四旋翼飞行器设计资料解读文档格式.docx
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目前世界上存在的四旋翼飞行器基本上都属于微小型无人飞行器，一般可分为3类：
遥控航模四旋翼飞行器、小型四旋翼飞行器以及微型四旋翼飞行器。
（1）遥控航模四旋翼飞行器
遥控航模四旋翼飞行器的典型代表是美国Dfaganflyer公司研制的Dragan．flyerIII和香港银辉（silverlit）玩具制品有限公司研制的X．UFO。
DraganflyerIII是一款世界著名的遥控航模四旋翼飞行器，主要用于航拍。
机体最大长度（翼尖到翼尖）76．2cm，高18cm，重481．19：
旋翼直径28cm，重69；
有效载荷113．29；
可持续飞行16--20min。
DraganflyerIII采用了碳纤维和高性能塑料作为机体材料，其机载电子设备可以控1书1]4个电机的转速。
另外，还使用了3个压电晶体陀螺仪进行姿态增稳控制【5J。
X．UFO机体最大长度68．5cm，高14cm；
持续飞行时间约5min；
遥控距离可达100m。
X．UFO的旋翼被置于发泡聚丙烯（EPp）,tJ成的圆环中，比DraganflyerIII有更好的安全性[471。
（2）小型四旋翼飞行器
世界上对小型四旋翼飞行器的研究主要集中在3个方面：
基于惯导的自主飞行控制、基于视觉的自主飞行控制和自主飞行器系统方案，其典型代表分别是：
瑞士洛桑联邦科技学院的OS4、宾夕法尼亚大学的HMX4和佐治亚理工大学的GTMRAS
OS4是EPFL自动化系统实验室开发的一种电动小型四旋翼飞行器，研究的重点是机构设计方法和自主飞行控制算法，目标是要实现室内和室外环境中的完全自主飞行。
目前，该项目已经进行了两个阶段。
OS4I最大长度约73cm，质量为2359g；
它使用TDraganflyerIII的旋翼和十字框架，4个Faulhaber1724电机，以及一个Xsense的MT9．B微惯性测量单元。
研究人员通过万向节将它固定于飞行测试平台之上，使其只具有3个转动自由度；
能源供给、数据处理、电机驱动模块以及飞行控制单元都由飞行器外部提供；
至2004年，已经分别基于多种控制算法（例如：
PID、LQ、Backstepping、Sliding—mode），实现了飞行器姿态控制【6’7】。
OS4II的机身最大长度72cm，重5209；
机载2309的锂电池，能提供自主飞行
30min的能量。
它与OS4I的区别主要有：
使用了桨叶面积更大的新旋翼；
使用了更轻、功率更大的LRK无刷电机BLDC；
使用皮带减速装置代替了电机减速箱；
控制器、传感器、电池和电机驱动模块等都直接安装在机体上，不再由机体外部提供。
2006年1月EPFL已经实现了OS4II在室内环境中基于惯导的自主悬停控制。
HMX4在机构上与DraganflyerIII相似，最大长度76cm，重约7009，机体底部有5个彩色标记。
地面摄像头跟踪并测量标记的位置与面积，从而计算获得飞行器的3个姿态角（角速率则由3轴陀螺仪测量获得，主要用于飞行器姿态增稳控制）和位置。
研究人员将整个系统安装在一个实验平台上（该实验平台只对飞行器在水平面内的运动范围进行了限制），实现了自主悬停控制，使用的控制算法是Backsteppingl81。
最近，HMX4研究人员又开发了一套基于机载和地面双摄像头的视觉定位与定姿系统，进一步提高了测量的精度。
这种基于视觉的飞行控制方法可以很好地应用于一些特殊的任务，比如：
在固定平台自主起飞与降落，与地面可移动机器人协同等。
GTMARS是佐治亚理工大学面向火星探测任务而设计的CAD无人机系统。
它重20kg，旋翼半径0．92m，续航时问30min。
折叠封装的GTMARS随四面体着陆器登陆火星后，能自动将机构展开；
能自主起飞和降落，巡航速度可达72km／h；
另外，它还能返回到着陆器补充能量19J（着陆器装载有太阳能电池）。
（3）微型四旋翼飞行器
微型飞行器（㈣从一开始就引起了人们极大的兴趣，斯坦福大学的Mesicopter是目前世界最著名、最重要的MAV之～。
Mesicopter是斯坦福大学的研究小组在NASA支持下，为研究微型旋翼飞行器技术而设计的。
机身为16mm×
16mm方形框架；
旋翼直径1．5cm，厚度0．08mm；
电机直径3ram，重量325mg。
目前已经完成了试验样机在一竿臂上的离地起飞，进一步的工作仍在继续，最终目标是实现自主飞行和多飞行器协同完成具体任务
三．课题研究的科学意义与发展前景
飞行控制问题是微小型四旋翼无人直升机研制的关键问题，主要有两方面的困难。
首先，对其进行精确建模非常困难。
飞行过程中，它不但同时受到多种物理效应的作用，比如：
空气动力、重力和陀螺效应等，还很容易受到气流等外部环境的干扰。
因此，很难获得准确的气动性能参数，难以建立有效、准确的动力学模型。
因为它的复杂性，在忽略弹性振动及变形的情况下，工程中所使用的直升机模型都是经过不同程度简化处理的，导致模型建立不精确。
其次，微小型四旋翼无人直升机是一个具有六个自由度，而只有四个控制输入的欠驱动系统（UnderactuatedSystem）。
它具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的特性，使得姿态控制器的设计变得非常困难。
根据微小型四旋翼飞行器发展现状和相关高新技术发展趋势，预计它将有以
下发展前景。
（1）随着相关研究进一步深入，预计在不久的将来小型四旋翼飞行器技术会逐步走向成熟与实用。
任务规划、飞行控制、无GPS导航、视觉和通信等子系统将进一步健全和完善，使其具有自主起降和全天候抗干扰稳定飞行能力。
它未来的主要技术指标：
任务半径5km，飞行高度100m，续航时间lh，有效载荷约5009，完全能够填补目前国际上在该范围内侦察手段的空白。
（2）未来的微型四旋翼飞行器将完全能够达到美国国防预研局对MAV基本技术指标【10l的要求。
随着低雷诺数空气动力学研究的深入，以及纳米和MEMS技术的发展，四旋翼MAV必然取得理论和工程上的突破。
它将是一种有4个旋翼的可飞行传感器芯片，是一个集成多个子系统（导航与控制、动力与能源、任务与通信等子系统）的高度复杂MEMS系统；
不但能够在空中悬停和向任意方向机动飞行，还能飞临、绕过甚至是穿过目标物体。
此外，它还将拥有良好的隐身功
能和信息传输能力。
（3）微小型四旋翼飞行器的编队飞行与作战应用【14】。
在未来的战争中，微小型四旋翼飞行器的任务之一将是对敌方进行电子干扰并攻击其核心目标。
单个微小型飞行器的有效载荷量毕竟有限，难以有效地完成任务，而编队飞行与作战不仅可以极大地提高有效载荷量，还能够增强其突防能力。
总之，微小型四旋翼无人直升机飞行控制技术的研究，从理论和工程的角
度都具有重要意义。
四．微小型四旋翼飞行器发展的关键技术
迄今为止，微小型四旋翼飞行器基础理论与实
验研究已取得较大进展，但要真正走向成熟与实用，
还面临着诸多关键技术的挑战。
1最优化总体设计
进行微小型四旋翼飞行器总体设计时，需要遵循以下原则：
重量轻、尺寸小、速度快、能耗和成本低。
但这几项原则相互之间存在着制约与矛盾，例如：
飞行器重量相同时，其尺寸与速度、能耗成反比。
因此，进行微小型四旋翼飞行器总体设计时，首先要根据性能和价格选择合适的机构材料，尽可能地减轻飞行器重量；
其次，需要综合考虑重量、尺寸、飞行速度和能耗等因素，确保实现总体设计的最优化。
2动力与能源
动力装置包括：
旋翼、微型直流电机、减速箱、光电码盘和电机驱动模块，能量由机载电池提供。
微小型四旋翼飞行器的重量是影响其尺寸的主要因素，而动力与能源装置的重量在整个机体重量中占了很大比例。
对于0S4II，该比例就高达75％。
因此，研制更轻、更高效的动力与能源装置是进一步微小型化四旋翼飞行器的关键。
另一方面，动力装置产生升力时，消耗了绝大部分机载能量。
例如，0S4II的电能有91％被动力装置消耗。
要提高飞行器的效率，关键在于提高动力装置的效率。
除尽量提高机械传动效率外，还必须选择合适的电机与减速比在兼顾最大效率和最大输出功率两项指标的前提下将电机工作点配置在推荐运行区域内。
3数学模型的建立
为实现对微小型四旋翼飞行器的有效控制，必须准确建立其在各种飞行状态下的数学模型。
但是飞行过程中，它不仅同时受到多种物理效应的作用（空气动力、重力、陀螺效应和旋翼惯量矩等），还很容易受到气流等外部环境的干扰。
因此，很难建立有效、可靠的动力学模型。
此外，所使用的旋翼尺寸小、质量轻、易变形，很难获得准确的气动性能参数，也将直接影响模型的准确性。
建立四旋翼MAV数学模型时，还必须深入研究和解决低雷诺数条件下旋翼空气动力学问题。
微型飞行器空气动力学特性与常规飞行器有很大的不同，当前许多空气动力学理论和分析工具均不适用，需要发展新的理论和研究手段--。
4飞行控制
微小型四旋翼飞行器是一个具有六自由度（位置与姿态）和4个控制输入（旋翼转速）的欠驱动系统（UnderactuatedSystem）u，具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的特性，使得飞行控制系统的设计变得非常困难。
此外，控制器性能还将受到模型准确性和传感器精度的影响。
姿态控制是整个飞行控制的关键，因为微小型
四旋翼飞行器的姿态与位置存在直接耦合关系（俯仰／横滚直接引起机体向前后／左右移动），如果能精确控制飞行器姿态，则采用PID控制律就足以实现其位置与速度控制。
国际相关研究都着重进行了姿态控制器的设计与验证，结果表明：
尽管采用非线性控制律能够获得很好的仿真效果，但由于对模型准确性有很强的依赖，其实际控制效果反而不如PID。
因此，研制既能精确控制飞行器姿态，又具有较强抗干扰和环境自适应能力的姿态控制器是微小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究的当务之急。
五．四旋翼飞行器的结构形式和工作原理：
1.结构形式
直升机在巧妙使用总距控制和周期变距控制之前，四旋翼结构被认为是一种最简单和最直观的稳定控制形式。
但由于这种形式必须同时协调控制四个旋翼的状态参数，这对驾驶员认为操纵来说是一件非常困难的事，所以该方案始终没有真正在大型直升机设计中被采用。
这里四旋翼飞行器重新考虑采用这种结构形式，主要是因为总距控制和周期变距控制虽然设计精巧，控制灵活，但其复杂的机械结构却使它无法再小型四旋翼飞行器设计中应用。
另外，四旋翼飞行器的旋翼效率相对很低，从单个旋翼上增加拉力的空间是非常有限的，所以采用多旋翼结构形式无疑是一种提高四旋翼飞行器负载能力的最有效手段之一。
至于四旋翼结构存在控制量较多的问题，则有望通过设计自动飞行控制系统来解决。
四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，旋翼1和旋翼3逆时针旋转，旋翼2和旋翼4顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。
四旋翼飞行器的结构形式如图1.1所示。
四旋翼飞行器的结构图
（2）
2.工作原理
典型的传统直升机配备有一个主转子和一个尾桨。
他们是通过控制舵机来改变螺旋桨的桨距角，从而控制直升机的姿态和位置。
四旋翼飞行器与此不同，是通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。
由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，这样会导致其动力部稳定，所以需要一种能够长期保稳定的控制方法。
四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。
但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。
四旋翼飞行器结构形式如图所示，电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。
与传统的直升机相比，四旋翼飞行器有下列优势：
各个旋翼对机身所施加的反扭矩与旋翼的旋转方向相反，因此当电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，可以平衡旋翼对机身的反扭矩。
四旋翼飞行器在空间共有6个自由度（分别沿3个坐标轴作平移和旋转动作），这6个自由度的控制都可以通过调节不同电机的转速来实现。
基本运动状态分别是：
（1）垂直运动；
（2）俯仰运动；
（3）滚转运动；
（4）偏航运动；
（5）前后运动；
（6）侧向运动。
在图3.2中，电机1和电机3作逆时针旋转，电机2和电机4作顺时针旋转，规定沿x轴正方向运动称为向前运动，箭头在旋翼的运动平面上方表示此电机转速提高，在下方表示此电机转速下降。
（1）垂直运动：
垂直运动相对来说比较容易。
在图中，因有两对电机转向相反，可以平衡其对机身的反扭矩，当同时增加四个电机的输出功率，旋翼转速增加使得总的拉力增大，当总拉力足以克服整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；
反之，同时减小四个电机的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿z轴的垂直运动。
当外界扰动量为零时，在旋翼产生的升力等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停状态。
保证四个旋翼转速同步增加或减小是垂直运动的关键。
（2）俯仰运动：
电机1的转速上升，电机3的转速下降，电机2、电机4的转速保持不变。
因为旋翼转速的改变引起四旋翼飞行器整体扭矩及总拉力
改变，旋翼1与旋翼3转速该变量的大小应相等。
由于旋翼1的升力上升，旋翼3的升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕y轴旋转（方向如图所示），同理，当电机1的转速下降，电机3的转速上升，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。
（3）滚转运动：
改变电机2和电机4的转速，保持电机1和电机3的转速不变，则可使机身绕x轴旋转（正向和反向），实现飞行器的滚转运动。
（4）偏航运动：
四旋翼飞行器偏航运动可以借助旋翼产生的反扭矩来实现。
旋翼转动过程中由于空气阻力作用会形成与转动方向相反的反扭矩，为了克服反扭矩影响，可使四个旋翼中的两个正转，两个反转，且对角线上的来年各个旋翼转动方向相同。
反扭矩的大小与旋翼转速有关，当四个电机转速相同时，四个旋翼产生的反扭矩相互平衡，四旋翼飞行器不发生转动；
当四个电机转速不完全相同时，不平衡的反扭矩会引起四旋翼飞行器转动。
当电机1和电机3的转速上升，电机2和电机4的转速下降时，旋翼1和旋翼3对机身的反扭矩大于旋翼2和旋翼4对机身的反扭矩，机身便在富余反扭矩的作用下绕z轴转动，实现飞行器的偏航运动，转向与电机1、电机3的转向相反。
（5）前后运动：
要想实现飞行器在水平面内前后、左右的运动，必须在水平面内对飞行器施加一定的力。
增加电机3转速，使拉力增大，相应减小电机1转速，使拉力减小，同时保持其它两个电机转速不变，反扭矩仍然要保持平衡。
飞行器首先发生一定程度的倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，因此可以实现飞行器的前飞运动。
向后飞行与向前飞行正好相反。
飞行器在产生俯仰、翻滚运动的同时也会产生沿x、y轴的水平运动。
（6）倾向运动：
由于结构对称，所以倾向飞行的工作原理与前后运动完全一样。
六．系统设计
典型的传统直升机配备有一个主转子和一个尾浆。
但也存在其他类型的直升机，如双转轴或串列式直升机，同轴直升机等。
而四旋翼微型飞行器与此不同，是通过调节4个电机转速来改变螺旋桨速度，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。
四旋翼微型飞行器没有自动倾斜器。
信号其整机升力由4个电机提供。
由于飞行器是通过改变螺旋桨速度实现升力变化，这样会导致其动力不稳定，所以需要一种能20具够确保长期稳定的控制方法。
四旋翼微型飞行器是一种六自由度的垂直起降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行；
但是，四旋翼直升机只有4个输入力，同时却有6个输出，所以它又是一种欠驱动系统。
图l为四旋翼微型飞行器的结构俯视图。
与传统直升机相比，该飞行器有下列优势：
侧面电机1、3顺时针旋转的同时，前后电机2、4逆时针旋转。
因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。
七．飞行控制器的主要功能如下：
1）提供多个通佰信道，使飞行器与陀螺仪、磁航向计、高度计、导航系统、地面测控系统通信；
2）提供足够的存储空间，以满足复杂控制软件的实现；
3）检测飞行器的状态量，包括高度、速度、航向、姿态等；
4）通过RS232串行接口与地面测控系统通讯，一方面获取地面的控制信号．另一方面将飞行器的状态信息回传给地面；
5）飞行器能工作在手动／自主的切换模式。
由于四旋翼微型飞行器体积小、重量轻，在飞行中易受外界环境干扰发生飞行事故，在设计中通过地面测控系统，使飞行控制模式能在手动／自主方式自由切换。
在手动模式时，飞行器完全由操纵者人工控制；
在自主模式时，飞行器按照给定任务自动控制电机完成。
图2为四旋翼微型飞行器的总体设计。
八．总结与展望.
微小型四旋翼无人直升机在军事、民用方面都有十分广阔的应用前景，其建模与非线性控制涉及多学科、多领域内容。
目前，国际上在这方面的研究正处于发展阶段，国内则还处于初级阶段。
本文从微小型四旋翼无人直升机数学模型的建立开始，设计了两种飞行控制算法，并利用SR-UKF进行了状态估计，研究结果对微小型四旋翼无人直升机的进一步研制具有重要理论和实际意义。
纵观全文，本课题主要完成了以下几方面的工作：
1、综述了微小型四旋翼无人直升机的研究现状及相关技术，论述了开展这方面研究的重要意义。
2、建立了微小型四旋翼无人直升机的数学模型。
针对自行研制的微小型四旋翼无人直升机原型样机，对其旋翼空气动力学、动力系统和刚体动力学进行数学建模，推导出了全状态非线性系统方程，并将之变换为仿射非线性形式。
3、针对微小型四旋翼无人直升机的欠驱动特性，设计了基于Backstepping的飞行控制算法。
仿真实验表明该方法能够实现微小型四旋翼无人直升机定点悬停和轨迹跟踪飞行控制，并具有一定鲁棒性。
4、应用“误差-误差”原理，针对微小型四旋翼无人直升机的直接驱动状态，设计了ADRC控制器，并利用PD-ADRC双闭环控制器消除了欠驱动状态引起的零动态。
仿真结果表明该方法能够实现微小型四旋翼无人直升机悬停控制，并具有一定鲁棒性。
5、采用SR-UKF滤波方法，结合微小型四旋翼无人直升机的离散状态方程和量测方程，实现了对控制器所需状态变量的估计，并通过仿真实验验证了该方法的有效性。
本文仅对微小型四旋翼无人直升机的建模与非线性控制进行了初步研究，还有许多问题有待于进一步深入和扩展。
从实际应用的角度来看，论文认为有必要进一步开展以下几方面研究：
1、模型验证。
论文仅利用数学方法对微小型四旋翼无人直升机进行了理论建模，模型准确性尚需验证，因此有必要通过在实际系统上进行系统辨识，得出能与数学模型相比较的辨识模型。
2、控制器设计及实现。
论文中提出的控制器设计都是基于连续系统的，而实际的系统控制器设计必须基于离散系统进行，因此有必要针对实际系统设计进行进一步研究。
3、其它智能控制方法。
不论是数学模型还是辨识模型，都不能完整地反映微小型四旋翼无人直升机的特性，论文仅利用Backstepping和ADRC方法进行了初步的尝试，其它如神经网络、遗传算法、专家系统等智能控制方法在微小型四旋翼无人直升机上的应用同样是值得研究的内容。
4、状态估计方法的进一步完善。
论文的状态估计部分只考虑了几种典型的误差，而且只是进行了理论性的仿真实验，并没有针对实际的惯性测量器件进行研究，这远不能满足实际应用的要求，还需要做进一步的研究。
九．材料
机身和:
螺旋桨材料为铝合金。
需四个电动马达。
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