四旋翼飛行器設(shè)計資料-畢業(yè)論文

1、<p>　　四旋翼飛行器的設(shè)計 </p><p><b>　　查重98%</b></p><p>　　四旋翼微型飛行器是一種以4個電機作為動力裝置.通過調(diào)節(jié)電機轉(zhuǎn)速來控制飛行的欠驅(qū)動系統(tǒng);為了實現(xiàn)四旋翼微型飛行器的自主飛行控制,對飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行了初步設(shè)計,并且以C8051F020單片機為計算控制單元,給出了飛行控制系統(tǒng)的硬件設(shè)計,研究了設(shè)計中的關(guān)鍵技術(shù);由

2、于采用貼片封裝和低功耗的元器件,使飛行器具有重量輕、體積小、功耗低的優(yōu)點;經(jīng)過多次室內(nèi)試驗,該硬件設(shè)計性能可靠,能滿足飛行器起飛、懸停、降落等飛行模態(tài)的控制要求.</p><p>　　一． 微小型四旋翼飛行器的發(fā)展前景 </p><p>　　根據(jù)微小型四旋翼飛行器發(fā)展現(xiàn)狀和相關(guān)高新技術(shù)發(fā)展趨勢 ， 預(yù)計它將有以下發(fā)展前景。 </p><p>　　1 )隨著相關(guān)研究

3、進(jìn)一步深入 ，預(yù)計在不久的將 來小型四旋翼飛行器技術(shù)會逐步走 向成熟與實用 。任務(wù)規(guī)劃、飛行控制、無 G P S導(dǎo)航、 視覺和通信等子 系統(tǒng)將進(jìn)一步健全和完善，使其具有自主起降和全 天候抗干擾穩(wěn)定飛行能力 。它未來 的主要技術(shù) 指 標(biāo)： 任務(wù)半徑 5 k m，飛行高度 1 0 0 m，續(xù)航時間 1 h ，有效載荷約 5 0 0 g ， 完全能夠填補目前國際上在該范 圍內(nèi)偵察手段的空白。 </p><p>　　

4、2 )未來的微型四旋翼飛行器將完全能夠達(dá)到美國國防預(yù)研局對 M A V基本技術(shù)指標(biāo)的要 求。 隨著低雷諾數(shù)空氣 動力學(xué)研究 的深入 ， 以及納米和 M E MS 技術(shù)的發(fā)展 ，四旋翼 M A V必然取得理論和工 程上的突破。它將是一種有 4個旋翼的可飛行傳感 器芯片， 是一個集成多個子系統(tǒng) ( 導(dǎo)航與控制、 動力 與能源、 任務(wù)與通信等子系統(tǒng)) 的高度復(fù)雜ME M S系 統(tǒng)；不但能夠在空中懸停和向任意方向機動飛行， 還 </p&g

5、t;<p>　　能飛臨、繞過甚至是穿過 目標(biāo)物體。此外 ，它還將擁有良好的隱身功能和信息傳輸能力。 </p><p>　　3 )微小型四旋翼飛行器的編隊飛行與作戰(zhàn)應(yīng) </p><p>　　在未來的戰(zhàn)爭中，微小型四旋翼飛行器 的任 務(wù)之一將是對敵方進(jìn)行電子干擾并攻擊其核心目標(biāo)。單個微小型飛行器的有 效載荷量畢竟有限，難以有效地完成任務(wù)，而編 隊飛行 與作 戰(zhàn)不僅可以極 大地提

6、高有效載荷量，還能夠增強其突防能力。 </p><p>　　二．四旋翼飛行器的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀</p><p>　　目前世界上存在的四旋翼飛行器基本上都屬于微小型無人飛行器，一般可分為3類：遙控航模四旋翼飛行器、小型四旋翼飛行器以及微型四旋翼飛行器。</p><p>　　(1)遙控航模四旋翼飛行器</p><p>　　遙控航模四旋翼飛行器的典

7、型代表是美國Dfaganflyer公司研制的Dragan．flyer III和香港銀輝(silverlit)玩具制品有限公司研制的X．UFO。Draganflyer III是一款世界著名的遙控航模四旋翼飛行器，主要用于航拍。機體最大長度(翼尖到翼尖)76．2cm，高18cm，重481．19：旋翼直徑28cm，重69；有效載荷113．29；可持續(xù)飛行16--20min。Draganflyer III采用了碳纖維和高性能塑料作為機體材料，其

8、機載電子設(shè)備可以控1書1]4個電機的轉(zhuǎn)速。另外，還使用了3個壓電晶體陀螺儀進(jìn)行姿態(tài)增穩(wěn)控制【5J。X．UFO機體最大長度68．5cm，高14cm；持續(xù)飛行時間約5min；遙控距離可達(dá)100m。X．UFO的旋翼被置于發(fā)泡聚丙烯(EPp),tJ成的圓環(huán)中，比Draganflyer III有更好的安全性[471。(2)小型四旋翼飛行器</p><p>　　世界上對小型四旋翼飛行器的研究主要集中在3個方面：基于慣導(dǎo)的自主

9、飛行控制、基于視覺的自主飛行控制和自主飛行器系統(tǒng)方案，其典型代表分別是：瑞士洛桑聯(lián)邦科技學(xué)院的OS4、賓夕法尼亞大學(xué)的HMX4和佐治亞理工大學(xué)的GTMRAS</p><p>　　OS4是EPFL自動化系統(tǒng)實驗室開發(fā)的一種電動小型四旋翼飛行器，研究的重點是機構(gòu)設(shè)計方法和自主飛行控制算法，目標(biāo)是要實現(xiàn)室內(nèi)和室外環(huán)境中的完全自主飛行。目前，該項目已經(jīng)進(jìn)行了兩個階段。OS4 I最大長度約73cm，質(zhì)量為2359g；它使用

10、TDraganflyer III的旋翼和十字框架，4個Faulhaber 1724電機，以及一個Xsense的MT9．B微慣性測量單元。研究人員通過萬向節(jié)將它固定于飛行測試平臺之上，使其只具有3個轉(zhuǎn)動自由度；能源供給、數(shù)據(jù)處理、電機驅(qū)動模塊以及飛行控制單元都由飛行器外部提供；至2004年，已經(jīng)分別基于多種控制算法(例如：PID、LQ、Backstepping、Sliding—mode)，實現(xiàn)了飛行器姿態(tài)控制【6’7】。OS4II的機身最

11、大長度72cm，重5209；機載2309的鋰電池，能提供自主飛行</p><p>　　30min的能量。它與OS4 I的區(qū)別主要有：使用了槳葉面積更大的新旋翼；使用了更輕、功率更大的LRK無刷電機BLDC；使用皮帶減速裝置代替了電機減速箱；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OS4 II在室內(nèi)環(huán)境中基于慣導(dǎo)的自主懸停控制。HMX4在機構(gòu)上與D

12、raganflyer III相似，最大長度76cm，重約7009，機體底部有5個彩色標(biāo)記。地面攝像頭跟蹤并測量標(biāo)記的位置與面積，從而計算獲得飛行器的3個姿態(tài)角(角速率則由3軸陀螺儀測量獲得，主要用于飛行器姿態(tài)增穩(wěn)控制)和位置。研究人員將整個系統(tǒng)安裝在一個實驗平臺上(該實驗平臺只對飛行器在水平面內(nèi)的運動范圍進(jìn)行了限制)，實現(xiàn)了自主懸?？刂?，使用的控制算法是Backsteppingl81。最近，HMX4研究人員又開發(fā)了一套基于機載和地面雙攝

13、像頭的視覺定位與定姿系統(tǒng)，進(jìn)一步提高了測量的精度。這種基于視覺的飛行控制方法可以很好地應(yīng)用于一些特殊的任務(wù)，比如：在固定平臺自主起飛與降落，與地面可移動機器人協(xié)同等。GTMARS是佐治亞理工大學(xué)面向火星探測任務(wù)而設(shè)計的CAD無人機</p><p>　　(3)微型四旋翼飛行器</p><p>　　微型飛行器(㈣從一開始就引起了人們極大的興趣，斯坦福大學(xué)的 Mesicopter是目前世界最著名

14、、最重要的MAV之～。Mesicopter是斯坦福大學(xué)的研究小組在NASA支持下，為研究微型旋翼飛行器技術(shù)而設(shè)計的。機身為16mm×16mm方形框架；旋翼直徑1．5cm，厚度0．08mm；電機直徑3ram，重量325mg。目前已經(jīng)完成了試驗樣機在一竿臂上的離地起飛，進(jìn)一步的工作仍在繼續(xù)，最終目標(biāo)是實現(xiàn)自主飛行和多飛行器協(xié)同完成具體任務(wù)</p><p>　　三．課題研究的科學(xué)意義與發(fā)展前景</p&g

15、t;<p>　　飛行控制問題是微小型四旋翼無人直升機研制的關(guān)鍵問題，主要有兩方面的困難。首先，對其進(jìn)行精確建模非常困難。飛行過程中，它不但同時受到多種物理效應(yīng)的作用，比如：空氣動力、重力和陀螺效應(yīng)等，還很容易受到氣流等外部環(huán)境的干擾。因此，很難獲得準(zhǔn)確的氣動性能參數(shù)，難以建立有效、準(zhǔn)確的動力學(xué)模型。因為它的復(fù)雜性，在忽略彈性振動及變形的情況下，工程中所使用的直升機模型都是經(jīng)過不同程度簡化處理的，導(dǎo)致模型建立不精確。其次，微

16、小型四旋翼無人直升機是一個具有六個自由度，而只有四個控制輸入的欠驅(qū)動系統(tǒng)(Underactuated System)。它具有多變量、非線性、強耦合和干擾敏感的特性，使得姿態(tài)控制器的設(shè)計變得非常困難。</p><p>　　根據(jù)微小型四旋翼飛行器發(fā)展現(xiàn)狀和相關(guān)高新技術(shù)發(fā)展趨勢，預(yù)計它將有以</p><p><b>　　下發(fā)展前景。</b></p><p

17、>　　(1)隨著相關(guān)研究進(jìn)一步深入，預(yù)計在不久的將來小型四旋翼飛行器技術(shù)會逐步走向成熟與實用。任務(wù)規(guī)劃、飛行控制、無GPS導(dǎo)航、視覺和通信等子系統(tǒng)將進(jìn)一步健全和完善，使其具有自主起降和全天候抗干擾穩(wěn)定飛行能力。它未來的主要技術(shù)指標(biāo)：任務(wù)半徑5km，飛行高度100m，續(xù)航時間lh，有效載荷約5009，完全能夠填補目前國際上在該范圍內(nèi)偵察手段的空白。</p><p>　　(2)未來的微型四旋翼飛行器將完全能夠達(dá)

18、到美國國防預(yù)研局對MAV基本技術(shù)指標(biāo)【10l的要求。隨著低雷諾數(shù)空氣動力學(xué)研究的深入，以及納米和MEMS技術(shù)的發(fā)展，四旋翼MAV必然取得理論和工程上的突破。它將是一種有4個旋翼的可飛行傳感器芯片，是一個集成多個子系統(tǒng)(導(dǎo)航與控制、動力與能源、任務(wù)與通信等子系統(tǒng))的高度復(fù)雜MEMS系統(tǒng)；不但能夠在空中懸停和向任意方向機動飛行，還能飛臨、繞過甚至是穿過目標(biāo)物體。此外，它還將擁有良好的隱身功</p><p><b

19、>　　能和信息傳輸能力。</b></p><p>　　(3)微小型四旋翼飛行器的編隊飛行與作戰(zhàn)應(yīng)用【14】。在未來的戰(zhàn)爭中，微小型四旋翼飛行器的任務(wù)之一將是對敵方進(jìn)行電子干擾并攻擊其核心目標(biāo)。單個微小型飛行器的有效載荷量畢竟有限，難以有效地完成任務(wù)，而編隊飛行與作戰(zhàn)不僅可以極大地提高有效載荷量，還能夠增強其突防能力。</p><p>　　總之，微小型四旋翼無人直升機飛行控

20、制技術(shù)的研究，從理論和工程的角</p><p><b>　　度都具有重要意義。</b></p><p>　　四．微小型四旋翼飛行器發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù) </p><p>　　迄今為止 ， 微小型 四旋翼 飛行 器基礎(chǔ)理論與實 </p><p>　　驗研究 已取得較大進(jìn)展 ， 但要真正走 向成熟與實用 ， </p>

21、<p>　　還面臨著諸多關(guān)鍵技術(shù)的挑戰(zhàn)。 </p><p>　　1 最優(yōu)化總體設(shè)計 </p><p>　　進(jìn)行微小型四旋翼飛行器總體設(shè)計時，需要遵循以下原則： 重量輕、 尺寸小、速度快、能耗和成本低。但這幾項原則相互之間存在著制約與矛盾， 例如：飛行器 重量相同時，其尺寸與速度、 能耗成反比 。因此， 進(jìn) 行微小型四旋翼飛行器總體設(shè)計時， 首先要根據(jù)性能 和價格選擇合適的機

22、構(gòu)材料，盡可能地減輕飛行器重量；其次，需要綜合考慮重量、尺寸、飛行速度和能耗等 因素，確保實現(xiàn)總體設(shè)計的最優(yōu)化。 </p><p><b>　　2 動力與能源 </b></p><p>　　動力裝置包括 ：旋翼、微型直流電機 、減速箱、光電碼盤和電機驅(qū)動模塊，能量由機載電池提供。微小型四旋翼飛行器的重量是影響其尺寸的主要因素，而動力與能源裝置的重量在整個機體重量中占

23、 了很大比例。對于 0 S 4 I I ，該比例就高達(dá) 7 5 ％ 。 </p><p>　　因此，研制更輕、更高效的動力與能源裝置是進(jìn)一步微小型化四旋翼飛行器的關(guān)鍵。 </p><p>　　另一方面，動力裝置產(chǎn)生升力時，消耗了絕大部分機載能量。例如， 0 S 4 I I 的電能有 9 1 ％被動力裝置消耗。要提高飛行器的效率，關(guān)鍵在于提高動力裝置的效率。除盡量提高機械傳動效率外，還

24、必須選擇合適的電機與減速比在兼顧最大效率和最大輸出功率兩項指標(biāo)的前提下將電機工作點配置在推薦運行區(qū)域內(nèi)。</p><p>　　3 數(shù)學(xué)模型的建立 </p><p>　　為實現(xiàn)對微小型四旋翼飛行器的有效控制，必須準(zhǔn)確建立其在各種飛行狀態(tài)下的數(shù)學(xué)模型。但是飛行過程中，它不僅同時受到多種物理效應(yīng) 的作用 ( 空氣動力、 重力 、 陀螺效應(yīng) 和旋翼慣量矩等 ) ， 還很 容易受到氣流等外部環(huán)境的干

25、擾 。因此，很難建立有效、 可靠的動力學(xué)模型。此外，所使用的旋翼尺 寸小、質(zhì)量輕 、易變形 ， 很難獲得準(zhǔn)確的氣動性能參 數(shù)，也將直接影響模型的準(zhǔn)確性。 建立四旋翼 M A V數(shù)學(xué)模型時，還必須深入研究和解決低雷諾數(shù)條件下旋翼空氣動力學(xué)問題。微型飛行器空氣動力學(xué)特性與常規(guī)飛行器有很大的不 同，當(dāng)前許多空氣動力學(xué)理論和分析工具均不適用，需要發(fā)展新的理論和研究手段- - 。 </p><p><b>　

26、　4 飛行控制 </b></p><p>　　微小型四旋翼飛行器是一個具有六自由度( 位 置與姿態(tài) ) 和 4個控制輸入( 旋翼轉(zhuǎn)速) 的欠驅(qū)動系 統(tǒng)( U n d e r a c t u a t e d S y s t e m) u ， 具有多變量、非線性 、強 耦合和干擾敏感的特性， 使得飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計 變得非常困難 。此外 ，控制器性能還將受到模型準(zhǔn) 確性和傳感器精度的影響。 姿態(tài)控制

27、是整個飛行控制的關(guān)鍵，因為微小型 </p><p>　　四旋翼飛行器的姿態(tài)與位置存在直接耦合關(guān)系( 俯 仰／ 橫滾直接引起機體向前后／ 左右移動) ， 如果能精 確控制飛行器姿態(tài) ， 則采用 P I D控制律就足以實現(xiàn) 其位置與速度控制。國際相關(guān)研究都著重進(jìn)行了姿 態(tài)控制器的設(shè)計與驗證， 結(jié)果表明： 盡管采用非線性 控制律能夠獲得很好的仿真效果 ， 但由于對模型準(zhǔn)確性有很強的依賴， 其實際控制效果反而不如 P I

28、 D 。因此 ， 研制既能精確控制飛行器姿態(tài)， 又具 有較強抗干擾和環(huán)境 自適應(yīng)能力的姿態(tài)控制器是微小型四旋翼飛行器飛行控制系統(tǒng)研究的當(dāng)務(wù)之急。</p><p>　　五．四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)形式和工作原理：</p><p><b>　　1.結(jié)構(gòu)形式</b></p><p>　　直升機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

29、單和最直觀的穩(wěn)定控制形式。但由于這種形式必須同時協(xié)調(diào)控制四個旋翼的狀態(tài)參數(shù)，這對駕駛員認(rèn)為操縱來說是一件非常困難的事，所以該方案始終沒有真正在大型直升機設(shè)計中被采用。這里四旋翼飛行器重新考慮采用這種結(jié)構(gòu)形式，主要是因為總距控制和周期變距控制雖然設(shè)計精巧，控制靈活，但其復(fù)雜的機械結(jié)構(gòu)卻使它無法再小型四旋翼飛行器設(shè)計中應(yīng)用。另外，四旋翼飛行器的旋翼效率相對很低，從單個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)形式無疑是一種提高四旋

30、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題，則有望通過設(shè)計自動飛行控制系統(tǒng)來解決。四旋翼飛行器采用四個旋翼作為飛行的直接動力源，旋翼對稱分布在機體的前后、左右四個方向，四個旋翼處于同一高度平面，且四個旋翼的結(jié)構(gòu)和半徑都相同，旋翼1和旋翼3 逆時針旋轉(zhuǎn)，旋翼2和旋翼4 順時針旋轉(zhuǎn)，四個電機對稱的安裝在飛行器的支架端，支架中間空間安放飛行控制計算機和外部設(shè)備。四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)形式如圖1.1所示。</p>

31、;<p>　　四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)圖（2）</p><p><b>　　2.工作原理</b></p><p>　　典型的傳統(tǒng)直升機配備有一個主轉(zhuǎn)子和一個尾槳。他們是通過控制舵機來改變螺旋槳的槳距角，從而控制直升機的姿態(tài)和位置。四旋翼飛行器與此不同，是通過調(diào)節(jié)四個電機轉(zhuǎn)速來改變旋翼轉(zhuǎn)速，實現(xiàn)升力的變化，從而控制飛行器的姿態(tài)和位置。由于飛行器是通過改變旋翼轉(zhuǎn)速

32、實現(xiàn)升力變化，這樣會導(dǎo)致其動力部穩(wěn)定，所以需要一種能夠長期保穩(wěn)定的控制方法。四旋翼飛行器是一種六自由度的垂直升降機，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輸入力，同時卻有六個狀態(tài)輸出，所以它又是一種欠驅(qū)動系統(tǒng)。</p><p>　　四旋翼飛行器結(jié)構(gòu)形式如圖所示，電機1和電機3逆時針旋轉(zhuǎn)的同時，電機2和電機4順時針旋轉(zhuǎn)，因此當(dāng)飛行器平衡飛行時，陀螺效應(yīng)和空氣動力扭矩效應(yīng)均被抵消。與傳統(tǒng)的直升機

33、相比，四旋翼飛行器有下列優(yōu)勢：各個旋翼對機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1和電機3 逆時針旋轉(zhuǎn)的同時，電機2和電機4順時針旋轉(zhuǎn)，可以平衡旋翼對機身的反扭矩。</p><p>　　四旋翼飛行器在空間共有6個自由度（分別沿3個坐標(biāo)軸作平移和旋轉(zhuǎn)動作），這6個自由度的控制都可以通過調(diào)節(jié)不同電機的轉(zhuǎn)速來實現(xiàn)?；具\動狀態(tài)分別是：（1）垂直運動；（2）俯仰運動；（3）滾轉(zhuǎn)運動；（4）偏航運動；（5）前后運

34、動；（6）側(cè)向運動。在圖3.2 中，電機1和電機3作逆時針旋轉(zhuǎn)，電機2和電機4 作順時針旋轉(zhuǎn)，規(guī)定沿x軸正方向運動稱為向前運動，箭頭在旋翼的運動平面上方表示此電機轉(zhuǎn)速提高，在下方表示此電機轉(zhuǎn)速下降。</p><p>　?。?）垂直運動：垂直運動相對來說比較容易。在圖中，因有兩對電機轉(zhuǎn)向相反，可以平衡其對機身的反扭矩，當(dāng)同時增加四個電機的輸出功率，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的重量時，四旋翼飛

35、行器便離地垂直上升；反之，同時減小四個電機的輸出功率，四旋翼飛行器則垂直下降，直至平衡落地，實現(xiàn)了沿z軸的垂直運動。當(dāng)外界擾動量為零時，在旋翼產(chǎn)生的升力等于飛行器的自重時，飛行器便保持懸停狀態(tài)。保證四個旋翼轉(zhuǎn)速同步增加或減小是垂直運動的關(guān)鍵。</p><p>　?。?）俯仰運動：電機1 的轉(zhuǎn)速上升，電機3 的轉(zhuǎn)速下降，電機2、電機4 的轉(zhuǎn)速保持不變。因為旋翼轉(zhuǎn)速的改變引起四旋翼飛行器整體扭矩及總拉力</p&

36、gt;<p>　　改變，旋翼1與旋翼3轉(zhuǎn)速該變量的大小應(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身繞y 軸旋轉(zhuǎn)（方向如圖所示），同理，當(dāng)電機1 的轉(zhuǎn)速下降，電機3 的轉(zhuǎn)速上升，機身便繞y軸向另一個方向旋轉(zhuǎn)，實現(xiàn)飛行器的俯仰運動。</p><p>　?。?）滾轉(zhuǎn)運動：改變電機2和電機4 的轉(zhuǎn)速，保持電機1和電機3 的轉(zhuǎn)速不變，則可使機身繞x 軸旋轉(zhuǎn)（正向和反向），實現(xiàn)飛行

37、器的滾轉(zhuǎn)運動。</p><p>　?。?）偏航運動：四旋翼飛行器偏航運動可以借助旋翼產(chǎn)生的反扭矩來實現(xiàn)。旋翼轉(zhuǎn)動過程中由于空氣阻力作用會形成與轉(zhuǎn)動方向相反的反扭矩，為了克服反扭矩影響，可使四個旋翼中的兩個正轉(zhuǎn)，兩個反轉(zhuǎn)，且對角線上的來年各個旋翼轉(zhuǎn)動方向相同。反扭矩的大小與旋翼轉(zhuǎn)速有關(guān)，當(dāng)四個電機轉(zhuǎn)速相同時，四個旋翼產(chǎn)生的反扭矩相互平衡，四旋翼飛行器不發(fā)生轉(zhuǎn)動；當(dāng)四個電機轉(zhuǎn)速不完全相同時，不平衡的反扭矩會引起四旋翼

38、飛行器轉(zhuǎn)動。當(dāng)電機1和電機3 的轉(zhuǎn)速上升，電機2 和電機4 的轉(zhuǎn)速下降時，旋翼1和旋翼3對機身的反扭矩大于旋翼2和旋翼4 對機身的反扭矩，機身便在富余反扭矩的作用下繞z軸轉(zhuǎn)動，實現(xiàn)飛行器的偏航運動，轉(zhuǎn)向與電機1、電機3 的轉(zhuǎn)向相反。</p><p>　?。?）前后運動：要想實現(xiàn)飛行器在水平面內(nèi)前后、左右的運動，必須在水平面內(nèi)對飛行器施加一定的力。增加電機3轉(zhuǎn)速，使拉力增大，相應(yīng)減小電機1轉(zhuǎn)速，使拉力減小，同時保持

39、其它兩個電機轉(zhuǎn)速不變，反扭矩仍然要保持平衡。飛行器首先發(fā)生一定程度的傾斜，從而使旋翼拉力產(chǎn)生水平分量，因此可以實現(xiàn)飛行器的前飛運動。向后飛行與向前飛行正好相反。飛行器在產(chǎn)生俯仰、翻滾運動的同時也會產(chǎn)生沿x、y軸的水平運動。</p><p>　?。?）傾向運動：由于結(jié)構(gòu)對稱，所以傾向飛行的工作原理與前后運動完全一樣。</p><p><b>　　六．系統(tǒng)設(shè)計</b>&l

40、t;/p><p>　　典型的傳統(tǒng)直升機配備有一個主轉(zhuǎn)子和一個尾漿。但也存在其他類型的直升機，如雙轉(zhuǎn)軸或串列式直升機，同軸直升機等。他們是通過控制舵機來改變螺旋槳的槳距角，從而控制直升機的姿態(tài)和位置。而四旋翼微型飛行器與此不同，是通過調(diào)節(jié)4個電機轉(zhuǎn)速來改變螺旋槳速度，實現(xiàn)升力的變化，從而控制飛行器的姿態(tài)和位置。四旋翼微型飛行器沒有自動傾斜器。信號其整機升力由4個電機提供。由于飛行器是通過改變螺旋槳速度實現(xiàn)升力變化，這樣

41、會導(dǎo)致其動力不穩(wěn)定，所以需要一種能20具夠確保長期穩(wěn)定的控制方法。四旋翼微型飛行器是一種六自由度的垂直起降機，因此非常適合靜態(tài)和準(zhǔn)靜態(tài)條件下飛行；但是，四旋翼直升機只有4個輸入力，同時卻有6個輸出，所以它又是一種欠驅(qū)動系統(tǒng)。圖l為四旋翼微型飛行器的結(jié)構(gòu)俯視圖。與傳統(tǒng)直升機相比，該飛行器有下列優(yōu)勢：側(cè)面電機1、3順時針旋轉(zhuǎn)的同時，前后電機2、4逆時針旋轉(zhuǎn)。因此當(dāng)飛行器平衡飛行時，陀螺效應(yīng)和空氣動力扭矩效應(yīng)均被抵消。</p>

42、<p>　　七．飛行控制器的主要功能如下：</p><p>　　1)提供多個通佰信道，使飛行器與陀螺儀、磁航向計、高度計、導(dǎo)航系統(tǒng)、地面測控系統(tǒng)通信；</p><p>　　2)提供足夠的存儲空間，以滿足復(fù)雜控制軟件的實現(xiàn)；</p><p>　　3)檢測飛行器的狀態(tài)量，包括高度、速度、航向、姿態(tài)等；</p><p>　　4)通過RS2

43、32串行接口與地面測控系統(tǒng)通訊，一方面獲取地面的控制信號．另一方面將飛行器的狀態(tài)信息回傳給地面；</p><p>　　5)飛行器能工作在手動／自主的切換模式。</p><p>　　由于四旋翼微型飛行器體積小、重量輕，在飛行中易受外界環(huán)境干擾發(fā)生飛行事故，在設(shè)計中通過地面測控系統(tǒng)，使飛行控制模式能在手動／自主方式自由切換。在手動模式時，飛行器完全由操縱者人工控制；在自主模式時，飛行器按照給定

44、任務(wù)自動控制電機完成。圖2為四旋翼微型飛行器的總體設(shè)計。</p><p><b>　　八．總結(jié)與展望 .</b></p><p>　　微小型四旋翼無人直升機在軍事、民用方面都有十分廣闊的應(yīng)用前景，其建模與非線性控制涉及多學(xué)科、多領(lǐng)域內(nèi)容。目前，國際上在這方面的研究正處于發(fā)展階段，國內(nèi)則 還處于初級階段。本文從微小型四旋翼無人直升機數(shù)學(xué)模型的建立開始，設(shè)計了兩種飛行 控

45、制算法，并利用 SR-UKF 進(jìn)行了狀態(tài)估計，研究結(jié)果對微小型四旋翼無人直升機的進(jìn)一 步研制具有重要理論和實際意義?？v觀全文，本課題主要完成了以下幾方面的工作： </p><p>　　1、綜述了微小型四旋翼無人直升機的研究現(xiàn)狀及相關(guān)技術(shù)，論述了開展這方面研究的重要意義。 </p><p>　　2、建立了微小型四旋翼無人直升機的數(shù)學(xué)模型。針對自行研制的微小型四旋翼無人 直升機原型樣機，對其旋

46、翼空氣動力學(xué)、動力系統(tǒng)和剛體動力學(xué)進(jìn)行數(shù)學(xué)建模，推導(dǎo)出了 全狀態(tài)非線性系統(tǒng)方程，并將之變換為仿射非線性形式。 </p><p>　　3、針對微小型四旋翼無人直升機的欠驅(qū)動特性，設(shè)計了基于Backstepping 的飛行控制算法。仿真實驗表明該方法能夠?qū)崿F(xiàn)微小型四旋翼無人直升機定點懸停和軌跡跟蹤飛行控制，并具有一定魯棒性。 </p><p>　　4、應(yīng)用“誤差-誤差”原理，針對微小型四旋翼無

47、人直升機的直接驅(qū)動狀態(tài)，設(shè)計了 ADRC 控制器，并利用 PD-ADRC 雙閉環(huán)控制器消除了欠驅(qū)動狀態(tài)引起的零動態(tài)。仿真結(jié) 果表明該方法能夠?qū)崿F(xiàn)微小型四旋翼無人直升機懸停控制，并具有一定魯棒性。 </p><p>　　5、采用 SR-UKF濾波方法，結(jié)合微小型四旋翼無人直升機的離散狀態(tài)方程和量測方 程，實現(xiàn)了對控制器所需狀態(tài)變量的估計，并通過仿真實驗驗證了該方法的有效性。 </p><p>

48、;　　本文僅對微小型四旋翼無人直升機的建模與非線性控制進(jìn)行了初步研究，還有許多問 題有待于進(jìn)一步深入和擴展。從實際應(yīng)用的角度來看，論文認(rèn)為有必要進(jìn)一步開展以下幾方面研究： </p><p>　　1、模型驗證。論文僅利用數(shù)學(xué)方法對微小型四旋翼無人直升機進(jìn)行了理論建模，模 型準(zhǔn)確性尚需驗證，因此有必要通過在實際系統(tǒng)上進(jìn)行系統(tǒng)辨識，得出能與數(shù)學(xué)模型相比較的辨識模型。 </p><p>　　2、控

49、制器設(shè)計及實現(xiàn)。論文中提出的控制器設(shè)計都是基于連續(xù)系統(tǒng)的，而實際的系統(tǒng)控制器設(shè)計必須基于離散系統(tǒng)進(jìn)行，因此有必要針對實際系統(tǒng)設(shè)計進(jìn)行進(jìn)一步研究。 </p><p>　　3、其它智能控制方法。不論是數(shù)學(xué)模型還是辨識模型，都不能完整地反映微小型四旋翼無人直升機的特性，論文僅利用Backstepping 和ADRC 方法進(jìn)行了初步的嘗試，其它如神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)、遺傳算法、專家系統(tǒng)等智能控制方法在微小型四旋翼無人直升機上的應(yīng)用同

50、樣是值得研究的內(nèi)容。 </p><p>　　4、狀態(tài)估計方法的進(jìn)一步完善。論文的狀態(tài)估計部分只考慮了幾種典型的誤差，而且只是進(jìn)行了理論性的仿真實驗，并沒有針對實際的慣性測量器件進(jìn)行研究，這遠(yuǎn)不能滿足實際應(yīng)用的要求，還需要做進(jìn)一步的研究。</p><p><b>　　九．材料</b></p><p>　　機身和:螺旋槳材料為鋁合金。需四個電動馬達(dá)