飛行器自主控制技術(shù)研究

飛行器自主控制技術(shù)研究,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 摘要 隨著自動(dòng)控制技術(shù)和智能決策技術(shù)的不斷發(fā)展，無人機(jī)憑借其低成本，零傷亡，可重復(fù)使用和高機(jī)動(dòng)等優(yōu)點(diǎn)，成為了當(dāng)代戰(zhàn)爭(zhēng)的重要作戰(zhàn)工具之一，有著不可替代的作用。旋翼式飛行器作為一種無人機(jī)，其起飛和降落所需空間較少，在障礙物密集環(huán)境下的操控性較高，以及飛行器姿態(tài)保持能力較強(qiáng)的優(yōu)點(diǎn)，在民用和軍事領(lǐng)域都有廣泛的應(yīng)用前景。尤其是近年來對(duì)四旋翼飛行器的研究成果較多，融合了自動(dòng)控制、傳感以及計(jì)算機(jī)科學(xué)等諸多技術(shù)，成為了未來無人機(jī)的主要發(fā)展趨勢(shì)，并成為目前重點(diǎn)的研究對(duì)象。 由于四旋翼飛行器具有體積小、重量輕、功耗低、具有多變量、非線性、強(qiáng)耦合、欠驅(qū)動(dòng)等特性，其控制問題一直是該領(lǐng)域的研究重點(diǎn)。本論文的主要工作如下： 1）本文首先對(duì)小型四旋翼飛行器的國內(nèi)外研究現(xiàn)狀進(jìn)行了簡單的介紹；介紹四旋翼無人飛行器涉及的關(guān)鍵技術(shù)，設(shè)計(jì)了四旋翼無人飛行器整體結(jié)構(gòu)，包括四旋翼無人飛行器的機(jī)械結(jié)構(gòu)、控制系統(tǒng)硬件，搭建四旋翼無人飛行器研究平臺(tái)。 2）對(duì)四旋翼無人飛行器進(jìn)行力學(xué)分析，以小型四旋翼飛行器為實(shí)際對(duì)象，對(duì)四旋翼的建模和控制方法做了研究。根據(jù)對(duì)四旋翼飛行器的機(jī)架結(jié)構(gòu)和動(dòng)力學(xué)特性做詳盡的分析和研究，在此基礎(chǔ)上建立四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)模型，四旋翼飛行器有各種的運(yùn)行狀態(tài)，并對(duì)飛行器進(jìn)行力學(xué)分析。 3）通過選取四旋翼無人飛行器在運(yùn)動(dòng)過程中的受力分析，完成對(duì)其動(dòng)力學(xué)模型的建立，通過對(duì)傳遞函數(shù)做適當(dāng)簡化得到了系統(tǒng)仿真模型。進(jìn)一步推出四旋翼無人飛行器在旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)和直線運(yùn)動(dòng)上的傳遞函數(shù)，針對(duì)現(xiàn)有四旋翼無人飛行器結(jié)構(gòu)，建立機(jī)體坐標(biāo)系，為四旋翼無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。 4）通過Matlab中的Simulink模塊，分別對(duì)姿態(tài)回路PI控制算法、姿態(tài)和位置回路的PID控制算法和積分分離PID控制算法進(jìn)行了仿真，通過對(duì)PID飛行控制算法進(jìn)行Matlab仿真可知，四旋翼無人飛行器在PI、PID、積分分離PID控制算法下是可控的。 通過仿真觀察到飛行器能夠基本達(dá)到穩(wěn)定飛行的目的，不過在在實(shí)際檢測(cè)系統(tǒng)中還是容易受到干擾，所以還是需要必要的控制。再驗(yàn)證了控制算法的有效性，并提出改進(jìn)意見和方法。 關(guān)鍵詞：四旋翼無人飛行器，動(dòng)力學(xué)模型，PID控制 52 西北工業(yè)大學(xué)明德學(xué)院本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 ABSTRACT Since the UAV low cost, zero casualties , reusable and high mobility , etc., and therefore plays an irreplaceable role in the current war, widely welcomed by the military around the world in recent years has been rapid development . Self-control as the future development trend of unmanned aerial vehicles , has become the military departments, research institutes, research focus , Rotary-wing aircraft take-off and landing because of less space -intensive environments in the obstacle handling higher ability to maintain a strong and spacecraft attitude advantages in civil and military fields have a wide range of applications required . Among them, four rotorcraft research in recent years has matured and is automatically controlled fusion research , advanced sensor technology and computer science , and many other technical fields provides a platform . As the four- rotor aircraft with a small size, light weight, low power consumption, multivariable , nonlinear, strong coupling , due to the driver and other features, its control has been the focus of research in this field . The main work of this paper is as follows : Firstly, the research status of small four- rotor aircraft conducted a brief introduction ; introduces the key technologies involved in the four-rotor UAV , designed the four-rotor UAV whole structure , including the mechanical structure of the four- rotor UAV control system hardware , building four-rotor UAV research platform. Four-rotor UAV for mechanical analysis , with small four- rotor aircraft for the actual object , modeling and control methods to do a four-rotor research . According to the frame structure and the dynamics of the four rotor aircraft to do a detailed analysis and research , kinetic model of four- rotor aircraft on this basis , there are a variety of four- rotor aircraft operational status , and aircraft mechanics analysis . By selecting four-rotor UAV force analysis process in motion to complete the establishment of its dynamic model , through the transfer function has been simplified to make the appropriate system simulation model . Further introduced four-rotor UAV in the rotation and linear motion of the transfer function for an existing four-rotor unmanned aircraft structure, the establishment of the body coordinate system for the design of four-rotor UAV flight controller provides a reliable control model . By Matlab, Simulink blocks , respectively attitude loop PI control algorithm , PID posture and position loop control algorithms and integral separation PID control algorithm simulation, flying through the PID control algorithm Matlab simulation shows that in the four-rotor UAV PI, PID, PID control under integral separation algorithm can be controlled. By observing the simulation can basically achieve stable flight purposes. Can draw four rotor UAV capable of autonomous stable flight , the actual detection system is susceptible to interference , they still need the necessary control . Then verify the effectiveness of the control algorithm . And suggestions for improvement and methods. Keywords：Quadrotor UAV； Dynamic model； The PID control 西北工業(yè)大學(xué)明德學(xué)院本科畢業(yè)設(shè)計(jì)論文 目錄 摘要 I ABSTRACT II 第一章 緒論 3 1.1 研究背景與意義 3 1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀 4 1.3 發(fā)展趨勢(shì) 5 1.4 關(guān)鍵技術(shù)解析 6 1.5 研究目的及意義 7 第二章 四旋翼飛行器硬件結(jié)構(gòu) 9 2.1 四旋翼飛行器介紹 9 2.2 四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)形式和工作原理 10 2.2.1 結(jié)構(gòu)形式 10 2.2.2 工作原理 11 2.3 旋翼空氣動(dòng)力學(xué) 13 2.4 機(jī)身設(shè)計(jì) 15 2.4.1 材料選擇與加工方法 16 2.4.2 控制電路設(shè)計(jì) 19 2.5 主控制器選型及電路連接 20 2.5.3 航姿參考系統(tǒng)的硬件電路設(shè)計(jì) 22 第三章 四旋翼飛行器動(dòng)力學(xué)模型 24 3.1 常用坐標(biāo)系 24 3.2 四旋翼直升機(jī)動(dòng)力學(xué)方程 24 3.3 動(dòng)力學(xué)方程的建立 26 3.4 四旋翼無人飛行器建模 30 3.4.1 建立動(dòng)力學(xué)模型必要性 30 3.4.2 旋翼無人飛行器建模 30 第四章 四旋翼飛行器控制算法研究 36 4.1 仿真平臺(tái) 36 4.2 PID控制原理 36 4.3 PID 控制算法 37 4.3.1 陀螺儀數(shù)據(jù)PI控制算法 37 4.3.2 PID控制算法 39 4.3.3 積分分離PID控制算法 40 4.4 控制算法仿真 43 4.4.1 PI 控制仿真 43 4.4.2 PID 控制仿真 45 第五章 總結(jié) 48 5.1 論文總結(jié) 48 5.2 展望 48 致謝 50 參考文獻(xiàn) 51 畢業(yè)設(shè)計(jì)小結(jié) 54 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 無人機(jī)是一種體型較小、無人駕駛，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。無人機(jī)與普通飛機(jī)相比，其結(jié)構(gòu)簡單成本低，便于制造和維護(hù)；由于無人駕駛，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[1]。 在軍事領(lǐng)域，無人機(jī)早己投入到實(shí)戰(zhàn)使用中。無人機(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，無人機(jī)必將發(fā)揮著越來越重要的作用。在民用和科技領(lǐng)域，無人機(jī)也發(fā)揮著巨大的作用。例如，無人機(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，世界各國都非常重視無人機(jī)的研制工作[2]。 按照結(jié)構(gòu)的不同，無人機(jī)可以分為固定翼無人機(jī)和旋翼無人機(jī)兩種，其中前者又可分為螺旋槳式固定翼無人機(jī)和噴氣式固定翼無人機(jī)兩種，后者又可分為單旋翼無人機(jī)和多旋翼無人機(jī)兩種。兩者的飛行原理也不同，固定翼無人機(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)[3]。 與固定翼無人機(jī)相比，旋翼無人機(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，控制起來非常靈活，能夠滿足多種用途，因此旋翼無人機(jī)具有更大的研究價(jià)值[4]。 近年來，四旋翼無人飛行器以通過控制四個(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)其的研究也是國內(nèi)外的新熱點(diǎn)，研究主要集中在飛行控制和導(dǎo)航問題上。 四旋翼無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)問題甚至在很長時(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)有問題，才能走在科技發(fā)展的前沿，逐步實(shí)現(xiàn)四旋翼無人飛行器的實(shí)用化。四旋翼無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[6]。 四旋翼飛行器與普通旋翼飛行器相比，具有結(jié)構(gòu)簡單、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[7]。 1.2 國內(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)門檻和硬件成本正在逐漸降低，越來越多的高校和科研院所甚至民問飛行器愛好者相繼投入到了四旋翼飛行器的研制之中。國外對(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G.Gowtham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好者幵發(fā)的開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的MikroKopter飛行控制器法國的MultiWii飛行控制器和美國的ArduCopter飛行控制器等。盡管這些開源飛行控制器結(jié)構(gòu)簡單，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[8]。 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好者研制的開源飛行控制器，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，因此開源飛行控制器同樣具有極高的參考價(jià)值[9]。 1.3 發(fā)展趨勢(shì) 固定翼無人飛行器的技術(shù)已經(jīng)很成熟，以美國和以色發(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人機(jī)，使無人機(jī)更加受到關(guān)注，其“先鋒”無人機(jī)同時(shí)被美國海軍使用。美國也在伊拉克戰(zhàn)爭(zhēng)中使用無人機(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。垂直起降無人機(jī)應(yīng)用前景更廣闊，其擁有獨(dú)特飛行性能，愈來愈多的受到重視[10]。 從上世紀(jì)50年代開始，垂直起降無人屢屢出現(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、管線巡檢、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)械組成簡單，便于維護(hù)、拆卸，而且費(fèi)用低。 四旋翼無人飛行器關(guān)鍵技術(shù)分析迄今為止，四旋翼無人飛行器基礎(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]。 2）動(dòng)力和能源 動(dòng)力結(jié)構(gòu)：旋翼、直流電機(jī)/無刷直流電機(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OS4Ⅱ來說，電池的重量占總質(zhì)量的75%。為此，四旋翼無人飛行器的關(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，OS4Ⅱ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]。 3）數(shù)學(xué)模型的建立 為有效的實(shí)現(xiàn)對(duì)四旋翼無人飛行器的控制，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)問題進(jìn)行深入研究和解決?，F(xiàn)有理論和工具不適用四旋翼無人飛行器，需要?jiǎng)?chuàng)新發(fā)展[14]。 4）飛行控制 四旋翼無人飛行器是一個(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)槠涠嘧兞俊⒎蔷€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控制好于非線性控制，因?yàn)榉蔷€性控制依賴于準(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]。 5）導(dǎo)航、定位與通信 四旋翼無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，還沒有滿足實(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[16]。 1.5 研究目的及意義 近年來，四旋翼無人飛行器以通過控制四個(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)其的研究也是國內(nèi)外的新熱點(diǎn)，研究主要集中在飛行控制和導(dǎo)航問題上。四旋翼無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)問題甚至在很長時(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)有問題，才能走在科技發(fā)展的前沿，逐步實(shí)現(xiàn)四旋翼無人飛行器的實(shí)用化。四旋翼無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]。 從機(jī)體結(jié)構(gòu)上講，四旋翼無人機(jī)與其他旋翼式無人機(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)周圍人員和設(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，而且四旋翼無人機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，更加便于修理維護(hù)；四旋翼無人機(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)四旋翼無人機(jī)系統(tǒng)具有非線性和強(qiáng)耦合性的特點(diǎn)，非線性即不滿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)致無人機(jī)在多個(gè)自由度上的姿態(tài)位置變化[19]。 四旋翼無人機(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)四旋翼無人機(jī)還可用于高壓線路的巡線，安全區(qū)域監(jiān)視等方面。綜上可以看出，四旋翼無人機(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[20] [21]。 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，這樣就會(huì)使各個(gè)運(yùn)動(dòng)通道之間的稱合會(huì)相對(duì)減小。四旋翼飛行器的對(duì)稱結(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)沒有。在理想情況下沒有水平運(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)分析的角度來說，簡化了分析的結(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刷電機(jī)作為驅(qū)動(dòng)器，通過調(diào)整電機(jī)轉(zhuǎn)速的大小，來控制旋翼升力的大小。通過改變四旋翼的之間的相對(duì)位置平衡的改變來產(chǎn)生偏航角來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]。 2.2 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(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題，則有望通過設(shè)計(jì)自動(dòng)飛行控制系統(tǒng)來解決[27]。 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]。 圖2.1四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)形式 2.2.2 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。他們是通過控制舵機(jī)來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，是通過調(diào)節(jié)四個(gè)電機(jī)轉(zhuǎn)速來改變旋翼轉(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調(diào)節(jié)不同電機(jī)的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)?；具\(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[30]。 1)垂直運(yùn)動(dòng)：垂直運(yùn)動(dòng)相對(duì)來說比較容易。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。 2）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)。 3）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)。 4）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)生的反扭矩來實(shí)現(xiàn)。旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)過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。 5）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2.2四旋翼飛行器沿各自由度的運(yùn)動(dòng) 6）側(cè)向運(yùn)動(dòng)：在圖2.2(f)中，由于結(jié)構(gòu)對(duì)稱，所以側(cè)向飛行的工作原理與(1)垂直運(yùn)動(dòng)：垂直運(yùn)動(dòng)相對(duì)來說比較容易。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)處來流方向與旋翼軸不平行，是斜向吹來，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v0，也可以認(rèn)為是速度為V0的來流從一定方向吹向旋翼。如圖所示，來流與旋翼的構(gòu)造旋轉(zhuǎn)平面之間的夾角，即旋翼構(gòu)造迎角為αs 。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。縱軸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RΩ，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： μ=V0cosαsΩR （2-1） λ=v1-V0sinαsΩR （2-2） 其中，μ為平行于 S ? S平面的速度系數(shù)，稱為前進(jìn)比；λ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Ωr，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V，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ψ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(ψ=0)可以看出，槳葉在ψ= 0°~90°~180°的半圓內(nèi)逆風(fēng)旋轉(zhuǎn)，稱為前行槳葉；在ψ=180°~270°~360°半圓內(nèi)順風(fēng)旋轉(zhuǎn)，稱為后行槳葉。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(Ωr)與前飛相對(duì)速度投影的矢量和。在方位角ψ處的槳葉上，徑向位置r處的相對(duì)氣流速度為： 周向分量=Ωr+μΩRsinψ 徑向分量=μΩRcosψ 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。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)稱程度就越大。這種氣流不對(duì)稱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 有效載荷 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/s 2.4.1 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)于飛行器來說，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)于小型飛行器來說，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，所以常見的小型飛行器有超過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常見材料性能參數(shù) 材料 彈性系數(shù)（Gpa） 抗拉強(qiáng)度（Mpa） 密度（g/cm3） 尼龍 2.61 82.8 1.14 ABS 0.001 29 1.02 Ultem樹脂 3.45 114 1.28 聚甲醛樹脂 2.55 52.4 1.42 碳纖維 220 760 1.7 不銹鋼404 200 1790 7.8 鋁合金7075 71 572 2.8 本文設(shè)計(jì)的四旋翼飛行器機(jī)身采用簡單的十字支架結(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)過程中機(jī)身框架的振動(dòng)。碳纖維的性能滿足上述所有的要求，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l0000r/rain，工作效率非常高，常規(guī)使用壽命超過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系列無位置傳感器直流無刷電機(jī)以及與之匹配的GWS HD系列旋翼，通過實(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） A2212 KV930 GWS1047 2 11 12.1 6430 788 5.92 GWS1060 3 11 9.9 7130 650 9.97 A2212 KV1000 GWS1047 2 11 15.6 6810 886 5.16 GWS1060 3 11 13.1 7630 745 5.17 GWS9050 3 11 10.4 8430 683 5.97 A2212 KV1400 GWS1047 2 8 18 6380 775 5.38 GWS1060 3 8 15.2 7220 670 5.51 GWS9050 3 11 19.8 9720 903 4.15 GWS8060 3 11 17.8 10250 835 4.26 GWS8040 3 11 12.6 11800 700 5.05 由上表可以看出，無刷電機(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)(Attitude HeadingReference System， AHRS)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，以采用簡單的動(dòng)平衡測(cè)量方法。將光滑的水平桿穿過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。組裝過程中，要保證電機(jī)位置的對(duì)稱性，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）無刷電機(jī)驅(qū)動(dòng)模塊 為無刷直流電機(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)無刷直流電機(jī)，模塊采用I2C數(shù)據(jù)總線與主控制器通信，要求具有地址識(shí)別功能。 4）無線模塊 本文共使用了藍(lán)牙收發(fā)模塊和2.4GHz的無線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無線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。 圖2.5控制電路的總體框圖 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)，處理過程中要進(jìn)行大量的矩陣運(yùn)算，數(shù)據(jù)類型大多數(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IO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標(biāo)準(zhǔn))模塊，2個(gè)12位模數(shù)轉(zhuǎn)換器，足夠滿足控制系統(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，