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)計論文 摘要 隨著自動控制技術(shù)和智能決策技術(shù)的不斷發(fā)展，無人機憑借其低成本，零傷亡，可重復(fù)使用和高機動等優(yōu)點，成為了當(dāng)代戰(zhàn)爭的重要作戰(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，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)保持能力較強的優(yōu)點，在民用和軍事領(lǐng)域都有廣泛的應(yīng)用前景。尤其是近年來對四旋翼飛行器的研究成果較多，融合了自動控制、傳感以及計算機科學(xué)等諸多技術(shù)，成為了未來無人機的主要發(fā)展趨勢，并成為目前重點的研究對象。 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、強耦合、欠驅(qū)動等特性，其控制問題一直是該領(lǐng)域的研究重點。本論文的主要工作如下： 1）本文首先對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。 2）對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際對象，對四旋翼的建模和控制方法做了研究。根據(jù)對四旋翼飛行器的機架結(jié)構(gòu)和動力學(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力學(xué)模型，四旋翼飛行器有各種的運行狀態(tài)，并對飛行器進(jìn)行力學(xué)分析。 3）通過選取四旋翼無人飛行器在運動過程中的受力分析，完成對其動力學(xué)模型的建立，通過對傳遞函數(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)運動和直線運動上的傳遞函數(shù)，針對現(xiàn)有四旋翼無人飛行器結(jié)構(gòu)，建立機體坐標(biāo)系，為四旋翼無人飛行器的飛行控制器的設(shè)計提供了可靠的控制模型。 4）通過Matlab中的Simulink模塊，分別對姿態(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，不過在在實際檢測系統(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 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 旋翼空氣動力學(xué) 13 2.4 機身設(shè)計 15 2.4.1 材料選擇與加工方法 16 2.4.2 控制電路設(shè)計 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 22 第三章 四旋翼飛行器動力學(xué)模型 24 3.1 常用坐標(biāo)系 24 3.2 四旋翼直升機動力學(xué)方程 24 3.3 動力學(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 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)計論文 第一章 緒論 1.1 研究背景與意義 無人機是一種體型較小、無人駕駛，能夠在空中實現(xiàn)自主飛行并執(zhí)行一定任務(wù)的飛行器。無人機與普通飛機相比，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)意外險情也不會危及到飛行員的生命安全，因此廣泛應(yīng)用于各種高風(fēng)險的任務(wù)中[1]。 在軍事領(lǐng)域，無人機早己投入到實戰(zhàn)使用中。無人機在戰(zhàn)爭中可以實施戰(zhàn)場偵査、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)爭和伊拉克戰(zhàn)爭期間就大量使用了“全球鷹”無人機，在取得巨大戰(zhàn)果的同時也極大地減少了美軍的傷亡。在今后的信息化戰(zhàn)爭中，無人機必將發(fā)揮著越來越重要的作用。在民用和科技領(lǐng)域，無人機也發(fā)揮著巨大的作用。例如，無人機可以在發(fā)生重大災(zāi)害后實施偵査、搜尋與救援工作；可以安裝多種探測設(shè)備用于火災(zāi)、蟲災(zāi)監(jiān)測和地質(zhì)勘探中；還可以攜帶多種科學(xué)設(shè)備進(jìn)行科學(xué)實驗。因此，世界各國都非常重視無人機的研制工作[2]。 按照結(jié)構(gòu)的不同，無人機可以分為固定翼無人機和旋翼無人機兩種，其中前者又可分為螺旋槳式固定翼無人機和噴氣式固定翼無人機兩種，后者又可分為單旋翼無人機和多旋翼無人機兩種。兩者的飛行原理也不同，固定翼無人機利用發(fā)動機產(chǎn)生的推力或者拉力使飛機高速前進(jìn)，利用機翼產(chǎn)生維持飛行狀態(tài)的升力；而旋翼無人機則利用一個或多個螺旋槳高速旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力，并利用升力在水平面上的分力實現(xiàn)前后、左右運動[3]。 與固定翼無人機相比，旋翼無人機具有能夠向后飛行、垂直起降和懸停的特點，對起飛、降落場地的條件要求很少，控制起來非常靈活，能夠滿足多種用途，因此旋翼無人機具有更大的研究價值[4]。 近年來，四旋翼無人飛行器以通過控制四個旋翼以達(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構(gòu)的關(guān)注。對其的研究也是國內(nèi)外的新熱點，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方面[5]： 第一，對其難以進(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)確的氣動性能參數(shù)。此外，當(dāng)四旋翼無人飛行器的負(fù)載改變時或是使用液態(tài)燃料作為動力源的四旋翼無人飛行器，其系統(tǒng)模型也會隨著質(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)計的難度。 第二，四旋翼無人飛行器系統(tǒng)是欠驅(qū)動系統(tǒng)，其控制要比一般全驅(qū)動系統(tǒng)難。多變量、非線性、強耦合等特性，也使得控制系統(tǒng)設(shè)計難度增加。 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，這就對四旋翼無人飛行器的精確狀態(tài)測量增加了難度，對系統(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)問題甚至在很長時間內(nèi)都能難以解決，但是運用現(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，逐步實現(xiàn)四旋翼無人飛行器的實用化。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械系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域內(nèi)的實力。還能夠?qū)ζ渌嚓P(guān)技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展起到積極的推動作用，擴大了研究范疇[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；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。 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，飛行控制器的設(shè)計和研發(fā)涉及電子、通信、動化和計算機等多種學(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)計可以實現(xiàn)穩(wěn)定飛行；澳大利亞 的Mckerrow對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算法實現(xiàn)了對飛行器的姿態(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)雜的機動飛行。國內(nèi)對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四旋翼飛行器實現(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，但都能較好實現(xiàn)對四旋翼飛行器的姿態(tài)穩(wěn)定控制[8]。 對比一下由科研機構(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)有以下幾點區(qū)別：前者往往不計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，而后者僅采用價格廉價的適合快速開發(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，而后者僅采用價格低廉的MEMS傳感器，如加速度計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，而后者并沒有單獨進(jìn)行姿態(tài)解算而是直接根據(jù)傳感器測得的數(shù)據(jù)進(jìn)行傳統(tǒng)PID控制。不可否認(rèn)，由科研機構(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值[9]。 1.3 發(fā)展趨勢 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)用于實戰(zhàn)。 以色列在黎巴嫩成功使用無人機，使無人機更加受到關(guān)注，其“先鋒”無人機同時被美國海軍使用。美國也在伊拉克戰(zhàn)爭中使用無人機，戰(zhàn)斗機識別目標(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。垂直起降無人機應(yīng)用前景更廣闊，其擁有獨特飛行性能，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，在搶險救災(zāi)、地理測繪、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： 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，機動性強，可進(jìn)行360度定點轉(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，并提供實時精確信息； 3）機械組成簡單，便于維護(hù)、拆卸，而且費用低。 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)理論和實驗研究已取得較大進(jìn)展，但要成熟和實用還有一段距離，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 在進(jìn)行總體設(shè)計時，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，其翼展與速度、功耗成反比。因此，進(jìn)行總體設(shè)計時，首先要盡可能減少飛行器質(zhì)量，依照性能和價格選擇適當(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，實現(xiàn)總體設(shè)計最優(yōu)[12]。 2）動力和能源 動力結(jié)構(gòu)：旋翼、直流電機/無刷直流電機、減速裝置和驅(qū)動模塊，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)量在整個飛行器總質(zhì)量中占有較大比例。對于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、更高效的動力和能源。另外，電機帶動旋槳產(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，使得電機工作在推薦區(qū)域[13]。 3）數(shù)學(xué)模型的建立 為有效的實現(xiàn)對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)確的獲得氣動參數(shù)，也影響準(zhǔn)確的建模。此外，還得對低雷諾數(shù)條件下旋翼空氣動力學(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，需要創(chuàng)新發(fā)展[14]。 4）飛行控制 四旋翼無人飛行器是一個有著6自由度和4個變量輸入的欠驅(qū)動系統(tǒng)，飛行控制系統(tǒng)設(shè)計的難點，主要因為其多變量、非線性、強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，因為其的姿態(tài)與位置有直接的耦合，控制其精確姿態(tài)就可以用PID算法實現(xiàn)位置和速度的控制。對姿態(tài)控制器的設(shè)計與驗證的結(jié)果表明：實際效果，PID控制好于非線性控制，因為非線性控制依賴于準(zhǔn)確模型。因此，需要設(shè)計、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，還沒有滿足實際需求安全、可靠和抗干擾的通信鏈技術(shù)。因此，對四旋翼飛行器技術(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構(gòu)的關(guān)注。對其的研究也是國內(nèi)外的新熱點，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方面[17]： 第一，對其難以進(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)確的氣動性能參數(shù)。此外，當(dāng)四旋翼無人飛行器的負(fù)載改變時或是使用液態(tài)燃料作為動力源的四旋翼無人飛行器，其系統(tǒng)模型也會隨著質(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)計的難度。 第二，四旋翼無人飛行器系統(tǒng)是欠驅(qū)動系統(tǒng)，其控制要比一般全驅(qū)動系統(tǒng)難。多變量、非線性、強耦合等特性，也使得控制系統(tǒng)設(shè)計難度增加。 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，這就對四旋翼無人飛行器的精確狀態(tài)測量增加了難度，對系統(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)問題甚至在很長時間內(nèi)都能難以解決，但是運用現(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，逐步實現(xiàn)四旋翼無人飛行器的實用化。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械系統(tǒng)技術(shù)領(lǐng)域內(nèi)的實力。還能夠?qū)ζ渌嚓P(guān)技術(shù)領(lǐng)域的發(fā)展起到積極的推動作用，擴大了研究范疇[18]。 從機體結(jié)構(gòu)上講，四旋翼無人機與其他旋翼式無人機相比具有結(jié)構(gòu)緊湊，動力更加分散的特點，并且由于四個旋翼的旋轉(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，對周圍人員和設(shè)備的危險性很高，需要較大的安全距離，并且一旦飛行失敗，飛機墜毀后機身的損傷程度很大；四旋翼無人機由于有四個旋翼分?jǐn)偵?，旋翼較小并且轉(zhuǎn)速更低，所以安全性更高，飛行時需要的安全范圍更小，而且四旋翼無人機結(jié)構(gòu)簡單，更加便于修理維護(hù)；四旋翼無人機的缺點是載荷較小，這對機載設(shè)備的重量有很大的限制。同時，從被控系統(tǒng)的角度看，四旋翼無人機時一種典型的欠驅(qū)動系統(tǒng)，具有4個電機升力輸入，卻有6個運動自由度。同時四旋翼無人機系統(tǒng)具有非線性和強耦合性的特點，非線性即不滿足疊加性和齊次性特點，強耦合性可以表現(xiàn)為一個旋翼轉(zhuǎn)速的變化會導(dǎo)致無人機在多個自由度上的姿態(tài)位置變化[19]。 四旋翼無人機特有的優(yōu)越性能使其在應(yīng)用方面具有很大的發(fā)展?jié)摿?，軍事上，四旋翼無人機由于其觀察距離近，噪聲小的特點，可以用于監(jiān)視和偵察，情報獲取等方面；民用方面，四旋翼無人機可以用于重大災(zāi)害后的搜索和救援，搭載攝像機后具有航拍功能，對災(zāi)害后了解災(zāi)區(qū)情況，擴大搜索范圍具有重要意義，同時四旋翼無人機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，四旋翼無人機的自主飛行控制系統(tǒng)的研究，從理論和實際意義方面都有重要價值[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 本文的研究對象為四旋翼飛行器，飛行器被設(shè)計成四旋翼的形式具有幾個特點。首先四個旋翼都處于一個高度平面，飛行器飛行通過控制各個旋翼的拉力大小使飛機飛行時具有穩(wěn)定的姿態(tài)。這種結(jié)構(gòu)的優(yōu)勢是無須增加額外的機械傳動結(jié)構(gòu)，只需要控制四個旋翼的拉力即可保證飛行姿態(tài)的穩(wěn)定。這種設(shè)計非常適合設(shè)計成微型飛行器，并且已經(jīng)被設(shè)計成相對較大的飛行器得到了證明。此外，四旋翼飛行器相對于直升機具有以下幾個優(yōu)勢[22]： 1）四旋翼飛行器由四個旋翼提供拉力，會產(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。直升機只有一個旋翼，拉力增加的空間相對有限，因此四旋翼這種設(shè)計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)載的能力就會得到更進(jìn)一步的提升，但是旋翼的增加也會增加控制上的難度。因此本文僅完成四旋翼的設(shè)計[23]； 2）四旋翼飛行器與直升機相比，具有較大的時間常數(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間常數(shù)也就相對比較小，相對于中大型的飛行器的控制難度會增加。但是四旋翼飛行器從整體的布局上來看具有較大的轉(zhuǎn)動慣量，所以飛行器的時間常數(shù)就比傳統(tǒng)的直升機的時間常數(shù)較大一些。這對于設(shè)計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)的直升機相比會有更好的穩(wěn)定控制[24]； 3）四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)比較對稱，這樣就會使各個運動通道之間的稱合會相對減小。四旋翼飛行器的對稱結(jié)構(gòu)，使其在上下運動與其他的運動之間的耦合很小，機會沒有。在理想情況下沒有水平運動存在的情況下，前后的運動與飛行器的橫滾運動之間的耦合為零。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)動部件、四個旋翼、中央控制主板和機用設(shè)備。驅(qū)動部件由四個35mm的直流無刷電機。旋翼由兩片獎葉組成，利用中心部件把電機與槳連接。四個旋翼呈對角線分布，分別位于四個角的頂端。主控扳和機載設(shè)備都固定在中間的平臺上。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。大型的旋翼機和傳統(tǒng)的直升機是旋翼產(chǎn)生拉力，飛機用總距控制拉力的大小，飛機的飛行方向主要由周期的變距控制，來改變飛機的飛行方向。這種方法對于小型飛機不適用，小型的旋翼機沒有復(fù)雜的機械結(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作為驅(qū)動器，通過調(diào)整電機轉(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協(xié)調(diào)控制四個旋翼的狀態(tài)參數(shù)，這對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)卻使它無法在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[27]。 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)直升機配備有一個主轉(zhuǎn)子和一個尾漿。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)速實現(xiàn)升力變化，這樣會導(dǎo)致其動力不穩(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，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)。四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)形式如圖2.2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[29]。 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)運動，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)。基本運動狀態(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前后運動，⑥側(cè)向運動。在圖中，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軸正方向的運動稱為向前運動，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[30]。 1)垂直運動：垂直運動相對來說比較容易。在圖2.2(a)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，直至平穩(wěn)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。 2）俯仰運動：在圖2.2(b)中，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。為了不因為旋翼轉(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身繞y軸旋轉(zhuǎn)(方向如圖2.2(b)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。 3）滾轉(zhuǎn)運動：與圖2.2(b)的原理相同，在圖2.2(c)中，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)(正向或反向)，實現(xiàn)飛行器的滾轉(zhuǎn)運動。 4）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)，且對角線上的兩個旋翼轉(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飛行器轉(zhuǎn)動。在圖2.2(d)中，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。 5）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。在圖2.2(e)中，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，同時保持其它兩個電機轉(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，因此可以實現(xiàn)飛行器的前飛運動。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、翻滾運動的同時也會產(chǎn)生沿x、y軸的水平運動。 圖2.2四旋翼飛行器沿各自由度的運動 6）側(cè)向運動：在圖2.2(f)中，由于結(jié)構(gòu)對稱，所以側(cè)向飛行的工作原理與(1)垂直運動：垂直運動相對來說比較容易。在圖2.2(a)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，旋前后運動完全一樣。 2.3 旋翼空氣動力學(xué) 建立微小型四旋翼無人直升機的數(shù)學(xué)模型，關(guān)鍵在于準(zhǔn)確建立其旋翼空氣動力學(xué)模型。與固定翼飛行器相比，旋翼飛行器的氣動環(huán)境要復(fù)雜得多，其氣動力在本質(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特性的方法有：動量理論、葉素理論、渦流理論以及其他新興流體力學(xué)方法、流場計算方法，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的旋翼、槳葉的相對氣流，然后利用動量理論和葉素理論分析、計算獲得旋翼受到的空氣動力和力矩。旋翼和槳葉的相對氣流旋翼飛行器在垂直飛行時，遠(yuǎn)處相對來流沿旋翼的旋轉(zhuǎn)軸方向，即旋翼處于軸流狀態(tài)；前進(jìn)飛行時，遠(yuǎn)處來流方向與旋翼軸不平行，是斜向吹來，此時旋翼處于斜流狀態(tài)。在不同狀態(tài)下，旋翼的空氣動力學(xué)特性有較大差別。 1）旋翼的相對氣流 下面，首先分析整個旋翼的相對氣流，如圖2.3所示。 圖2.3旋翼的相對氣流 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 (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。將相對氣流速度V0分解為沿xs、Ys 軸兩個方向的分量，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)增加了前飛相對速度的投影V，如圖 2.2。該速度分量對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)的相對氣流應(yīng)是旋轉(zhuǎn)相對速度(Ωr)與前飛相對速度投影的矢量和。在方位角ψ處的槳葉上，徑向位置r處的相對氣流速度為： 周向分量=Ωr+μΩRsinψ 徑向分量=μΩRcosψ 其中，周向分量對于槳葉的空氣動力特性具有重要意義，既然槳葉的相對氣流速度隨方位角作周期變化，那么它的空氣動力也是周期變化的。 圖2.4旋翼的相對氣流與懸停狀態(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氣流并不對稱。前行槳葉區(qū)域槳葉逆風(fēng)旋轉(zhuǎn)，相對氣流速度比順風(fēng)旋轉(zhuǎn)的后行槳葉大。而且，前飛速度越大，旋翼旋轉(zhuǎn)平面上相對氣流的不對稱程度就越大。這種氣流不對稱使得槳葉上的力及其運動大為復(fù)雜，這是造成研究旋翼空氣動力問題十分困難的根源所在。 2.4 機身設(shè)計 小型四旋翼飛行器具有四個驅(qū)動旋翼，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，機身機構(gòu)、材料必須著重考慮，優(yōu)化設(shè)計降低機身總體重量對所有飛行器都是重點。本文設(shè)計的小型四旋翼飛行器在電源自給的情況下，要實現(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，同時為了擴展應(yīng)用在后期要實現(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 機身材料的選擇需綜合考慮密度、強度、可加工性和價格等因素，各因索之其有相互制約關(guān)系，一般密度小、強度大的材料價格較高，而加工性好、價格低的材料一般密度大、強度低。對于飛行器來說，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、強度高、導(dǎo)熱性能好、價格較低廉、加工性能好等優(yōu)點，但是對于小型飛行器來說，招合金的密度還是偏高，大量應(yīng)用會導(dǎo)致重量偏高，同時在高頻振動條件下容易產(chǎn)生裂紋，疲勞強度較低，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度較差，在發(fā)生碰撞或摔機等特殊情況時會斷裂，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。但是碳纖維材料價格昂貴，同時加工難度大，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)計的四旋翼飛行器機身采用簡單的十字支架結(jié)構(gòu)，主要包括機身框架、機身連桿、電機座、起落架等部分，實體模型如表2.1所示。各部分材料的選擇及加工方法如下： 1）機身框架：機身的主要部分，連接和固定四個機身連桿，機身桿間的垂直度以及與地面的平行度直接影響電機主軸的平行度。如果電機主軸平行度差，則在電機高速轉(zhuǎn)動時會產(chǎn)生很大的振動，影響控制器的精度，所以機身框架加工精度要非常高。機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）機身連桿：共有四根，用于連接電機支座和機身框架，是升力產(chǎn)生的最大剪切力的主要承受者，在發(fā)生撞擊或者摔機時也要承受很大的撞擊力，是最容易斷裂的部分。所以機身連桿材料不僅要求強度高、重量輕，還需有較大的彈性系數(shù)和抗疲勞強度，以降低電機轉(zhuǎn)動過程中機身框架的振動。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的高強度碳纖維管制作機身連桿。 3）電機座：用于固定驅(qū)動電機，需承受旋翼轉(zhuǎn)動產(chǎn)生的反扭矩，強度要高。加工精度影響電機主軸的平行度，所以加工精度要很高，在此選擇與機身框架相同的輕質(zhì)招合金材料，利用高精度數(shù)控統(tǒng)床加工。 4）起落架：支撐整個機身，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，利用快速成型機加工。驅(qū)動電機與旋翼的選型小型四旋翼飛行器的動力來自四個驅(qū)動電機，驅(qū)動電機的功率體積比直接決定了飛行器的有效載荷。同時，小型四旋翼飛行器的所有動作的實現(xiàn)都是通過控制電機的轉(zhuǎn)速實現(xiàn)的，電機的響應(yīng)速度也間接影響了飛行控制算法的難度。所以驅(qū)動電機的選擇非常重要，要根據(jù)電機的類型和參數(shù)著重考慮。目前飛行器上常用的電機有以下兩種： （1）有刷直流電機。應(yīng)用最廣泛的電機，其調(diào)速特性非常好，控制簡單可靠，運轉(zhuǎn)平滑高效；但是有刷直流電機工作效率低，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，工作噪聲會變大，接觸電阻會發(fā)生變化致使直流電動機的工作性能降低 （2）無刷直流電機。在充分吸取有刷直流電機優(yōu)點的基礎(chǔ)上，摒棄傳統(tǒng)機械換向結(jié)構(gòu)，使用性能可靠的電子換向方式。相比有刷直流電機其運轉(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，鑒于無刷直流電機功率體積比大、轉(zhuǎn)速高、效率高等優(yōu)點，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以及與之匹配的GWS HD系列旋翼，通過實驗得到不同電機和旋翼組合下的性能參數(shù)如表2.3所示。 表2.3不同電機和槳葉搭配的測試數(shù)據(jù) 電機 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A2212KV1000配合GWS9050旋翼時，工作電流較低，但是效率最高，四個旋翼提供的升力達(dá)到2.732kg，能夠滿足設(shè)計指標(biāo)的要求，所以最終選用該組合。電機的轉(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，不能很好的滿足動平衡，在如此高的轉(zhuǎn)速下就會產(chǎn)生較大的振動，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)錯誤，致使發(fā)生摔機等毀滅性后果，所以旋翼選擇不可疏忽大意需要進(jìn)行動平衡測量實驗。動平衡測量機體積比較大、價格昂貴不便于使用，以采用簡單的動平衡測量方法。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)為測試的旋翼滿足動平衡條件。加工完機身的所有部件，并選定電機和旋翼之后組裝機身。組裝過程中，要保證電機位置的對稱性，以及電機轉(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身框架上，測量并計算得到最后機身的參數(shù)。 2.4.2 控制電路設(shè)計 控制電路是飛行器實現(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)計的飛行器要實現(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、人機交互程序等的運行，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)，運行復(fù)雜的矩陣運算，快速控制驅(qū)動電機，同時還要與上位機交互大量數(shù)據(jù)，所以選擇處理器要著呢考慮代碼的執(zhí)行效率和存儲空間。 2）航姿參考系統(tǒng) 負(fù)責(zé)測量、快速計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）無刷電機驅(qū)動模塊 為無刷直流電機提供電子換向，并控制旋轉(zhuǎn)速度，本文共需要四個電機驅(qū)動模塊，以驅(qū)動四個無刷直流電機，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)，實時計算出當(dāng)前飛行器的姿態(tài)，處理過程中要進(jìn)行大量的矩陣運算，數(shù)據(jù)類型大多數(shù)為浮點數(shù)，運算任務(wù)繁重，而且計算結(jié)果的精度也直接影響飛行控制法的精度，同時主處理器還要運行飛行控制算法，以及處理與上位機的通信任務(wù)?？刂破鞑粌H要求指令運算速度高，浮點計算精度高，也要有足夠的RAM。 對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，能夠保證浮點運算的精度，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、運行復(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間的重要保證。片內(nèi)資源非常豐富，有37個獨立IO口，3個獨立發(fā)送器模塊，2個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12位模數(shù)轉(zhuǎn)換器，足夠滿足控制系統(tǒng)的要求，同時片內(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，