí)，從被控系統(tǒng)的角度看，四旋翼無(wú)人機(jī)時(shí)一種典型的欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)，具有4個(gè)電機(jī)升力輸入，卻有6個(gè)運(yùn)動(dòng)自由度。同時(shí)四旋翼無(wú)人機(jī)系統(tǒng)具有非線(xiàn)性和強(qiáng)耦合性的特點(diǎn)， 非線(xiàn)性即不滿(mǎn)足疊加性和齊次性特點(diǎn)，強(qiáng)耦合性可以表現(xiàn)為一個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速的變化會(huì)導(dǎo)致無(wú)人機(jī)在多個(gè)自由度上的姿態(tài)位置變化［佝0四旋翼無(wú)人機(jī)特有的優(yōu)越性能使其在應(yīng)用方面具有很大的發(fā)展?jié)摿Γ娛律?，四旋翼無(wú)人機(jī)由于其觀察距離近，噪聲小的特點(diǎn)，可以用于監(jiān)視和偵察，情報(bào)獲取等方面；民用方面，四旋翼無(wú)人機(jī)可以用于重大災(zāi)害后的搜索和救援，搭載攝像機(jī)后具有航拍功能，對(duì)災(zāi)害后了解災(zāi)區(qū)情況，擴(kuò)大搜索范圍具有重要意義，同時(shí)四旋翼無(wú)人機(jī)還可用于高壓線(xiàn)路的巡線(xiàn)，安全區(qū)域監(jiān)視等方面。綜上可以看出，四旋翼無(wú)人機(jī)的自主飛行控制系統(tǒng)的研究，從理論和實(shí)際意義方面都有重要價(jià)值㈤回0第二章四旋翼飛行器硬件結(jié)構(gòu)2.1四旋翼飛行器介紹本文的研究對(duì)象為四旋翼飛行器，飛行器被設(shè)計(jì)成四旋翼的形式具有幾個(gè)特點(diǎn)。首先四個(gè)旋翼都處于一個(gè)高度平面，飛行器飛行通過(guò)控制各個(gè)旋翼的拉力大小使飛機(jī)飛行時(shí)具有穩(wěn)定的姿態(tài)。這種結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢(shì)是無(wú)須增加額外的機(jī)械傳動(dòng)結(jié)構(gòu)，只需要控制四個(gè)旋翼的拉力即可保證飛行姿態(tài)的穩(wěn)定。這種設(shè)計(jì)非常適合設(shè)計(jì)成微型飛行器，并且已經(jīng)被設(shè)計(jì)成相對(duì)較大的飛行器得到了證明。 此外，四旋翼飛行器相對(duì)于直升機(jī)具有以下幾個(gè)優(yōu)勢(shì)［22］：1） 四旋翼飛行器由四個(gè)旋翼提供拉力，會(huì)產(chǎn)生較大的拉力。在提高飛行器的負(fù)載方面一般采取增加旋翼轉(zhuǎn)速的方法。直升機(jī)只有一個(gè)旋翼，拉力增加的空間相對(duì)有限，因此四旋翼這種設(shè)計(jì)模式就可以較大的增大飛行器的拉力。，如果更多的增加旋翼，比如六旋翼、八旋翼負(fù)載的能力就會(huì)得到更進(jìn)一步的提升，但是旋翼的增加也會(huì)增加控制上的難度。因此本文僅完成四旋翼的設(shè)計(jì)［23］；2） 四旋翼飛行器與直升機(jī)相比，具有較大的時(shí)間常數(shù)，非常有利于控制飛行器的穩(wěn)定性。小型飛行器的體積和質(zhì)量不大，因此飛行器的固有時(shí)間常數(shù)也就相對(duì)比較小，相對(duì)于中大型的飛行器的控制難度會(huì)增加。但是四旋翼飛行器從整體的布局上來(lái)看具有較大的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，所以飛行器的時(shí)間常數(shù)就比傳統(tǒng)的直升機(jī)的時(shí)間常數(shù)較大一些。這對(duì)于設(shè)計(jì)成微小型的四旋翼飛行器是非常有利。因此，四旋翼飛行器與傳統(tǒng)的直升機(jī)相比會(huì)有更好的穩(wěn)定控制［24］；3） 四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)比較對(duì)稱(chēng)，這樣就會(huì)使各個(gè)運(yùn)動(dòng)通道之間的稱(chēng)合會(huì)相對(duì)減小。四旋翼飛行器的對(duì)稱(chēng)結(jié)構(gòu)，使其在上下運(yùn)動(dòng)與其他的運(yùn)動(dòng)之間的耦合很小，機(jī)會(huì)沒(méi)有。在理想情況下沒(méi)有水平運(yùn)動(dòng)存在的情況下， 前后的運(yùn)動(dòng)與飛行器的橫滾運(yùn)動(dòng)之間的耦合為零。這樣從系統(tǒng)分析的角度來(lái)說(shuō)，簡(jiǎn)化了分析的結(jié)構(gòu)，從而減小分析的難度［25］。四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)主要由這幾部分組成：驅(qū)動(dòng)部件、四個(gè)旋翼、中央控制主板和機(jī)用設(shè)備。驅(qū)動(dòng)部件由四個(gè)35mm的直流無(wú)刷電機(jī)。旋翼由兩片獎(jiǎng)葉組成，利用中心部件把電機(jī)與槳連接。四個(gè)旋翼呈對(duì)角線(xiàn)分布，分別位于四個(gè)角的頂端。主控扳和機(jī)載設(shè)備都固定在中間的平臺(tái)上。四旋翼飛行器主要改變旋翼的拉力，通過(guò)改變拉力的分配關(guān)系就可以改變飛行器的偏航角，就可以改變飛行器的航向。大型的旋翼機(jī)和傳統(tǒng)的直升機(jī)是旋翼產(chǎn)生拉力，飛機(jī)用總距控制拉力的大小，飛機(jī)的飛行方向主要由周期的變距控制，來(lái)改變飛機(jī)的飛行方向。這種方法對(duì)于小型飛機(jī)不適用，小型的旋翼機(jī)沒(méi)有復(fù)雜的機(jī)械結(jié)構(gòu)。本文的研究的小型飛行器主要是采用直流無(wú)刷電機(jī)作為驅(qū)動(dòng)器，通過(guò)調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速的大小，來(lái)控制旋翼升力的大小。通過(guò)改變四旋翼的之間的相對(duì)位置平衡的改變來(lái)產(chǎn)生偏航角來(lái)確定飛行器的飛行方向。這樣就可以實(shí)現(xiàn)四旋翼飛行器的升力和飛行方向、速度的控制[26]02.2四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)形式和工作原理2.2.1結(jié)構(gòu)形式直升機(jī)在巧妙使用總距控制和周期變距控制之前，四旋翼結(jié)構(gòu)被認(rèn)為是一種最簡(jiǎn)單和最直觀的穩(wěn)定控制形式。但由于這種形式必須同時(shí)協(xié)調(diào)控制四個(gè)旋翼的狀態(tài)參數(shù)，這對(duì)駕駛員人為操作來(lái)說(shuō)是一件非常困難的事，所以該方案始終沒(méi)有真正在大型直升機(jī)設(shè)計(jì)中被采用。這里四旋翼飛行器重新考慮采用這種結(jié)構(gòu)形式，主要是因?yàn)榭偩嗫刂坪椭芷谧兙嗫刂齐m然設(shè)計(jì)精巧， 控制靈活，但其復(fù)雜的機(jī)械結(jié)構(gòu)卻使它無(wú)法在小型四旋翼飛行器設(shè)計(jì)中應(yīng)用。 另外，四旋翼飛行器的旋翼效率相對(duì)很低，從單個(gè)旋翼上增加拉力的空間是非常有限的， 所以采用多旋翼結(jié)構(gòu)形式無(wú)疑是一種提高四旋翼飛行器負(fù)載能力的最有效手段之一。 至于四旋翼結(jié)構(gòu)存在控制量較多的問(wèn)題，則有望通過(guò)設(shè)計(jì)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)來(lái)解決 [27]0四旋翼飛行器采用四個(gè)旋翼作為飛行的直接動(dòng)力源， 旋翼對(duì)稱(chēng)分布在機(jī)體的前后、左右四個(gè)方向，四個(gè)旋翼處于同一高度平面，且四個(gè)旋翼的結(jié)構(gòu)和半徑都相同，旋翼1和旋翼3逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，旋翼2和旋翼4順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，四個(gè)電機(jī)對(duì)稱(chēng)的安裝在飛行器的支架端，支架中間空間安放飛行控制計(jì)算機(jī)和外部設(shè)備。四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)形式如圖2.1所示[28]o

222工作原理典型的傳統(tǒng)直升機(jī)配備有一個(gè)主轉(zhuǎn)子和一個(gè)尾漿。他們是通過(guò)控制舵機(jī)來(lái)改變螺旋槳的槳距角，從而控制直升機(jī)的姿態(tài)和位置。四旋翼飛行器與此不同，是通過(guò)調(diào)節(jié)四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速來(lái)改變旋翼轉(zhuǎn)速， 實(shí)現(xiàn)升力的變化，從而控制飛行器的姿態(tài)和位置。由于飛行器是通過(guò)改變旋翼轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)升力變化，這樣會(huì)導(dǎo)致其動(dòng)力不穩(wěn)定，所以需要一種能夠長(zhǎng)期確保穩(wěn)定的控制方法。四旋翼飛行器是一種六自由度的垂直起降機(jī)，因此非常適合靜態(tài)和準(zhǔn)靜態(tài)條件下飛行。但是四旋翼飛行器只有四個(gè)輸入力，同時(shí)卻有六個(gè)狀態(tài)輸出，所以它又是一種欠驅(qū)動(dòng)系統(tǒng)。四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)形式如圖2.2所示，電機(jī)1和電機(jī)3逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的同時(shí)，電機(jī)2和電機(jī)4順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，因此當(dāng)飛行器平衡飛行時(shí)，陀螺效應(yīng)和空氣動(dòng)力扭矩效應(yīng)均被抵消。與傳統(tǒng)的直升機(jī)相比，四旋翼飛行器有下列優(yōu)勢(shì)：各個(gè)旋翼對(duì)機(jī)身所施加的反扭矩與旋翼的旋轉(zhuǎn)方向相反，因此當(dāng)電機(jī)1和電機(jī)3逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)的同時(shí)，電機(jī)2和電機(jī)4順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，可以平衡旋翼對(duì)機(jī)身的反扭矩［29］。四旋翼飛行器在空間共有6個(gè)自由度(分別沿3個(gè)坐標(biāo)軸作平移和旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，這6個(gè)自由度的控制都可以通過(guò)調(diào)節(jié)不同電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)實(shí)現(xiàn)。 基本運(yùn)動(dòng)狀態(tài)分別是：①垂直運(yùn)動(dòng)，②俯仰運(yùn)動(dòng)，③滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，④偏航運(yùn)動(dòng)，⑤前后運(yùn)動(dòng)，⑥側(cè)向運(yùn)動(dòng)。在圖中，電機(jī)1和電機(jī)3作逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，電機(jī)2和電機(jī)4作順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，規(guī)定沿x軸正方向的運(yùn)動(dòng)稱(chēng)為向前運(yùn)動(dòng)，箭頭在旋翼的運(yùn)動(dòng)平面上方表示此電機(jī)轉(zhuǎn)速提高，在下方表示此電機(jī)轉(zhuǎn)速下降［3°］。垂直運(yùn)動(dòng)：垂直運(yùn)動(dòng)相對(duì)來(lái)說(shuō)比較容易。在圖 2.2(a)中，因有兩對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)向相反，可以平衡其對(duì)機(jī)身的反扭矩，當(dāng)同時(shí)增加四個(gè)電機(jī)的輸出功率，旋翼轉(zhuǎn)速增加使得總的拉力增大，當(dāng)總拉力足以克服整機(jī)的重量時(shí)，四旋翼飛行器便離地垂直上升；反之，同時(shí)減小四個(gè)電機(jī)的輸出功率，四旋翼飛行器則垂直下降，直至平穩(wěn)落地，實(shí)現(xiàn)了沿z軸的垂直運(yùn)動(dòng)。當(dāng)外界擾動(dòng)量為零時(shí)，在旋翼產(chǎn)生的升力等于飛行器的自重時(shí)，飛行器便保持懸停狀態(tài)。保證四個(gè)旋翼轉(zhuǎn)速同步增加或減小是垂直運(yùn)動(dòng)的關(guān)鍵。俯仰運(yùn)動(dòng)：在圖2.2(b)中，電機(jī)1的轉(zhuǎn)速上升，電機(jī)3的轉(zhuǎn)速下降，電機(jī)2、電機(jī)4的轉(zhuǎn)速保持不變。為了不因?yàn)樾磙D(zhuǎn)速的改變引起四旋翼飛行器整體扭矩及總拉力發(fā)生改變，旋翼1與旋翼3轉(zhuǎn)速改變量的大小應(yīng)相等。由于旋翼1的升力上升，旋翼3的升力下降，產(chǎn)生的不平衡力矩使機(jī)身繞y軸旋轉(zhuǎn)(方向如圖2.2(b)所示)，同理，當(dāng)電機(jī)1的轉(zhuǎn)速下降，電機(jī)3的轉(zhuǎn)速上升，機(jī)身便繞y軸向另一個(gè)方向旋轉(zhuǎn)，實(shí)現(xiàn)飛行器的俯仰運(yùn)動(dòng)。滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)：與圖2.2(b)的原理相同，在圖2.2(c)中，改變電機(jī)2和電機(jī)4的轉(zhuǎn)速，保持電機(jī)1和電機(jī)3的轉(zhuǎn)速不變，則可使機(jī)身繞x軸旋轉(zhuǎn)(正向或反向)，實(shí)現(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)。偏航運(yùn)動(dòng)：四旋翼飛行器偏航運(yùn)動(dòng)可以借助旋翼產(chǎn)生的反扭矩來(lái)實(shí)現(xiàn)。旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中由于空氣阻力作用會(huì)形成與轉(zhuǎn)動(dòng)方向相反的反扭矩， 為了克服反扭矩影響，可使四個(gè)旋翼中的兩個(gè)正轉(zhuǎn)，兩個(gè)反轉(zhuǎn)，且對(duì)角線(xiàn)上的兩個(gè)旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)方向相同。反扭矩的大小與旋翼轉(zhuǎn)速有關(guān)，當(dāng)四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速相同時(shí)，四個(gè)旋翼產(chǎn)生的反扭矩相互平衡，四旋翼飛行器不發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)；當(dāng)四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不完全相同時(shí)，不平衡的反扭矩會(huì)引起四旋翼飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)。在圖 2.2(d)中，當(dāng)電機(jī)1和電機(jī)3的轉(zhuǎn)速上升，電機(jī)2和電機(jī)4的轉(zhuǎn)速下降時(shí)，旋翼1和旋翼3對(duì)機(jī)身的反扭矩大于旋翼2和旋翼4對(duì)機(jī)身的反扭矩，機(jī)身便在富余反扭矩的作用下繞z軸轉(zhuǎn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)飛行器的偏航運(yùn)動(dòng)，轉(zhuǎn)向與電機(jī)1、電機(jī)3的轉(zhuǎn)向相反。前后運(yùn)動(dòng)：要想實(shí)現(xiàn)飛行器在水平面內(nèi)前后、左右的運(yùn)動(dòng)?必須在水平面內(nèi)對(duì)飛行器施加一定的力。在圖2.2(e)中，增加電機(jī)3轉(zhuǎn)速，使拉力增大，相應(yīng)減小電機(jī)1轉(zhuǎn)速，使拉力減小，同時(shí)保持其它兩個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速不變，反扭矩仍然要保持平衡。按圖2.2(b)的理論，飛行器首先發(fā)生一定程度的傾側(cè)，從而使旋翼拉力產(chǎn)生水平分量，因此可以實(shí)現(xiàn)飛行器的前飛運(yùn)動(dòng)。向后飛行與向前飛行正好相反。當(dāng)然在圖2.2(b)、圖2.2(c)中，飛行器在產(chǎn)生俯仰、翻滾運(yùn)動(dòng)的同時(shí)也會(huì)產(chǎn)生沿x、y軸的水平運(yùn)動(dòng)。

圖22四旋翼飛行器沿各自由度的運(yùn)動(dòng)側(cè)向運(yùn)動(dòng)：在圖2.2(f)中，由于結(jié)構(gòu)對(duì)稱(chēng)，所以側(cè)向飛行的工作原理與⑴垂直運(yùn)動(dòng)：垂直運(yùn)動(dòng)相對(duì)來(lái)說(shuō)比較容易。在圖2.2(a)中，因有兩對(duì)電機(jī)轉(zhuǎn)向相反，可以平衡其對(duì)機(jī)身的反扭矩，當(dāng)同時(shí)增加四個(gè)電機(jī)的輸出功率，旋前后運(yùn)動(dòng)完全一樣。2.3旋翼空氣動(dòng)力學(xué)建立微小型四旋翼無(wú)人直升機(jī)的數(shù)學(xué)模型，關(guān)鍵在于準(zhǔn)確建立其旋翼空氣動(dòng)力學(xué)模型。與固定翼飛行器相比，旋翼飛行器的氣動(dòng)環(huán)境要復(fù)雜得多，其氣動(dòng)力在本質(zhì)上是非線(xiàn)性和非定常的，要準(zhǔn)確建立其數(shù)學(xué)模型是具有相當(dāng)難度的。目前經(jīng)常采用的研究旋翼氣動(dòng)特性的方法有：動(dòng)量理論、葉素理論、渦流理論以及其他新興流體力學(xué)方法、流場(chǎng)計(jì)算方法，比如：Euler或NS方程等。本節(jié)將首先分析微小型四旋翼無(wú)人直升機(jī)的旋翼、槳葉的相對(duì)氣流，然后利用動(dòng)量理論和葉素理論分析、計(jì)算獲得旋翼受到的空氣動(dòng)力和力矩。旋翼和槳葉的相對(duì)氣流旋翼飛行器在垂直飛行時(shí)，遠(yuǎn)處相對(duì)來(lái)流沿旋翼的旋轉(zhuǎn)軸方向，即旋翼處于軸流狀態(tài)；前進(jìn)飛行時(shí)，遠(yuǎn)處來(lái)流方向與旋翼軸不平行，是斜向吹來(lái)，此時(shí)旋翼處于斜流狀態(tài)。在不同狀態(tài)下，旋翼的空氣動(dòng)力學(xué)特性有較大差別。1）旋翼的相對(duì)氣流下面，首先分析整個(gè)旋翼的相對(duì)氣流，如圖2.3所示。圖2.3旋翼的相對(duì)氣流假設(shè)旋翼式飛行器的飛行速度為vO,也可以認(rèn)為是速度為V0的來(lái)流從一定方向吹向旋翼。如圖所示，來(lái)流與旋翼的構(gòu)造旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角， 即旋翼構(gòu)造迎角為aS。這里所使用的坐標(biāo)系是旋翼構(gòu)造軸系，坐標(biāo)原點(diǎn)（O）位于旋翼中心，豎軸OYs沿旋翼的構(gòu)造旋轉(zhuǎn)軸，向上為正?？v軸 OXs指向前方，與速度V0在S-S平面的投影重合。將相對(duì)氣流速度V0分解為沿xs、Ys軸兩個(gè)方向的分量，并將它們除以槳尖旋轉(zhuǎn)速度RQ,可得到表征旋翼工作狀態(tài)的兩個(gè)重要的速度系數(shù)，如公式2-1和公式2-2所示：（2-1）= （2-2）其中，卩為平行于S-S平面的速度系數(shù)，稱(chēng)為前進(jìn)比；入為垂直于S-S平面的速度系數(shù)，成為流入比；V1為S-S平面處的軸向誘導(dǎo)速度。2）槳葉的相對(duì)氣流在軸流狀態(tài)，槳葉的周向分量只是由槳葉旋轉(zhuǎn)造成的，因而分布規(guī)律為 Qr，即沿徑向位置呈三角形分布，且各片槳葉相同。在斜流狀態(tài)，旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)增加了前飛相對(duì)速度的投影1-■■■■■ :AV，如圖2.2。該速度分量對(duì)于不同位置的各片槳葉的影響不同。用書(shū)表示槳葉所在的方位角，順旋轉(zhuǎn)方向從0-X軸方向（旋翼正后方）算起（書(shū)=0可以看出，槳葉在書(shū)=0°~90°~180°的半圓內(nèi)逆風(fēng)旋轉(zhuǎn)，稱(chēng)為前行槳葉；在書(shū)=180°~270°~360°半圓內(nèi)順風(fēng)旋轉(zhuǎn)，稱(chēng)為后行槳葉。槳葉在旋轉(zhuǎn)平面內(nèi)的相對(duì)氣流應(yīng)是旋轉(zhuǎn)相對(duì)速度（Qr）與前飛相對(duì)速度投影的矢量和。在方位角書(shū)處的槳葉上，徑向位置r處的相對(duì)氣流速度為：周向分量=徑向分量=R其中，周向分量對(duì)于槳葉的空氣動(dòng)力特性具有重要意義，既然槳葉的相對(duì)氣流速度隨方位角作周期變化，那么它的空氣動(dòng)力也是周期變化的。圖2.4旋翼的相對(duì)氣流與懸停狀態(tài)下的誘導(dǎo)速度通過(guò)以上分析，可以看出，由于前飛速度的影響，旋翼旋轉(zhuǎn)平面上左右兩邊的相對(duì)氣流并不對(duì)稱(chēng)。前行槳葉區(qū)域槳葉逆風(fēng)旋轉(zhuǎn)，相對(duì)氣流速度比順風(fēng)旋轉(zhuǎn)的后行槳葉大。而且，前飛速度越大，旋翼旋轉(zhuǎn)平面上相對(duì)氣流的不對(duì)稱(chēng)程度就越大。這種氣流不對(duì)稱(chēng)使得槳葉上的力及其運(yùn)動(dòng)大為復(fù)雜，這是造成研究旋翼空氣動(dòng)力問(wèn)題十分困難的根源所在。2.4機(jī)身設(shè)計(jì)小型四旋翼飛行器具有四個(gè)驅(qū)動(dòng)旋翼，分別位于十字支架的頂端。為了充分發(fā)揮有效載荷大的優(yōu)點(diǎn)，機(jī)身機(jī)構(gòu)、材料必須著重考慮，優(yōu)化設(shè)計(jì)降低機(jī)身總體重量對(duì)所有飛行器都是重點(diǎn)。本文設(shè)計(jì)的小型四旋翼飛行器在電源自給的情況下，要實(shí)現(xiàn)懸停和遙控飛行，首先要能承載電池和控制電路板的重量，同時(shí)為了擴(kuò)展應(yīng)用在后期要實(shí)現(xiàn)諸如航拍等功能，還要能承載航拍設(shè)備的重量。綜合考慮后，最終確定的小型四旋翼飛行器技術(shù)指標(biāo)如表 2.1所示:表2.1四旋翼飛行器技術(shù)指標(biāo)項(xiàng)目要求重量小于1kg尺寸500mm*500mm*150mm最大升力2kg有效載何約0.5kg單次飛行時(shí)間約10min最大飛行高度50m最大飛行速度1m/s2.4.1材料選擇與加工方法機(jī)身材料的選擇需綜合考慮密度、強(qiáng)度、可加工性和價(jià)格等因素，各因索之其有相互制約關(guān)系，一般密度小、強(qiáng)度大的材料價(jià)格較高，而加工性好、價(jià)格低的材料一般密度大、強(qiáng)度低。對(duì)于飛行器來(lái)說(shuō)，重量是決定性能的重要指標(biāo)，所以通常選低密材料制作，目前常應(yīng)用于飛行器上的材料主要有以下三種：鋁合金、塑料、碳纖維，每種材料的參數(shù)如表所示。鋁合金是高性能大型遙控飛行器的主要材料，其具有密度較低、強(qiáng)度高、導(dǎo)熱性能好、價(jià)格較低廉、加工性能好等優(yōu)點(diǎn)，但是對(duì)于小型飛行器來(lái)說(shuō)，招合金的密度還是偏高，大量應(yīng)用會(huì)導(dǎo)致重量偏高，同時(shí)在高頻振動(dòng)條件下容易產(chǎn)生裂紋，疲勞強(qiáng)度較低，所以在飛行器上合金材料一般用于制作關(guān)鍵部件。塑料一直是制作飛行器的理想材料，不僅密度低，價(jià)格低廉，加工非常容易，而且塑料彈性系數(shù)比金屬材料大，抗震和抗疲勞性能好，所以常見(jiàn)的小型飛行器有超過(guò)90%的材料是塑料。然而塑料相比金屬材料強(qiáng)度較差，在發(fā)生碰撞或摔機(jī)等特殊情況時(shí)會(huì)斷裂，小批量生產(chǎn)成本較高，所以其不適合制作關(guān)鍵部件。目前應(yīng)用比較多的塑料有尼龍、聚丙稀、聚甲酵、 Ultem樹(shù)脂、聚乙煉和ABS塑料。碳纖維材料具有比招材料更高的強(qiáng)度，抗震性能優(yōu)于塑料，而且具有與塑料相比擬的密度，是制作飛行器的理想材料。但是碳纖維材料價(jià)格昂貴，同時(shí)加工難度大，難以在飛行器上大范圍應(yīng)用。表2.2常見(jiàn)材料性能參數(shù)材料彈性系數(shù)（Gpa）抗拉強(qiáng)度（Mpa）密度（g/c）尼龍2.6182.81.14ABS0.001291.02Ultem樹(shù)脂3.451141.28聚甲醛樹(shù)脂2.5552.41.42碳纖維2207601.7不銹鋼40420017907.8鋁合金7075715722.8本文設(shè)計(jì)的四旋翼飛行器機(jī)身采用簡(jiǎn)單的十字支架結(jié)構(gòu)，主要包括機(jī)身框架、機(jī)身連桿、電機(jī)座、起落架等部分，實(shí)體模型如表2.1所示。各部分材料的選擇及加工方法如下：1） 機(jī)身框架：機(jī)身的主要部分，連接和固定四個(gè)機(jī)身連桿，機(jī)身?xiàng)U間的垂直度以及與地面的平行度直接影響電機(jī)主軸的平行度。如果電機(jī)主軸平行度差，則在電機(jī)高速轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)會(huì)產(chǎn)生很大的振動(dòng)，影響控制器的精度，所以機(jī)身框架加工精度要非常高。機(jī)身框架也是主要的承載部件，其上要安置鋰電池及所有的控制電路板。綜合考慮后，機(jī)身框架的材料選擇輕質(zhì)鋁合金，利用高精度數(shù)控銑床加工。2） 機(jī)身連桿：共有四根，用于連接電機(jī)支座和機(jī)身框架，是升力產(chǎn)生的最大剪切力的主要承受者，在發(fā)生撞擊或者摔機(jī)時(shí)也要承受很大的撞擊力， 是最容易斷裂的部分。所以機(jī)身連桿材料不僅要求強(qiáng)度高、重量輕，還需有較大的彈性系數(shù)和抗疲勞強(qiáng)度，以降低電機(jī)轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中機(jī)身框架的振動(dòng)。碳纖維的性能滿(mǎn)足上述所有的要求，在此選用外徑10mm內(nèi)徑8mm的高強(qiáng)度碳纖維管制作機(jī)身連桿。3） 電機(jī)座：用于固定驅(qū)動(dòng)電機(jī)，需承受旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)產(chǎn)生的反扭矩，強(qiáng)度要高。加工精度影響電機(jī)主軸的平行度，所以加工精度要很高，在此選擇與機(jī)身框架相同的輕質(zhì)招合金材料，利用高精度數(shù)控統(tǒng)床加工。4） 起落架：支撐整個(gè)機(jī)身，在飛行器降落過(guò)程中，要承受一定的沖擊力，所以需具備一定的強(qiáng)度，重量要輕，加工精度要求較低。起落架材料選擇 ABS塑料，利用快速成型機(jī)加工。驅(qū)動(dòng)電機(jī)與旋翼的選型小型四旋翼飛行器的動(dòng)力來(lái)自四個(gè)驅(qū)動(dòng)電機(jī)，驅(qū)動(dòng)電機(jī)的功率體積比直接決定了飛行器的有效載荷。同時(shí)，小型四旋翼飛行器的所有動(dòng)作的實(shí)現(xiàn)都是通過(guò)控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速實(shí)現(xiàn)的， 電機(jī)的響應(yīng)速度也間接影響了飛行控制算法的難度。所以驅(qū)動(dòng)電機(jī)的選擇非常重要，要根據(jù)電機(jī)的類(lèi)型和參數(shù)著重考慮。目前飛行器上常用的電機(jī)有以下兩種：（1）有刷直流電機(jī)。應(yīng)用最廣泛的電機(jī)，其調(diào)速特性非常好，控制簡(jiǎn)單可靠，運(yùn)轉(zhuǎn)平滑高效；但是有刷直流電機(jī)工作效率低，功率體積比小，需要碳刷等不可靠換向部件，使用壽命較低，常規(guī)使用壽命為23年，而且隨著碳刷的磨損，工作噪聲會(huì)變大，接觸電阻會(huì)發(fā)生變化致使直流電動(dòng)機(jī)的工作性能降低（2）無(wú)刷直流電機(jī)。在充分吸取有刷直流電機(jī)優(yōu)點(diǎn)的基礎(chǔ)上，摒棄傳統(tǒng)機(jī)械換向結(jié)構(gòu)，使用性能可靠的電子換向方式。相比有刷直流電機(jī)其運(yùn)轉(zhuǎn)更加平穩(wěn)可靠，而且功率體積比大，轉(zhuǎn)速很容易超過(guò)lOOOOr/rain，工作效率非常高，常規(guī)使用壽命超過(guò)7年，工作噪聲小，但是電子換向結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜，致使控制難度較高。綜上所述，鑒于無(wú)刷直流電機(jī)功率體積比大、轉(zhuǎn)速高、效率高等優(yōu)點(diǎn)，更適合小型四旋翼飛行器的應(yīng)用，最終選擇了新西達(dá)XXDA2212系列無(wú)位置傳感器直流無(wú)刷電機(jī)以及與之匹配的GWSHD系列旋翼，通過(guò)實(shí)驗(yàn)得到不同電機(jī)和旋翼組合下的性能參數(shù)如表2.3所示。表2.3不同電機(jī)和槳葉搭配的測(cè)試數(shù)據(jù)電機(jī)旋翼槳葉數(shù)電壓（V）電流（A）轉(zhuǎn) 速（r/min）升力（g）效 率（g/w）A2212KV930GWS104721112.164307885.92GWS10603119.971306509.97A2212KV1000GWS104721115.668108865.16GWS106031113.176307455.17GWS905031110.484306835.97A2212KV1400GWS1047281863807755.38GWS10603815.272206705.51GWS905031119.897209034.15GWS806031117.8102508354.26GWS804031112.6118007005.05由上表可以看出，無(wú)刷電機(jī)A2212KV1000配合GWS9050旋翼時(shí)，工作電流較低，但是效率最高，四個(gè)旋翼提供的升力達(dá)到 2.732kg，能夠滿(mǎn)足設(shè)計(jì)指標(biāo)的要求，所以最終選用該組合。電機(jī)的轉(zhuǎn)速高達(dá) 8430r/min，而GWS'9050為普通的塑料旋翼，即使旋翼外形一致，質(zhì)量相同，如果質(zhì)量分布不均勻，不能很好的滿(mǎn)足動(dòng)平衡，在如此高的轉(zhuǎn)速下就會(huì)產(chǎn)生較大的振動(dòng)，影響飛行器控制器的精度甚至導(dǎo)致航姿參考系統(tǒng)（AttitudeHeadingRefereneeSystemAHRS）數(shù)據(jù)錯(cuò)誤，致使發(fā)生摔機(jī)等毀滅性后果，所以旋翼選擇不可疏忽大意需要進(jìn)行動(dòng)平衡測(cè)量實(shí)驗(yàn)。動(dòng)平衡測(cè)量機(jī)體積比較大、價(jià)格昂貴不便于使用，以采用簡(jiǎn)單的動(dòng)平衡測(cè)量方法。將光滑的水平桿穿過(guò)旋翼的中心然后旋轉(zhuǎn)旋翼， 如果旋翼每次停止的位置不一樣，則可認(rèn)為測(cè)試的旋翼滿(mǎn)足動(dòng)平衡條件。 加工完機(jī)身的所有部件，并選定電機(jī)和旋翼之后組裝機(jī)身。組裝過(guò)程中，要保證電機(jī)位置的對(duì)稱(chēng)性，以及電機(jī)轉(zhuǎn)軸與水平面的垂直度和彼此的平行度。將電路板和鋰屯池固定在機(jī)身框架上，測(cè)量并計(jì)算得到最后機(jī)身的參數(shù)。2.4.2控制電路設(shè)計(jì)控制電路是飛行器實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定控制的基礎(chǔ)，所有的指令的執(zhí)行最終要由硬件電路去執(zhí)行。本文設(shè)計(jì)的飛行器要實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定懸停和遙控飛行，按照功能劃分控制電路主要包括以下幾部分：1） 主控制器主控制器負(fù)責(zé)飛行器姿態(tài)解算算法、飛行控制算法、人機(jī)交互程序等的運(yùn)行，是硬件電路的核心部分。飛行器飛行過(guò)程中要采集大量的傳感器數(shù)據(jù)，運(yùn)行復(fù)雜的矩陣運(yùn)算，快速控制驅(qū)動(dòng)電機(jī)，同時(shí)還要與上位機(jī)交互大量數(shù)據(jù)，所以選擇處理器要著呢考慮代碼的執(zhí)行效率和存儲(chǔ)空間。2） 航姿參考系統(tǒng)負(fù)責(zé)測(cè)量、快速計(jì)算飛行器飛行過(guò)程中的姿態(tài)、加速度、角速度、速度等數(shù)掘，是實(shí)現(xiàn)閉環(huán)飛行控制算法的前提。航姿參考系統(tǒng)的精度和解算速度直接影響飛行控制法的品質(zhì)。3） 無(wú)刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊為無(wú)刷直流電機(jī)提供電子換向，并控制旋轉(zhuǎn)速度，本文共需要四個(gè)電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊，以驅(qū)動(dòng)四個(gè)無(wú)刷直流電機(jī)，模塊采用I2C數(shù)據(jù)總線(xiàn)與主控制器通信，要求具有地址識(shí)別功能。4） 無(wú)線(xiàn)模塊本文共使用了藍(lán)牙收發(fā)模塊和2.4GHz的無(wú)線(xiàn)接收模塊用于交互數(shù)據(jù)。藍(lán)牙模塊用于主控制器與上位機(jī)的數(shù)據(jù)交換，2.4GHz無(wú)線(xiàn)接收模塊接收遙控器的控制參數(shù)，包括飛行器的姿態(tài)和位置數(shù)據(jù)。5） 電源模塊維持控制電路每個(gè)部分穩(wěn)定的不同電壓值的電源供給。根據(jù)控制電路功能的需要，確定其總體結(jié)構(gòu)框圖如圖所示。2.5主控制器選型及電路連接主控制器是控制系統(tǒng)的核心，負(fù)責(zé)采集、處理航姿參考系統(tǒng)陀螺儀、加速度傳感器、數(shù)字羅盤(pán)的數(shù)據(jù)，實(shí)時(shí)計(jì)算出當(dāng)前飛行器的姿態(tài)，處理過(guò)程中要進(jìn)行大量的矩陣運(yùn)算，數(shù)據(jù)類(lèi)型大多數(shù)為浮點(diǎn)數(shù)，運(yùn)算任務(wù)繁重，而且計(jì)算結(jié)果的精度也直接影響飛行控制法的精度，同時(shí)主處理器還要運(yùn)行飛行控制算法，以及處理與上位機(jī)的通信任務(wù)?？刂破鞑粌H要求指令運(yùn)算速度高，浮點(diǎn)計(jì)算精度高，也要有足夠的RAM。對(duì)比目前常用的處理器，選取STM32F103C8作為控制電路的主控制器，其是釆用Cortex-M3內(nèi)核的高性能32位ARM處理器，能夠保證浮點(diǎn)運(yùn)算的精度，最高：頻為72MHz，具有1.25DMips/MHz的指令執(zhí)行效率，滿(mǎn)足了此處高運(yùn)算速度的要求。片內(nèi)集成了64K:的FLASH和20K的RAM空間，足夠存儲(chǔ)、運(yùn)行復(fù)雜的姿態(tài)解算算法和飛行控制算法，而且是一款低功耗處理器，在最高主頻下僅有36mA的工作電流，是提高飛行器單次飛行時(shí)間的重要保證。片內(nèi)資源非常豐富，有37個(gè)獨(dú)立10口，3個(gè)獨(dú)立發(fā)送器模塊，2個(gè)I2C（微電子通信控制領(lǐng)域廣泛采用的一種總線(xiàn)標(biāo)準(zhǔn)）模塊，2個(gè)12位模數(shù)轉(zhuǎn)換器，足夠滿(mǎn)足控制系統(tǒng)的要求，同時(shí)片內(nèi)高度集成化也減小了控制系統(tǒng)電路板的面積和重量， 特別適合在飛行器領(lǐng)域中應(yīng)用，為適應(yīng)本文研究的需要采用的電路連接方式如圖 2.6所示，功能描述如下：1） STM32F103C8的供電電源為3.3V，在電源引腳附近對(duì)地連接100nF的瓷片電容，濾除屯源的高頻干擾。內(nèi)部模數(shù)轉(zhuǎn)換電路供電屯源3.3V之叫連接LC濾波電路，保證模數(shù)轉(zhuǎn)換的精度。2） 芯片外部連接8MHz的石英晶體振蕩器，經(jīng)內(nèi)部鎖相回路模塊倍頻到72MHz，作為處理器的主頻。3） 電阻R8、電容C18以及輕觸開(kāi)關(guān)組成外部復(fù)位電路。4）為方便控制程序的升級(jí)及調(diào)試，在外部引出接口，可在 PC機(jī)上面在線(xiàn)調(diào)試程序，并燒寫(xiě)到內(nèi)部程序存儲(chǔ)空間FLASH里。5） 預(yù)留一路LED電路，用于指示算法的進(jìn)度和錯(cuò)誤的類(lèi)型。6） PA8為內(nèi)部定時(shí)器輸入捕捉引腳，與2.4GHz無(wú)線(xiàn)接收模塊跡接解析來(lái)自遙控器的控制數(shù)據(jù)。7） PBO引腳為內(nèi)部模數(shù)轉(zhuǎn)換電路的通道，經(jīng)過(guò)積分電路到此引腳，用于實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)鋰電池的工作電壓：防止電能供給不足，致使旋翼驅(qū)動(dòng)電機(jī)轉(zhuǎn)速降低而發(fā)生摔機(jī)等危險(xiǎn)。8） 兩個(gè)IC模塊分別與航姿參考系統(tǒng)傳感器、無(wú)刷屯機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊，以讀取每個(gè)傳感器數(shù)據(jù)提供給姿態(tài)求解器實(shí)時(shí)解算飛行器的當(dāng)前姿態(tài)， 以及為控制器和無(wú)刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊交互數(shù)據(jù)提供通道，用于控制每個(gè)旋翼的轉(zhuǎn)速和監(jiān)測(cè)每個(gè)無(wú)刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊的工作狀態(tài)。9） 串口發(fā)送器1與藍(lán)牙模塊的串口相連，用于實(shí)時(shí)向PC機(jī)發(fā)送四旋翼飛行器姿態(tài)等數(shù)據(jù)，以方便觀察飛行器飛行過(guò)程中的狀態(tài)。<152opFi口価！/-T("I*T卜LVXR.IIJXtSAJ<TIRX~LE.i而— 丟?PEMSVWIIk艸43*3JV(Lk1SSVI.MJ1bjHkr4NRST<152opFi口価！/-T("I*T卜LVXR.IIJXtSAJ<TIRX~LE.i而— 丟?PEMSVWIIk艸43*3JV(Lk1SSVI.MJ1bjHkr4NRSTm；*JJV1GM)Ll^nlilW\4>~PAO-WXLPIWmiPB^BoanHM/JTCOJWJNTRST何廿PDfiFB7HtH附IW斯10miQIAIImufAIZroisPA(^JTNf*^niO,PUBH)I4mtwrrnimisCSCLMUXiKIJ-TAMJ^R-RICajT-ii)]R'lWSl^ZINBOOTOMISTptis-osoa^rj'vbatVDD1VDD2VS2VllJjVIHM-a F￥46_11~e奴二sa'AitEiT35(和J-_iSTWIiOX^王曲圖2.6主控制器的電路連接原理圖2.5.3航姿參考系統(tǒng)的硬件電路設(shè)計(jì)要實(shí)現(xiàn)小型四旋翼飛行器的穩(wěn)定懸停、遙控飛行等功能，需要準(zhǔn)確知道當(dāng)前飛行器姿態(tài)、飛行速度、航向等數(shù)據(jù)。為了得到這些數(shù)據(jù)，本文基于捷聯(lián)慣性導(dǎo)航技術(shù)設(shè)計(jì)了航姿參考系統(tǒng)，將其固定在四旋翼飛行器機(jī)體的中心，并且隨機(jī)體一起運(yùn)動(dòng)。航姿參考系統(tǒng)上要由微處理器、三軸陀螺儀、三軸加速度傳感器、三軸電子羅盤(pán)四部分組成， 其結(jié)構(gòu)框圖如圖2.7所示。

圖2.7AHRS(航姿參考系統(tǒng)包括多個(gè)軸向傳感器)結(jié)構(gòu)框圖微處理器采集陀螺儀、數(shù)字羅盤(pán)、加速度傳感器的數(shù)據(jù)，運(yùn)行姿態(tài)解算算法，

就可以得到飛行器姿態(tài)、航向等數(shù)據(jù)。為了降低控制系統(tǒng)的復(fù)雜度， AHRS微處理器的任務(wù)由系統(tǒng)主控制器承擔(dān)，即此處的微處理器為系統(tǒng)主控制器STM32F103C8。陀螺儀用于測(cè)量四旋翼飛行器的X、丫、Z三個(gè)軸向的角速度。常見(jiàn)的陀螺儀按：工作原理可以分為以下幾種：機(jī)械陀螺儀、聲學(xué)陀螺儀、光學(xué)陀螺儀和微機(jī)電系統(tǒng)(MEMS)陀螺儀等。MEMS陀螺儀與其他類(lèi)型的陀螺儀相比，U有體積小、成本低、使用方便等優(yōu)點(diǎn)，更加適合在小型飛行器中應(yīng)用。第三章四旋翼飛行器動(dòng)力學(xué)模型3.1常用坐標(biāo)系1） 慣性坐標(biāo)系四旋翼飛行器能夠在空中穩(wěn)定懸停，并且位置變化慢。因此，飛行器的位置、姿態(tài)、線(xiàn)速度等參數(shù)都是相對(duì)于當(dāng)?shù)啬滁c(diǎn)坐標(biāo)系來(lái)衡量的。忽略地球自轉(zhuǎn)和地球重心的曲線(xiàn)運(yùn)動(dòng)下，選定當(dāng)?shù)氐厍虮砻婺骋稽c(diǎn)為坐標(biāo)原點(diǎn)建立慣性坐標(biāo)系， 如圖所示。其原點(diǎn)R位于水平面內(nèi)一點(diǎn)，X軸位于水平面內(nèi)，指向正東方向，其丫軸位于水平面內(nèi)與X軸垂直且指向正北方向，Z軸與X軸和丫軸構(gòu)成的平面垂直且方向?yàn)榇怪毕蛏希嫌沂址▌t。2） 機(jī)體坐標(biāo)系機(jī)體坐標(biāo)系建立在飛行器機(jī)體上，如圖3.1所示。機(jī)體坐標(biāo)系原點(diǎn)0在飛行器重心位置上，O-XYZ在微小型四旋翼飛行器對(duì)稱(chēng)平面內(nèi)，X軸與X軸平行且指向右方，Y?b軸與Y?n軸平行且指向前方，bZ軸與nZ軸平行且指向上方。圖3.1坐標(biāo)系示意圖3.2四旋翼直升機(jī)動(dòng)力學(xué)方程動(dòng)力學(xué)模型的建立有利于飛機(jī)飛行控制律的設(shè)計(jì)，這也是飛機(jī)控制器的設(shè)計(jì)的重要部分，在進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)之前，必須深入理解四旋翼直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)特性和其動(dòng)力學(xué)方程坐標(biāo)描述及其轉(zhuǎn)換關(guān)系飛機(jī)的偏航角飛行速度的大小和方向等參數(shù)總是和坐標(biāo)系聯(lián)系在一起的，要確切的描述飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)，就要先建立適當(dāng)?shù)淖鴺?biāo)軸系，下面定義幾種坐標(biāo)系，并分析各坐標(biāo)直接的相互轉(zhuǎn)換關(guān)系：地面坐標(biāo)系E(OXYz)地面坐標(biāo)系用于研究飛機(jī)相對(duì)于地面的運(yùn)動(dòng)，確定飛機(jī)在空間的位置坐標(biāo)XYZ從而方便研究飛機(jī)的姿態(tài)，航向以及飛機(jī)相對(duì)起飛點(diǎn)的空間位置如圖 2.7所示，該坐標(biāo)系原點(diǎn)固定于地面上飛機(jī)的起飛點(diǎn)， OX軸指向飛機(jī)指定的飛行方向02軸垂直水平面向上，OY軸垂直O(jiān)XZ平面；機(jī)體坐標(biāo)系B(Ox)如圖2.7所示建立機(jī)體坐標(biāo)系，該坐標(biāo)系固定在機(jī)體上原點(diǎn)設(shè)在飛機(jī)重心，縱軸Ox平行于前后旋翼的連線(xiàn)，指向前方為正方向，豎軸02平行于左右旋翼的連線(xiàn)，指向右方為正方向；軸Oy與軸Ox,Oz所在平面垂直，并與軸Ox軸Oz組成右手坐標(biāo)系。圖3.2地面坐標(biāo)系E和物體坐標(biāo)系B的轉(zhuǎn)換示意圖轉(zhuǎn)換矩陣在飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)中，對(duì)于描述地面坐標(biāo)系和機(jī)體坐標(biāo)系之間的關(guān)系的角度可用如下定義的三個(gè)歐拉角加以確定"如圖所示：偏航角機(jī)體軸Ox在地面坐標(biāo)系水平面Oxy上的投影線(xiàn)x,與X軸之間的夾角；俯仰角機(jī)體軸Ox與地面坐標(biāo)系水平面OXY的夾角；滾轉(zhuǎn)角機(jī)體軸O2和包含機(jī)體軸Ox間的夾角；

圖3.3滾動(dòng)、俯仰與偏航示意圖”軸上的投感打軸匕的投序圖3.3滾動(dòng)、俯仰與偏航示意圖”軸上的投感打軸匕的投序召軸上的世總cos甘0C.=Sill肖 cof^00 0 I斗軸匕的腳門(mén)片軸上的單橙1咼軸匕的單位1由此，可得到物體坐標(biāo)系到地面坐標(biāo)系各個(gè)軸的轉(zhuǎn)換矩陣：（3-1）= （3-2）= （3-3）綜合可得機(jī)體坐標(biāo)系B到地面坐標(biāo)系E的轉(zhuǎn)換矩陣為：R= （3-4）如果角書(shū)、8、丫不全是小角度時(shí)，通過(guò)不一樣的旋轉(zhuǎn)次序，坐標(biāo)系最終空間位置是不同的，這就是常說(shuō)的有限轉(zhuǎn)動(dòng)的不可交換性。但當(dāng) 書(shū)、8、丫全是小角時(shí)，可以進(jìn)行一定簡(jiǎn)化。忽略小角間的高階小量得到：= （3-5）3.3動(dòng)力學(xué)方程的建立首先，為了方便建立飛機(jī)一般運(yùn)動(dòng)數(shù)學(xué)模型，不失一般性地作如下假設(shè)： 1）飛機(jī)是剛體，在其運(yùn)動(dòng)過(guò)程中質(zhì)量保持不變；2）地面坐標(biāo)系為慣性坐標(biāo)，由于本文針對(duì)微型飛機(jī)，飛行距離不是很遙遠(yuǎn)，飛行高度不是很高，所以視地球表面為平面，視重力加速度不隨飛行高度的變化而變化； 3）不計(jì)地球自轉(zhuǎn)和公轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)的影響；4）機(jī)體坐標(biāo)系的Xoz平面為飛機(jī)幾何形狀和質(zhì)量的對(duì)稱(chēng)平面，慣性積1=0在忽略彈性振動(dòng)及形變的情況下，微小型四旋翼無(wú)人直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)可以看成是六個(gè)自由度的剛體運(yùn)動(dòng)，即包含繞三個(gè)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)（偏航，俯仰和滾動(dòng)）和重心沿三個(gè)軸的線(xiàn)運(yùn)動(dòng)（進(jìn)退，左右側(cè)飛和升降），根據(jù)牛頓第二定律，飛機(jī)動(dòng)力學(xué)方程的向量形式為：F=m （3-6）M= （3-7）式中，F(xiàn)作用在四旋翼飛行器上的所以外力的和；M）飛機(jī)的質(zhì)量；V飛機(jī)的質(zhì)心速度；M作用在飛機(jī)上的所有外力矩的和；H飛機(jī)相對(duì)于地面坐標(biāo)系的絕對(duì)動(dòng)量矩。1） 線(xiàn)運(yùn)動(dòng)方程四旋翼直升機(jī)的受力示意圖如圖2.6所示，作用在機(jī)體上的外力有重力與四個(gè)旋翼的升力和外界的阻力：重力可以表示為：G=mg阻力可以表示為：（3-8）每個(gè)旋翼產(chǎn)生的升力為：== （3-9）其中g(shù)為重力加速度，p為空氣密度，q為旋翼的阻力系數(shù)，Ct為旋翼的升力系數(shù)，通常他們的值取決于飛機(jī)的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)和構(gòu)型， 大氣參數(shù)等諸多參量，然（i=1，2，3,4）是第i個(gè)旋翼的角速度，由于上述各式是在地面坐標(biāo)系下建立的，通過(guò)轉(zhuǎn)換矩陣 R轉(zhuǎn)換到機(jī)體坐標(biāo)系下，并代入式可得到：（3-10）其中為綜合的阻力系數(shù)2） 角運(yùn)動(dòng)方程：歐拉角的角速度和機(jī)體角速度之間有如下關(guān)系：= （3-11）可以解得：= （3-12）四旋翼無(wú)人機(jī)外形結(jié)構(gòu)和質(zhì)量分布都具有較好的對(duì)稱(chēng)性，重心近似位于機(jī)體中心，因此可以假定無(wú)人機(jī)的慣性矩陣I為對(duì)角陣：匸 （3-13）根據(jù)剛體轉(zhuǎn)動(dòng)定律可以得到角速度運(yùn)動(dòng)方程為：=I （3-14）根據(jù)動(dòng)量矩的計(jì)算方法，仿照線(xiàn)運(yùn)動(dòng)方程的推導(dǎo)，可以得到角運(yùn)動(dòng)方程式：= （3-15）其中Mx、My、Mz是四旋翼直升機(jī)的合力矩在機(jī)體坐標(biāo)系三個(gè)坐標(biāo)軸 Ox、Oy、Oz上的分量，整理可得：(3-16)綜合以上分析，得到四旋翼直升機(jī)的非線(xiàn)性運(yùn)動(dòng)方程：（3-17）為了把四旋翼直升機(jī)非線(xiàn)性禍合模型分解成四個(gè)獨(dú)立的控制通道， 定義系統(tǒng)的控制輸量為：（3-18）其中，U1垂直速度控制量，U2滾轉(zhuǎn)輸入控制量，U3俯仰控制輸入量，U4偏航控制量，w為各旋翼轉(zhuǎn)速，F(xiàn)為各旋翼所受到的拉力，考慮外界條件時(shí)控制設(shè)計(jì)比較復(fù)雜，所以先研究室內(nèi)或室外無(wú)風(fēng)情況下直升機(jī)懸停和慢速飛行控制，這樣就可以忽略阻力系數(shù)，整理得到數(shù)學(xué)模型如下：（3-19）本章首先介紹了針對(duì)四旋翼無(wú)人直升機(jī)的運(yùn)動(dòng)特點(diǎn)選用的兩個(gè)坐標(biāo)系， 用不同的坐標(biāo)系分析機(jī)所受的力和力矩在受力分析的基礎(chǔ)上， 結(jié)合本系統(tǒng)所使用的飛機(jī)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，建立了四旋翼直升機(jī)的動(dòng)力學(xué)方程和運(yùn)動(dòng)學(xué)方程為了便于分析， 再合理假設(shè)的基礎(chǔ)上簡(jiǎn)化了飛機(jī)的非線(xiàn)性數(shù)學(xué)模型。3.4四旋翼無(wú)人飛行器建模研究四旋翼無(wú)人飛行器，首先要建立系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型。介紹四旋翼無(wú)人飛行器建模的基本方法：選取影響飛行器運(yùn)動(dòng)的關(guān)鍵受力和力矩，根據(jù)物理定律建立飛行器的動(dòng)力學(xué)方程模型。3.4.1建立動(dòng)力學(xué)模型必要性一般情況下控制器的分析與設(shè)計(jì)需要將實(shí)際系統(tǒng)抽象成數(shù)學(xué)模型， 先在理論上針對(duì)模型研究與設(shè)計(jì)。用一組能夠盡可能簡(jiǎn)單、全面的表達(dá)、體現(xiàn)實(shí)際系統(tǒng)各項(xiàng)性能、參數(shù)、特點(diǎn)的數(shù)學(xué)表達(dá)式來(lái)表達(dá)實(shí)際系統(tǒng)，建立模型，建模后得到的模型我們稱(chēng)之為標(biāo)稱(chēng)系統(tǒng)，以方便控制器的分析和設(shè)計(jì)。3.4.2旋翼無(wú)人飛行器建模四旋翼無(wú)人飛行器主要受到四個(gè)旋槳的升了， 自身的重力，旋槳旋轉(zhuǎn)過(guò)程中產(chǎn)生的反作用力，以及運(yùn)動(dòng)過(guò)程的干擾量，經(jīng)過(guò)力學(xué)分析，其受力如圖3.5所示。圖3.4直線(xiàn)運(yùn)動(dòng)受力分析根據(jù)牛頓力學(xué)，圍繞Z方向旋轉(zhuǎn)上不產(chǎn)生水平方向上的分量所以不會(huì)產(chǎn)生運(yùn)動(dòng)過(guò)程，依據(jù)先在X方向旋轉(zhuǎn)9角度后將力分解，然后在丫方向旋轉(zhuǎn)丫角度后將力分解，同時(shí)物體運(yùn)動(dòng)還受到空氣阻力的作用，在低速情況下空氣阻力和物體的運(yùn)動(dòng)速度成正比，經(jīng)過(guò)直線(xiàn)運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，得到如下運(yùn)動(dòng)學(xué)方程：m= (3-20)m= (3-21)m (3-22)式中表示在x、y、z方向上的線(xiàn)加速度，D分別在各個(gè)方向上科氏力，k位移方向上是空氣阻力系數(shù)。角度分別表示圍繞各軸后運(yùn)動(dòng)的分量，由于旋翼在轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程中反作用產(chǎn)生圍繞各軸轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程的力，經(jīng)過(guò)對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)過(guò)程運(yùn)動(dòng)學(xué)分析，得到如下運(yùn)動(dòng)學(xué)方程：(3-23)(3-24)(3-25)表示在三個(gè)圍繞三軸旋轉(zhuǎn)的角加速度，表示圍繞三軸旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，錯(cuò)誤！未指定書(shū)簽。表示科氏力的力矩，錯(cuò)誤！未指定書(shū)簽。表示在三軸上的擾動(dòng)力矩，錯(cuò)誤！未指定書(shū)簽。表示旋轉(zhuǎn)方向上空氣阻力系數(shù)依照現(xiàn)有四旋翼無(wú)人飛行器，總結(jié)得到已有飛行器的動(dòng)力學(xué)方程，并稱(chēng)量四旋翼無(wú)人飛行器各個(gè)部分重量，由飛行器的重量依據(jù)轉(zhuǎn)動(dòng)慣量公式計(jì)算出四旋翼無(wú)人飛行器圍繞各個(gè)坐標(biāo)軸的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。稱(chēng)量結(jié)果及計(jì)算轉(zhuǎn)動(dòng)慣量結(jié)果如表所示，經(jīng)過(guò)上述過(guò)程對(duì)飛行器有了深刻的了解，對(duì)飛行器控制器設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。表3.1四旋翼無(wú)人飛行器各部分質(zhì)量及轉(zhuǎn)動(dòng)慣量部位重量(g)距旋轉(zhuǎn)中心距離(m長(zhǎng)度(m轉(zhuǎn)動(dòng)慣量(xkgx)飛行器總重量825無(wú)0.285X0.2859.0427/9.2218/18.2690機(jī)架整體27無(wú)0.285X0.2850.9268/0.9268/1.8536電機(jī)500.260無(wú)：3.3800槳70.260無(wú)0.4732電調(diào)200.100無(wú)0.2000控制器600.050*0.0500.010X0.0100.0125/0.0125/0.025電池1870.110*0.0300.11X0.030.1886/0.0140/0.2026X方向旋轉(zhuǎn)2X(67.5+57+20)0.2852X0.2859.0427Y方向旋轉(zhuǎn)2X(67.5+57+20)0.2852X0.2859.2218Z方向旋轉(zhuǎn)4X(67.5+57+20)0.2854X0.28518.2690依據(jù)動(dòng)力學(xué)模型推導(dǎo)傳遞函數(shù)是為了在 Simulink下可以搭出模型為目的，這樣我們就需要對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器控制量進(jìn)行歸類(lèi)。四旋翼無(wú)人飛行器有四個(gè)飛行控制量分別為：升降，橫滾，俯仰，偏航。通過(guò)對(duì)旋槳控制實(shí)現(xiàn)在四個(gè)通道上產(chǎn)生力的作用，實(shí)現(xiàn)四旋翼無(wú)人飛行器各種運(yùn)動(dòng)。通過(guò)簡(jiǎn)化模型，依據(jù)實(shí)驗(yàn)在理想環(huán)境下完成，忽略擾動(dòng)量和空氣阻力，得到:（3-26）（3-27）（3-28）通過(guò)對(duì)旋轉(zhuǎn)方向控制通道分析得到控制量，分別為：（3-29）（3-30）（3-31）（3-32）（3-33）（3-34）得到僅僅控制俯仰角度的狀態(tài)方程為：=+ （3-35）或 （3-36）通過(guò)計(jì)算得到狀態(tài)方程為：（s）=31.5171/s（s+l/） 或（s）=31.5171/s（s+l/） （3-37）得到僅僅控制橫滾角度的狀態(tài)方程為：=+ （3-38）或 （3-39）計(jì)算得到狀態(tài)方程為：（s）=30.9050/s（s+l/） 或（s）=30.9050/s（s+l/） （3-40）控制偏航角度的狀態(tài)方程為：=+ （3-41）或 （3-42）通過(guò)計(jì)算得到狀態(tài)方程為：（s）=15.6002/s（s+l/） 或（s）=15.6002/s（s+l/） （3-43）通過(guò)上述方法得到關(guān)于偏航角度的控制方程，但是在實(shí)際過(guò)程中，我們不僅僅對(duì)偏航角度有控制要求，更多的是對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器的位置有控制要求，所以在針對(duì)偏航角度建模的同時(shí)，建立四旋翼無(wú)人飛行器的位移方程，得到其傳遞函數(shù)。同樣需要通過(guò)簡(jiǎn)化模型，依據(jù)實(shí)驗(yàn)在理想環(huán)境下完成，忽略擾動(dòng)量和空氣阻力，由于在小角度運(yùn)動(dòng)，所以將方程簡(jiǎn)化為：=+++-mg （3-44）1,1得：m=*+ （3-45）m=*+ （3-46）m=+ （3-47）z方向上的高度控制得到方程：=Z，=Z （3-48）得到方向位移和橫滾角度的狀態(tài)方程為：=+ （3-49）（3-50）得到傳遞函數(shù)為：（s）=1.2121/s（s+/） （3-51）由于需要控制飛行器在垂直方向上懸停后在實(shí)現(xiàn)在 X、Y方向上的線(xiàn)性運(yùn)動(dòng)，所以在垂直方向上的加速度為0,即在Z軸上的加速度為0，經(jīng)過(guò)查表得到本地重力加速度為g=9.7986得到：0=-mg （3-52）=mg （3-53）上述方程得到在方向上的狀態(tài)方程：=x，= （3-54）=y，= （3-55）得到方向位移和橫滾角度的狀態(tài)方程為：=+ （3-56）（3-57）得：（s）=9.7986/s（s+/） （3-58）得到方向位移和橫滾角度的狀態(tài)方程為：=+ （3-59）（3-60）得到傳遞函數(shù)為：（s）=9.7986/s（s+/） （3-61）得到位移傳遞函數(shù)為：x(s)=(s)(s)=302.825733/(s+/)(s+l/ (3-62)y(s)=(s)(s)=308.82345606/(s+/)(s+l/) (3-63)通過(guò)上述過(guò)程得到了各個(gè)通道上的傳遞函數(shù)，通過(guò)直線(xiàn)運(yùn)動(dòng)的運(yùn)動(dòng)學(xué)分析得到了直線(xiàn)運(yùn)動(dòng)位移是和旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)存在耦合的，這就需要通過(guò)分步求傳函，再在Matlab的Simulink中搭建傳遞函數(shù)關(guān)系，完成控制器設(shè)計(jì)。本章針對(duì)現(xiàn)有四旋翼無(wú)人飛行器結(jié)構(gòu)，建立機(jī)體坐標(biāo)系，比對(duì)慣性坐標(biāo)系，并對(duì)飛行器進(jìn)行力學(xué)分析。通過(guò)選取四旋翼無(wú)人飛行器在運(yùn)動(dòng)過(guò)程中的受力分析，完成對(duì)其動(dòng)力學(xué)模型的建立，包括三軸平移運(yùn)動(dòng)分量和轉(zhuǎn)動(dòng)分量運(yùn)動(dòng)學(xué)方程，并計(jì)算飛行器轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，進(jìn)一步推出四旋翼無(wú)人飛行器在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和直線(xiàn)運(yùn)動(dòng)上的傳遞函數(shù)，為四旋翼無(wú)人飛行器的飛行控制器的設(shè)計(jì)提供了可靠的控制模型。第四章四旋翼飛行器控制算法研究對(duì)四旋翼飛行器做控制仿真，可以驗(yàn)證飛行器的模型的正確性和測(cè)試控制算法的可靠性。飛行器的控制仿真采用MATLAB/SIMULINK作為仿真工具。本章主要分為兩部分，第一部分主要介紹飛控系統(tǒng)仿真環(huán)境，第二部詳細(xì)闡述和分析飛控系統(tǒng)的仿真。仿真分為姿態(tài)控制系統(tǒng)的仿真、高度控制系統(tǒng)的仿真和加速度控制系統(tǒng)的仿真。對(duì)仿真曲線(xiàn)做深入的研究和分析，驗(yàn)證控制器設(shè)計(jì)的準(zhǔn)確性和有效性。4.1仿真平臺(tái)本文采用的仿真平臺(tái)是MATLAB/SIMULINK。MATLAB可以實(shí)現(xiàn)矩陣計(jì)算和科學(xué)數(shù)據(jù)的可視化，還有對(duì)線(xiàn)性和非線(xiàn)性進(jìn)行動(dòng)態(tài)建模等等。將這樣多的功能都集中到一個(gè)非常容易使用的窗口環(huán)境中。 為許多科學(xué)研究、工程設(shè)計(jì)以及數(shù)值計(jì)算等眾多科學(xué)領(lǐng)域有很大的幫助，并且在很大程度上擺脫了傳統(tǒng)編程語(yǔ)言的編程模式。MATLAB有以下幾個(gè)優(yōu)點(diǎn)：1） 學(xué)習(xí)使用相對(duì)其他的仿真軟件容易一些；2） 當(dāng)模型或者矩陣建成，軟件可以自動(dòng)并且迅速的生成相對(duì)優(yōu)化的代碼；3） 可以作為一個(gè)運(yùn)算工具使用，并且同時(shí)具備了編程功能；4） 編程語(yǔ)言相對(duì)容易讀懂，編譯錯(cuò)誤很容易鎖定。MATLAB主要的缺點(diǎn)主要是在運(yùn)算速度上，在多數(shù)情況下速度都比編譯語(yǔ)言的運(yùn)算速度慢。在SIMULINK中，不需要使用大量的程序，而是利用鼠標(biāo)的操作模型庫(kù)中的模型構(gòu)造系統(tǒng)。SIMULINK的在很多方面都可以使用，結(jié)構(gòu)流程也是比較清晰，同事還具有效率高和靈活等的特點(diǎn)。 SIMULINK在控制理論和數(shù)字信號(hào)處理中的應(yīng)用飛行廣泛。同時(shí)還有許多的第三方軟件和硬件可以應(yīng)用至USIMULINK上。4.2PID控制原理飛行器仿真模塊：根據(jù)上述介紹的四軸飛行器是由電壓驅(qū)動(dòng)直流無(wú)刷電機(jī)轉(zhuǎn)

動(dòng)，產(chǎn)生升力。利用前后左右的升力的平衡來(lái)控制飛行器的滾轉(zhuǎn)和俯仰角， 以此達(dá)到控制控制飛行器的姿態(tài)的目的。偏航角是繞Z軸旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生的角度，控制偏航角可以控制飛行器的轉(zhuǎn)向，有利于控制飛行器的飛行方向，以便確定飛行器的飛行軌跡?？刂破浇窃谡Ｇ闆r下，難度比控制其他兩個(gè)角度的難度大，因?yàn)槿菀资艿酵饨绛h(huán)境的影響，為造成飛行器出現(xiàn)偏航角旋轉(zhuǎn)的問(wèn)題。但是偏航角對(duì)于飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定影響并不是很大。在控制飛行器懸停上，偏航角的持續(xù)旋轉(zhuǎn)可常規(guī)的PID控制由比例單元，積分單元和微分單元三部分組成：圖4.1PID控制結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖圖4.1PID控制結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖1） 比例調(diào)節(jié)作用：系統(tǒng)偏差的比例反應(yīng)，調(diào)節(jié)使得系統(tǒng)偏差減小。2） 積分調(diào)節(jié)作用：是使系統(tǒng)消除穩(wěn)態(tài)誤差，提高無(wú)差度。3） 微分調(diào)節(jié)作用：微分作用反映系統(tǒng)偏差信號(hào)的變化率，具有預(yù)見(jiàn)性，能預(yù)見(jiàn)偏差變化的趨勢(shì)，因此能產(chǎn)生超前的控制作用，在偏差還沒(méi)有形成之前，已被微分調(diào)節(jié)作用消除。其中，比例項(xiàng)可以使系統(tǒng)反應(yīng)靈敏，速度加快，但是比例作用過(guò)大會(huì)破壞閉環(huán)系統(tǒng)穩(wěn)定性，使系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能變壞，太小則響應(yīng)速度太慢；積分項(xiàng)可以消除穩(wěn)態(tài)誤差，積分作用過(guò)大會(huì)造成系統(tǒng)穩(wěn)定性下降，存在著超調(diào)現(xiàn)象，積分作用過(guò)小則會(huì)使過(guò)渡過(guò)程緩慢；微分項(xiàng)用來(lái)增加系統(tǒng)的穩(wěn)定性，減少了系統(tǒng)的超調(diào)量，從而改善系統(tǒng)的動(dòng)態(tài)特性，但抗干擾能力降低在PID控制中，由于自身結(jié)構(gòu)的限制，常常需要在動(dòng)態(tài)性能和穩(wěn)態(tài)性能中做出取舍，結(jié)合實(shí)際的四旋翼直升機(jī)模型，通過(guò)人為引入四個(gè)控制量u，把非線(xiàn)性禍合模型分解成四個(gè)獨(dú)立的控制通道，四旋翼直升機(jī)整個(gè)系統(tǒng)可看作由線(xiàn)運(yùn)動(dòng)和角運(yùn)動(dòng)兩個(gè)子系統(tǒng)構(gòu)成， 角運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)影響線(xiàn)運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)，而線(xiàn)運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)不影響角運(yùn)動(dòng)子系統(tǒng)。4.3PID控制算法4.3.1陀螺儀數(shù)據(jù)PI控制算法針對(duì)陀螺儀數(shù)據(jù)的四旋翼無(wú)人飛行器PI控制算法詳解、控制器設(shè)計(jì)及仿真模型建立陀螺儀數(shù)據(jù)只能獲得四旋翼無(wú)人飛行器在角度變化過(guò)程中數(shù)值變化， 所以通過(guò)對(duì)陀螺儀數(shù)據(jù)積分得到角度值，對(duì)角速度控制能夠?qū)崿F(xiàn)抵抗外界力矩?cái)_動(dòng)?？刂扑惴▽?duì)陀螺儀采集的角度進(jìn)行PI計(jì)算即可以完成飛行器的穩(wěn)定控制，比例調(diào)節(jié)的作用是使四旋翼無(wú)人飛行器能夠產(chǎn)生對(duì)于外界干擾的抵抗力矩， 積分調(diào)節(jié)的作用是檢測(cè)四旋翼無(wú)人飛行器到旋轉(zhuǎn)了多少角度，實(shí)現(xiàn)飛行器的姿態(tài)飛回水平面。PI控制算法詳解比例調(diào)節(jié)的作用，對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器進(jìn)行飛行觀測(cè)，四旋翼無(wú)人飛行器能夠抵抗外界的干擾力矩的作用，只要手快速的嘗試改變四旋翼無(wú)人飛行器的角度狀態(tài)，四旋翼無(wú)人飛行器就會(huì)產(chǎn)生一個(gè)抵抗力矩。 但是，如果用手將四旋翼無(wú)人飛行器扳過(guò)一個(gè)角度并保持不變，則四旋翼無(wú)人飛行器無(wú)法自己回到水平的角度位置，這就需要積分的調(diào)節(jié)作用。積分調(diào)節(jié)作用，對(duì)陀螺儀角速度的積分得到實(shí)際四旋翼無(wú)人飛行器旋轉(zhuǎn)的角度，如果四旋翼無(wú)人飛行器有一個(gè)傾斜角度， 那么四軸就會(huì)自己進(jìn)行調(diào)整，直到四軸的傾角為零，它所產(chǎn)生的抵抗力是與角度成正比的，但是，如果只有積分的作用，會(huì)使四旋翼無(wú)人飛行器迅速產(chǎn)生振蕩，此過(guò)程中比例作用抑制了角度的快速變化，因此，必須將比例和積分結(jié)合起來(lái)一起使用，基本上就能實(shí)現(xiàn)四旋翼無(wú)人飛行器穩(wěn)定飛行的效果。在飛行過(guò)程中由于傳感器的誤差等原因，陀螺儀不可避免的產(chǎn)生漂移，這就需要在控制回路中加入遙控?cái)?shù)據(jù)來(lái)校正飛行姿態(tài)，在對(duì)角速度進(jìn)行了 PI調(diào)節(jié)之后，將操縱桿的值融合到結(jié)果中去，并對(duì)得到的新的值有進(jìn)行了一次 PI計(jì)算，這個(gè)積分參數(shù)很小，使用這個(gè)積分的作用因?yàn)?。四旋翼無(wú)人飛行器在有一個(gè)非常小的傾角的情況下產(chǎn)生的抵抗力矩很小，無(wú)法使四旋翼無(wú)人飛行器回到水平位置，這就會(huì)導(dǎo)致無(wú)論怎么手動(dòng)調(diào)節(jié)微調(diào)， 四軸都很難做到懸停，會(huì)不停得做水平漂移運(yùn)動(dòng)，這就必須不停的使用遙控進(jìn)行調(diào)整。PI控制器設(shè)計(jì)PI控制算法可表示為：u(k)=e(k)+ (4-1)依照控制器原理和已有反饋信號(hào)，設(shè)計(jì)控制器，控制器依照角速度為控制輸入，控制對(duì)象采用第三章中的四旋翼無(wú)人飛行器模型。在 Matlab中的Simulink搭建控制系統(tǒng)，控制系統(tǒng)采用對(duì)角速度進(jìn)行控制，前提是飛行器已經(jīng)穩(wěn)定飛行，但是受到擾動(dòng)，通過(guò)對(duì)角速度的 PI控制使得四旋翼無(wú)人飛行器保持穩(wěn)定，系統(tǒng)仿真圖如圖4.2所示。積分得到角度 p圖4.2PI控制器的角度控制系統(tǒng)仿真圖4.3.2PID控制算法針對(duì)陀螺儀和加速度傳感器數(shù)據(jù)融合后的PID控制算法詳解、控制器設(shè)計(jì)及仿真模型建立經(jīng)過(guò)對(duì)陀螺儀和加速度傳感器的數(shù)據(jù)融合，能夠得到四旋翼無(wú)人飛行器的機(jī)體坐標(biāo)系和慣性坐標(biāo)系的相對(duì)角度變化，即能夠通過(guò)對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器的角度控制完成飛行控制過(guò)程，實(shí)現(xiàn)飛行器的穩(wěn)定飛行。1)PID控制算法詳解比例調(diào)節(jié)的作用，對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器進(jìn)行飛行觀測(cè)，比照慣性坐標(biāo)系，當(dāng)出現(xiàn)角度偏差時(shí)，比例調(diào)節(jié)立即產(chǎn)生作用，將角度向著零點(diǎn)運(yùn)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)四旋翼無(wú)人飛行器的穩(wěn)定飛行，比例系數(shù)大，可以加快調(diào)節(jié)，減少誤差，但是過(guò)大的比例，使四旋翼無(wú)人飛行器穩(wěn)定性下降。這時(shí)采用絕對(duì)角度進(jìn)行控制，無(wú)論將四旋翼無(wú)人飛行器拉到一個(gè)角度上，四旋翼無(wú)人飛行器也能回到平衡位置上，但是由于只存在比例作用，不能消除四旋翼無(wú)人飛行器的穩(wěn)態(tài)誤差。積分調(diào)節(jié)作用，是使四旋翼無(wú)人飛行器消除穩(wěn)態(tài)誤差，提高無(wú)差度。即使有一個(gè)小的角度變化，通過(guò)長(zhǎng)時(shí)間的積分作用都能夠顯現(xiàn)出來(lái)，對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器的姿態(tài)變化產(chǎn)生影響，積分時(shí)間常數(shù)T，T越小，積分作用就越強(qiáng)。反之T大，則積分作用弱，積分調(diào)節(jié)動(dòng)態(tài)響應(yīng)變慢，但實(shí)現(xiàn)無(wú)差姿態(tài)調(diào)節(jié)是必須的。微分調(diào)節(jié)作用，反映四旋翼無(wú)人飛行器偏航角度偏差信號(hào)的變化率，具有預(yù)見(jiàn)角度變化趨勢(shì)，實(shí)現(xiàn)姿態(tài)的超前控制，在偏航角度偏差還沒(méi)有形成之前，實(shí)現(xiàn)對(duì)偏差的消除。因此，改善四旋翼無(wú)人飛行器的動(dòng)態(tài)性能。2)PID控制器設(shè)計(jì)PID控制算法可表示為：u(k)=e(k)++(e(k)-e(k-1))/ (4-2)第k次采樣偏差，其中T為采樣時(shí)間采用偏航角度和位置作為輸入數(shù)據(jù)，

控制對(duì)象采用第三章中的四旋翼無(wú)人飛行器模型。在 Matlab中的Simulink搭建控制系統(tǒng)，控制量采用角度控制，角度控制器系統(tǒng)仿真圖如圖 4.3所示。圖4.3PID控制器的角度控制系統(tǒng)仿真圖位移控制器系統(tǒng)仿真圖設(shè)計(jì)如圖4.4所示。圖4.4PID控制器的位置控制系統(tǒng)仿真圖4.3.3積分分離PID控制算法針對(duì)陀螺儀和加速度傳感器數(shù)據(jù)融合后的積分分離 PID控制算法詳解、控制器設(shè)計(jì)及仿真模型建立飛行控制部分采用 PID控制完成飛行器的控制積分分離的PID控制，在大的范圍內(nèi)采用PD控制，對(duì)飛行器在角度控制上實(shí)現(xiàn)快速控制四旋翼無(wú)人飛行器回到小角度控制階段，在小的范圍內(nèi)采用 PID控制，實(shí)現(xiàn)消除四旋翼無(wú)人飛行器的穩(wěn)態(tài)誤差，實(shí)現(xiàn)四旋翼無(wú)人飛行器調(diào)節(jié)的穩(wěn)定，實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行。積分分離PID控制算法詳解積分分離控制基本思路是：當(dāng)被控量與設(shè)定值偏差較大時(shí)，取消積分作用，以免由于積分作用使系統(tǒng)穩(wěn)定性降低， 超調(diào)量增大；當(dāng)被控量接近給定值時(shí)，引入積分控制，以便消除靜差，提高控制精度。當(dāng)四旋翼無(wú)人飛行器偏航角度有較大偏差時(shí)采用PD控制，使得飛行器快速到達(dá)給定值位置，當(dāng)在給定值范圍內(nèi)時(shí)，采用PID控制可以有效的消除四旋翼無(wú)人飛行器的偏航角度靜差，實(shí)現(xiàn)四旋翼無(wú)人飛行器的穩(wěn)定飛行。積分分離PID控制器設(shè)計(jì)積分分離PID控制器具體實(shí)現(xiàn)步驟如下：根據(jù)具體系統(tǒng)，人為設(shè)定閾值△>0;當(dāng)e(k)>△時(shí)，采用PD控制；當(dāng)e(k)<△時(shí)，采用PID控制；積分分離PID控制算法可表示為：u(k)=e(k)++(e(k)-e(k-1))/ (4-3)其中，T為采樣時(shí)間，a為積分項(xiàng)的開(kāi)關(guān)系數(shù)：= (4-4)積分分離PID控制算法的程序流程圖如圖4.5所示：

開(kāi)始▼\結(jié)束一-^開(kāi)始▼\結(jié)束一-^圖4.5積分分離PID控制算法流程圖采用偏航角度和位置作為輸入數(shù)據(jù)，控制對(duì)象采用第三章中的四旋翼無(wú)人飛行器模型。在Matlab中的Simulink搭建控制系統(tǒng)，控制量采用角度控制，角度控制器系統(tǒng)仿真圖如圖4.6所示。圖4.6積分分離PID控制器的角度控制系統(tǒng)仿真圖位移控制器系統(tǒng)仿真圖如圖4.7所示。位移控制器系統(tǒng)仿真圖如圖4.7所示。圖4.7積分分離PID控制器的位置控制系統(tǒng)仿真圖+Os4.4控制算法仿真4.4.1PI控制仿真用Matlab軟件進(jìn)行仿真，其中采用數(shù)字PI控制器，采樣時(shí)間為1ms,進(jìn)行100ms的脈沖信號(hào)仿真，然后進(jìn)行階躍響應(yīng)仿真，以Kp=1、Ki=0.9得到仿真結(jié)果如圖所示。下圖橫坐標(biāo)單位：秒，縱坐標(biāo)單位：度。

圖4.8不加控制器時(shí)系統(tǒng)脈沖響應(yīng)

圖4.10加比例控制器后積分輸出圖4.11PI控制器系統(tǒng)階躍響應(yīng)4.4.2PID控制仿真用Matlab軟件進(jìn)行仿真，其中離散化處理時(shí)，采樣時(shí)間為 1ms,進(jìn)行階躍響應(yīng)仿真，因?yàn)樗男頍o(wú)人飛行器模型傳遞函數(shù)建立過(guò)程中做了相應(yīng)的簡(jiǎn)化， 所以在控制角度上要保證簡(jiǎn)化的約束條件， 偏航角度小于5°，角度控制器PID參數(shù)為Kp=2、Ki=0.9、Kd=1;位移控制器中角度PID參數(shù)為Kp=90、Ki=11.4、Kd=11,位移PID參數(shù)為Kp=10、Ki=1.2、Kd=60;圖是偏航角度和位移仿真曲線(xiàn)。下圖中角度曲線(xiàn)橫坐標(biāo)單位：秒，縱坐標(biāo)單位：度。下圖中位移曲線(xiàn)橫坐標(biāo)單位：秒，縱坐標(biāo)單位：米。圖4.12角度階躍響應(yīng)曲線(xiàn)仿真圖圖4.13位移階躍響應(yīng)下角度曲線(xiàn)仿真圖圖4.14位移階躍響應(yīng)曲線(xiàn)仿真圖4.4.3積分分離PID控制仿真積分分離PID控制仿真用Matlab軟件進(jìn)行仿真，其中離散化處理時(shí)，采樣時(shí)間為1ms,位移控制△=0.6，角度控制△=3,位移控制器中角度PD控制器參數(shù)為Kp=90、Kd=11,PID參數(shù)為Kp=90、Ki=11.4、Kd=11位移PD控制器參數(shù)為，Kp=10、Kd=60,PID控制參數(shù)為Kp=90、Ki=11.4、Kd=11，進(jìn)行階躍響應(yīng)仿真，控制要求如PID控制器。下圖位移曲線(xiàn)橫坐標(biāo)單位：秒，縱坐標(biāo)單位：米。圖4.15位移階躍響應(yīng)曲線(xiàn)仿真圖第五章總結(jié)5.1論文總結(jié)四旋翼無(wú)人飛行器的研究涉及多學(xué)科，涵蓋多領(lǐng)域的復(fù)雜題目，所以其研究是一個(gè)長(zhǎng)期積累的過(guò)程，需要經(jīng)過(guò)幾年的發(fā)展才能達(dá)到預(yù)期的設(shè)想功能，過(guò)程中需要大量的查閱資料，了解國(guó)內(nèi)外發(fā)展的現(xiàn)狀，了解先進(jìn)技術(shù)的發(fā)展方向，將相應(yīng)的技術(shù)靈活的運(yùn)用到四旋翼飛行器平臺(tái)上，實(shí)現(xiàn)更靈活的控制，達(dá)到更高的要求。研究過(guò)程需要對(duì)四旋翼無(wú)人飛行器進(jìn)行機(jī)械結(jié)構(gòu)，飛行動(dòng)力學(xué)，控制算法，動(dòng)力系統(tǒng)等等進(jìn)行最優(yōu)化設(shè)計(jì)和研究。實(shí)現(xiàn)四旋翼無(wú)人飛行器高水平的研究，也是一個(gè)長(zhǎng)期堅(jiān)持的過(guò)程。微小型四旋翼直升機(jī)以其新穎的外形，低廉的成本，簡(jiǎn)單的結(jié)構(gòu)，卓越的性能獨(dú)特的飛行方式以及在軍用和民用方面廣闊的應(yīng)用前景吸引著廣大科研人員，成為國(guó)際上研究的熱點(diǎn)國(guó)內(nèi)則處于起步階段，發(fā)展的空間還很大，很多問(wèn)題有待我們?nèi)?/p>