四旋翼自主飞行器Word文档下载推荐.docx

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飞控系统担负着传感器信息采集、控制算法解算及通信等各种任务,是整个无人机的核心,其主要功能有:

（1）主控制器能快速获得各传感器的数据,并对数据进行处理;

（2）传感器实时检测无人机的状态,包括姿态、位置、速度等信息;

（3）主控制器能与PC机进行数据交换;

（4）系统能进行无线数据传输。

根据四轴飞行器实际的飞行需求,飞行控制系统一般包含主控制器、各传感器模块,通信模块和电源模块等。

其中主控制器采集各传感器的信息,通过控制算法求解出4个电机的转速,通过I2C接口发送给电调;

惯性测量单元检测无人机3个轴向的角速度和加速度;

高度传感器检测无人机的高度;

无线数传模块用于传送控制指令,也可以在调试时用于传输传感器数据;

电源模块为各传感器和主控制器提供电源。

图1.1四旋翼飞行器飞行原理

二、设计与论证

2.1控制方法描述

四旋翼飞行器的控制主要是解决系统自身的强耦合性和高度不稳定的动力特性。

四旋翼飞行器对外界和自身系统存在的干扰十分敏感，这使其飞行控制系统的设计变得非常困难。

另外，通常情况下导航测量系统测量精度以及执行机构的性能都会随着系统尺度减小而下降。

所以，要想保证四旋翼飞行器在各种飞行

条件下都具有良好的飞行性能，飞行控制算法极为重要。

目前有多种控制算法用于四旋翼飞行器的控制，如PID控制、PD控制、LQ控制、Backstepping控制、滑模控制、神经网络控制、鲁邦控制等等。

国际上，斯担福大学StevenL.Waslander等指出，由于四个旋翼相互作用产生的气流十分复杂，线性控制算法已不能满足系统镇定的要求。

分别采用滑膜积分（IntegralSlidengMode）与增强学习（ReinforcementLearning）两种控制技术相比，均极大地提高了系统性能。

EPFL自动化系统实验室在研究中提出积分器Backstepping孔子方法，所设计的控制器实现了对OS4起飞，着陆控制。

国内方面，聂博文基于简化动力学模型，利用Backstepping方法设计了四旋翼飞行器飞行控制器。

针对模型直接驱动部分，应用“误差-误差”原理将自抗扰控制器（ADRC）用于四旋翼姿态控制，实现四旋翼飞行器定点悬停和轨迹跟踪飞行控制。

总的来说，目前对于四旋翼飞行器的飞行控制的研究，主要针对姿态稳定控制，而且都加入了许多约束条件，但是这些研究为四旋翼飞行器实现自主飞行提供了必要的技术基础。

2.1.1飞行器的结构

如图2.1所示，四旋翼飞行器一般是由四个可以独立控制转速的外转子直流无刷电机驱动的螺旋桨提供全部动力的飞行运动装置，四个固定迎角的螺旋桨分别安装在两个十字相交的刚性碳素杆的两端。

对于绝大多数四旋翼飞行器来讲，飞行器的结构是关于两根碳素杆的交点对称的，并且两个相邻的螺旋桨旋转方向相反；

正是由于这种独特结构，使四旋翼飞行器抵消了飞机的陀螺效应，更加方便建模。

与传统的单旋翼飞行器，特别是直升机相比，四旋翼飞行器没有尾桨，这使之拥有更高的能量利用率。

另外，四旋翼飞行器的四个旋翼的转速比之直升机的螺旋桨转速明显低出很多，因此，它可以近距离的靠近目标物体，适合室内飞行和近地面飞行。

2.1.2控制原理

四旋翼飞行器系统共有四个输入，分别为一个上升力和三个方向的转矩，但是飞行器在空间中却有六个自由度的输出坐标，可以进行三个坐标轴方向的平动运动和围绕三个坐标轴方向的转动运动。

如果沿着任意给定方向的独立运动，飞行器没有给予足够多的运动驱动，那么该飞行器就是欠驱动的。

可见，四旋翼飞行器是欠驱动和动力不稳定的系统。

因此，针对该系统实现全部的运动控制目标，

必然存在旋转力矩与平移系统的耦合。

传统的纵列式直升机为了平衡反扭矩，需借助尾桨来实现。

四旋翼飞行器采

用了四个旋翼的机械结构，四个电机作为飞行的直接动力源，通过改变四个螺旋

桨的转速，进而改变螺旋桨产生的升力来控制飞行器姿态和运动，这种设计理念

使飞行器结构和动力学特性得到了大大的简化。

四旋翼的前桨1和后桨3逆时针

旋转，左右2、4两桨顺时针旋转，这种反向对称结构代替了传统直升机尾旋翼。

在飞行过程中，如图2.2所示，改变四个旋翼螺旋桨的转速，可使四旋翼产生各

种飞行姿态，也可使四旋翼飞行器向预定方向运动，完成任务。

根据四旋翼飞行器的运动方式的特点将其飞行控制划分为四种基本的飞行

控制方式。

（1）垂直飞行控制；

（2）横滚控制；

（3）俯仰控制；

（4）偏航控

制。

下面分别对以上四种飞行控制方式进行阐述。

垂直飞行控制主要是控制飞机的爬升、下降和悬停，如图2.3，图中蓝色弧

线箭头方向表示螺旋桨旋转的方向，以下同。

当四旋翼处于水平位置时，在垂直

方向上，惯性坐标系同机体坐标系重合。

同时增加或减小四个旋翼的螺旋桨转速，

四个旋翼产生的升力使得机体上升或下降，从而实现爬升和下降。

悬停时，保持

四个旋翼的螺旋桨转速相等，并且保证产生的合推力与重力相平衡，使四旋翼在

某一高度处于相对静止状态，各姿态角为零。

垂直飞行控制的关键是要稳定四个

旋翼的螺旋桨转速，使其变化一致。

横滚控制，如图2.4所示，通过增加左边旋翼螺旋桨转速，使拉力增大，相

应减小右边旋翼螺旋桨转速，使拉力减小，同时保持其它两个旋翼螺旋桨转速不

变。

这样由于存在拉力差，机身会产生侧向倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，

使机体向右运动。

当24⊗=⊗时可控制四旋翼飞行器作侧向平飞运动。

俯仰控制，如图2.5所示，与横滚控制较为相似，在保持左右两个旋翼螺旋

桨转速不变的情况下，减少前面旋翼螺旋桨的转速，并相应增加前面旋翼螺旋桨

的转速，使得前后两个旋翼存在拉力差，从而引起机身的前后倾斜，使旋翼拉力

产生与横滚控制中水平方向正交的水平分量，使机体向前运动。

类似的，当

13⊗=⊗时可控制四旋翼飞行器作纵向平飞运动。

偏航控制，如图2.6所示，四旋翼飞行器为了克服反扭矩影响，四个旋翼螺

旋桨中的两个顺时针转，两个逆时针转，且对角线上的两个旋翼螺旋桨转动方向

相同。

我们知道反扭矩的大小与旋翼螺旋桨转速有关，当四个旋翼螺旋桨转速不

完全相同时，不平衡的反扭矩会引起机体的转动。

由以上知识，可以设计四旋翼

飞行器的偏航控制，即同时提升一对同方向旋转的旋翼螺旋桨转速并降低另一对

相反方向旋转的旋翼螺旋桨转速，并保证转速增加的旋翼螺旋桨转动方向与四旋

翼飞行器机身的转动方向相反。

2.2参数计算

2.2.1坐标系的选取

只有在相对意义下，物体的运动和在空间的位置才有意义。

确定载体在空间

的位置、速度和姿态等参数，必须首先定义空间的参考坐标系。

根据运动载体的

运动情况和所提出的不同的导航需求，常用的坐标系主要包括惯性参考坐标系、

地球坐标系、地平坐标系、地理坐标系、载体坐标系、平台坐标系和计算坐标系

等。

此外，坐标系之间的角度关系可以描述刚性载体在空间的角位置。

四旋翼飞行器的姿态角，飞行速度方向和大小等飞行参数都要和坐标系相关

联。

想要确切描述飞行器的飞行状态，首先要选取合适的坐标系。

下面是为了建立系统动力学模型所选取的两个坐标系：

（1）机体坐标系B（Oxyz）

机体坐标系（Aircraft-bodycoordinateframe），其原点O取在四旋翼飞行器的重心上，坐标系与飞机固连，x轴在飞机对称平面内并平行于飞行器的纵轴线，即前后旋翼连线指向机头；

y轴垂直于飞机对称平面平行于左右旋翼的连线指向机身左方；

z轴在飞机对称平面内，分别与x轴y轴垂直并指向机身上方。

（2）地面坐标系E（OXYZ）

地面坐标系（Earth-surfaceinertialreferenceframe）用于研究四旋翼飞行器相

对于地面的运动状态，确定机体的空间位置坐标。

在地面上选一点O，作四旋翼

飞行器起飞位置。

先确定X轴是在水平面内指向某一方向，Z轴垂直于地面指向空中，Y轴在水平面内垂直于X轴，其指向按右手定则确定，即保证右手4指

由选定的X轴向带选定的Y轴旋转，拇指方向为已确定的Z轴方向。

以上两个坐标系的建立条件是忽略地球曲率，即将地球表面假设成一张平

面。

这在现实中，无疑是可以保证的。

2.2.2坐标变换

如图2.8，在飞行器飞行动力学中，我们可以通过转换绕x、y、z轴旋转到

X、Y、Z轴的欧拉角

来确定机体坐标系之间和地面坐标系的关系。

其中：

：

横滚角，机体坐标系相对地面坐标系沿x轴变化的角度，规定机体向右翻转时形成的角度为正；

俯仰角，机体坐标系相对地面坐标系沿y轴变化的角度，规定机体头部上扬时所形成的角度为正；

偏航角，机体坐标系相对地面坐标系沿z轴变化的角度。

规定机体向右偏航时形成的角度为正；

本文中，坐标转换采用右手定则，先绕z轴旋转得

，再绕y轴旋转得

，最后绕x轴旋转得

，如图2.8所示，图片中自右向左，每旋转一次，都有相应的转移矩阵，分别为：

2.2.3旋翼螺旋桨动力学特性

将螺旋桨的浆叶当作旋转的机翼建立的理论称为螺旋桨叶素理论。

为了能够

模拟桨叶的绕流，叶素理论将桨叶划分为有限个微小段（称为叶素），然后计算每

一个叶素上的气动力，最后沿径向求和得到桨叶上的总气动力。

绕过每个叶素的

气流认为是二维的，因此叶素之间互不影响。

作用于旋翼上的空气动力包括升力T和阻力D。

其中升力是垂直于流动方向的气动力，阻力是平行于流动方向的气动力。

定义其相应的气动力系数

，就可得到升力T和阻力D显含

的形式：

其中，A为叶片面积；

ρ为空气密度；

r为叶片半径；

Ω为螺旋桨角速度。

在悬浮状态下，我们可以假设升力T和阻力D与螺旋桨的转速的平方成正比，可得:

其中，

都是常数

2.2.4四旋翼飞行器机身刚体动力学方程

四旋翼飞行器系统具有非线性、多变量、各运动高度耦合、欠驱动特点。

针

对这些特点，提出如下简化条件，使四旋翼飞行器模型得到简化，即：

（1）四旋翼机体质心与机体坐标系原点重合；

（2）忽略地面效应以及地球曲率，不考虑地球公转和自转对于飞行器的作用；

（3）仅在偏航运动过程中考虑摩擦阻力；

（4）四旋翼飞行器机体为单一刚体，并且系统结构对称；

2.2.5建立四旋翼飞行器的六自由度动力学模型

考虑到建立四旋翼飞行器模型以及研究相关控制算究的便利性，提出以下假设：

（1）保证地面坐标系为惯性坐标系，如前文中建立坐标系时的描述，忽略

地球曲率，视地球表面为平面；

（2）不考虑地球公转和自转对四旋翼飞行器各项运动的影响；

（3）将四旋翼飞行器系统看作单一刚体，