《四旋翼飞行器开题报告》Word文档下载推荐.docx
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但是四旋翼飞行器控制难度较大,难点在于飞行器具有欠驱动、多变量、非线性等比较复杂的特性。
因此四旋翼飞行器的建模与控制也成了控制领域的热点和难点。
四旋翼飞行器有各种的运行状态,比如:
爬升、下降、悬停、滚转运动、俯仰运动、偏航运动等。
本文采用牛顿-欧拉模型来描述四旋翼飞行器的飞行姿态。
本文限于作者能力未对四旋翼飞行器的机架结构和动力学特性做详尽的分析和研究,而是一定程度上简化了四旋翼飞行器的数学模型，在一定姿态角度内近似将其看作线性系统，以方便使用PID控制算法对飞行器在空中的三个欧拉角进行控制。
2.本文提出了四旋翼飞行器的系统设计方案,设计了四旋翼飞行器的机械结构,对其进行了模块化设计。
系统选用STM32开发板作为主控芯片，对MPU-6050芯片采集到的三轴角度和三轴角速度数据进行PID算法处理，通过输出相应的PWM占空比对电机进行控制，从而达到控制飞行器不同的飞行姿态。
同时利用超声波传感器来实时检测飞行器与地面的距离，并不断地进行调整以此保证飞行器能达到所需的要求。
二、课题研究的内容及目标
2.1设计目标及面向对象
2.2设计方案
本系统主要由控制模块、高度测量模块、电机调速模块、角速度和角加速度模块组成，下面分别论证这几个模块的选择。
2.3控制系统的选择
STM32开发板作为主控模块来控制飞行器的飞行姿态与方向。
2.4飞行姿态控制的论证与选择
方案一：
单片机将从MPU-6050中读取出来的飞行原始数据进行PID算法运算，得到当前的飞行器欧拉角，单片机得到这个欧拉角后根据欧拉角的角度及方向输出相应的指令给电调，从而达到控制飞行器平稳飞行的目的
方案三:
采用全桥驱动PWM电路。
这种驱动的优点是使管子工作在占空比可调的开关状
态，提高使用效率实现电机转速的微调。
并且保证了可以简单的方式实现方向控制。
基于上述理论分析，选择方案三。
2.5电机的选择
方案一：
采用有刷电机。
有刷电机采用机械转向，寿命短，噪声大，产生电火花，效率低。
它长期使用碳刷磨损严重，较易损坏，同时磨损产生了大量的碳粉尘，这些粉尘落轴承中，使轴承油加速干涸，电机噪声进一步增大。
有刷电机连续使用一定时间就需更换电机内碳刷。
方案二：
采用无刷电机。
无刷电机以电子转向取代机械转向。
无机械摩擦，无摩擦，无电火花，免维护且能做到更加密封等特点所以技术上要优于有刷电机。
考虑到各方面，我们采用无刷电机，选用新西达A2212无刷电机。
2.6高度测量模块的论证与选择
方案一：
采用bmp085气压传感器测量大气压并转换为海拔高度，把当前的海拔测量值减去起飞时的海拔值即得飞机的离地高度。
但芯片价格较贵，误差较大，而且以前也没用过这个芯片。
采用HC-SR04超声波传感器测量飞行器当前的飞行高度。
考虑到对元件的熟悉程度、元件的价格和程序的编写，选择方案二。
2.7电机调速模块的选择
由于本四旋翼飞行器选用的是无刷直流电机，所以电调只能选用无刷电机的电调，自己做电调需要的时间长，而且可能不稳定，所以直接用的是成品电调，我们选用与新西达A2212电机配套的电调。
2.8角速度与加速度测量模块选择
选用MMA7361角度传感器测量飞行器的的与地面的角度，返回信号给单片机处理，从而保持飞行器的平衡。
方案二：
用MPU-6050芯片采集飞行器的飞行数据，过采用MPU-6050整合的3轴陀
螺仪、3轴加速器，功能MPU-6000（6050）整合了3轴陀螺仪、3轴加速器，并含可藉由第二个I2C端口连接其他厂牌之加速器、磁力传感器、或其他传感器的数位运动处理（DMP:
DigitalMotionProcessor）硬件加速引擎，由主要串口端口以单一数据流的形式，向应用端输出完整的9轴融合演算技术InvenSense的运动处理资料库，可处理运动感测的复杂数据，降低了运动处理运算对操作系统的负荷，并为应用开发提供架构化的API。
免除了组合陀螺仪与加速器时之轴间差的问题，减少了大量的包装空间。
综上，选择方案二。
三.设计与论证
3.1．控制方法设计
3.1.1．降落及飞行轨迹控制
3.1.2．飞行高度控制
飞行高度的采集采用超声波模块来实现，通过超声波发出时开始计时，收到返回信号时停止计时，单片机利用声音在空气中的传播速度与时间的数学关系来计算出飞行器距离地面的时间，从而控制飞行器的飞行高度达到我们所需的高度。
3.1.3．飞行姿态控制
通过MPU6050模块来测量当前飞行器的三轴角度和三轴角速度（只需要用到角度和角速度），利用从MPU6050中读取出数据，解读飞行器的飞行姿态，并经过PID算法来对数据进行处理，并将处理后的信号传给电调，控制电机的转速，从而达到控制飞行器的飞行姿态的目的。
程序流程图如图三。
3.2．参数计算
四旋翼自主飞行器控制算法设计
四旋翼飞行器动力学模型设计的小型四旋翼飞行器适用于室内低速飞行，因此忽略空气阻力的影响。
因此，简化
后的飞行器动力学模型为
⎧x=u4（sinθcosφcosϕ+sinφsinϕ）/m
⎪
y=u4（sinθcosφsinϕ-sinφcosϕ）/m
z=（u4cosφsinϕ-mg）/m
式1-1
⎨
l/IX
φ=u1
l/IY
θ=u2
ϕ=u3
/Iz
⎩
式中[x
[x
y
z]T为运动加速度，m
为飞行器质量，ϕ,θ,φ分别为机体的偏航角、俯仰角和横滚角，l为旋翼面中心到四旋翼飞行
器质心的距离，IX,IY,IZ为轴向惯性主矩。
该动力学模型对四旋翼飞行器的真实飞行状态进
行了合理的简化，忽略了空气阻力等对系统运行影响较小的参数，使得飞行控制算法更加简洁。
2.2PID控制算法结构分析在动力学模型的基础上，将小型四旋翼飞行器实时控制算法分为两个控制回路，即位置
-3-
控制回路和姿态控制回路。
算法结构如图B-1所示。
xyz
ϕθφ
飞
给
位置控制
姿态
行
电机控制
定
控制
器
位
机
置
体
姿态控制回路
位置控制回路
图2-1
四旋翼飞行器控制算法结构图
使用经典PID控制算法实现位置控制回路和姿态控制回路。
PID算法简单可靠，理论体
系完备，而且在长期的应用过程中积攒了大量的使用经验，在飞行器位置和姿态控制应用中
具有良好的控制效果和较强的鲁棒性，能提供控制量的较优解。
控制回路包含了x,y,z三个控制量，因此设计3个独立的PID控制器对位移进行控制。
根据PID
控制器的原理，设kp,ki,kd分别为比例项、积分项和微分项系数，有
⎧
x=k
p
（x
y=kp（y
（z
-xd）+ki⎰
-yd）+ki⎰
-zd）+ki⎰
（x-xd）dt+kd（x-xd）
（y-yd）dt+kd（y-yd）
式1-2
（z-zd）dt+kd（z-zd）
其中，xd,yd,zd为航姿参考系统测量到的加速度积分得到的位移量。
姿态控制回路的作用是控制四旋翼飞行器的飞行姿态，使其实际姿态与设定的姿态一致。
姿态控制回路有偏航角、俯仰角和横滚角三个控制量，在此忽略三个通道之间的耦合效应，设计3个独立的PID控制
器对每个量进行独立控制。
/l
u=φ⋅I
1
X
式1-3
⎨u2=θ⋅IY/l
u
=ϕ⋅I'
3
Z
根据PID控制器的原理，设kp,ki,kd分别为比例项、积分项和微分项系数，有控制器方程如B-4。
（ϕ-ϕ
）+k
iϕ⎰
）dt+k
）
ϕ=k
pϕ
d
dϕ
（θ-θd）+kiθ⎰
式1-4
θ=kpθ
（θ-θd）dt+kdθ（θ-θd）
（φ-φ）+k
iφ⎰
（φ-φ
φ=k
pφ
dφ
（φ-φ）
其中比例项系数为3.3积分项系数为0.14微分项系数为3.2。
本系统最主要的参数计算是对MPU-6050等传感器采集的原始飞行数据进行处理。
单片机从MPU-6050芯片获取的数据是飞行器的三轴角速度和三轴角加速度，MCU对数据进行PID算法处理可以得到飞行器当前的飞行姿态，PID是比例,积分,微分的缩写。
比例调节作用：
是按比例反应系统的偏差,系统一旦出现了偏差,比例调节立即产生调节作用用以减少偏差。
比例作用大,可以加快调节,减少误差,但是过大的比例,使系统的稳定性下降,甚至造成系统的不稳定。
积分调节作用：
是使系统消除稳态误差,提高无差度。
因为有误差,积分调节就进行,直至无差,积分调节停止,积分调节输出一常值。
积分作用的强弱取决与积分时间常数Ti,Ti越小,积分作用就越强。
反之Ti大则积分作用弱,加入积分调节可使系统稳定性下降,动态响应变慢。
。
我们通过测试分别对X轴，Y轴，Z轴调整Kp,Ki,Kd的值。
先调节Kp的值，再调节Kd的值，最后再调整Ki的值，以此来保证飞行器的姿态，达到所需的要求。
四.理论分析与计算
4.1．Pid控制算法分析
由于四旋翼飞行器由四路电机带动两对反向螺旋桨来产生推力，所以如何保证电机在平稳悬浮或上
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