【正文】 present, the application of UAV has been developed to the military, scientific research, civilian three areas are the specific applications such as electric power, munications, meteorology, agriculture, marine, exploration, photography, disaster prevention and mitigation, estimating the yield of crops in the fields of drug smuggling, border patrol, anti terrorism and other security applications is very wide. There is no short distance endurance UAV power source in the case of certain air can only give the UAV itself weight, and unable to realize long distance flight, and the power source download weight is too small. The UAV Control in variable structure is not perfect, it is necessary to further improve and perfect control. Keywords: variable structure mechanical structure。 process control。 1917年人們可以盡情的放飛思想來探索時代。后來逐漸隨著科技不斷進步，無人 機的相關(guān)配套科技技術(shù)在不斷進步完善被論證當中 ， 80年代 左右 新一代無人機在戰(zhàn)場上的優(yōu)越表現(xiàn)吸引了世界各國人民和軍事界人物和政客們的眼球受到了功能性的認可， 讓 原本概念型的 無人機重回 世界的視線中 。 無人機 是一種全新型概念性設(shè)備 ,通過在地面建設(shè)發(fā)射平臺來對無人機上裝有的接收裝置發(fā)射相應(yīng)要求信號，其在機身上核心芯片中有姿態(tài)調(diào)控、自我控制、信號收發(fā)、遙測信號、 GPS 等，通過這些 功能實現(xiàn)對無人機的無人操作和駕駛 。 六十 年代 在 微通信的進步和控制理論的完善無人駕駛偵察機也應(yīng)運而生。 其中常規(guī)的固定翼飛機例如我們常說的噴氣式商用客機其需要很長的跑道和起飛動能只有在速度達到一定程度上，飛機才能得到足夠的升力完成起飛過程，但是其也具有在空中飛行時間 長且在空中能保持穩(wěn)定飛行姿態(tài)和平穩(wěn)性 。 這種概念型全新型無人機具備人們需要的兩大優(yōu)勢，還同時解決了人們再設(shè)計之初想要解決的難點。目前國內(nèi)研究進度都取得了顯著的進步，南航在飛行過程空中力學模型建立和空中姿態(tài)控制等方面；西北大 學 在 變姿態(tài)控制 等；中航工業(yè)在過程階段空中傾轉(zhuǎn)控制規(guī)律等。 之所以叫“可傾轉(zhuǎn)變結(jié)構(gòu)”式無 人機，就是因為這種新型無人機可以在空中依靠可變結(jié)構(gòu)的旋翼來實現(xiàn)在空中的飛行狀態(tài)改變即實現(xiàn)起降、航行、變姿態(tài)等飛行目的。 可傾轉(zhuǎn)變結(jié)構(gòu)旋翼無人機在飛行時具有三種飛行態(tài)： 變結(jié)構(gòu) 起降態(tài)、常規(guī)移動 飛行態(tài) 和懸停狀態(tài) ，這三種狀態(tài)簡單的將無人機傳統(tǒng)意義上的兩大矛盾體有機的結(jié)合在一起，并且進一步的簡化飛行中的狀態(tài)轉(zhuǎn)變，其中在起降態(tài)時對無人機本身提供了升力，而在飛行態(tài)時提供推力，已達到飛行的速度要求，其中對于過渡態(tài)是相對比較復雜的一個狀態(tài)，就需要在過渡態(tài)對控制進行細分和調(diào)控參數(shù)，對 于傳統(tǒng)意義上的無人機在飛行過程中不僅提供升力還同時提供推力，這樣對于傳統(tǒng)的無人機在控制上的控制就提出了比較高的控制要求，不僅需要控制起降，還要同時控制飛行，這就對空中的變化過程有盡可能多的預測和增加基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。起飛 時， 旋轉(zhuǎn)機翼 面朝上提供客服機身重力的 升力，而在空中改為平飛時， 機翼 面朝前傾斜，提供水平方向推力 或者重力 ， 這就是傾轉(zhuǎn)機翼 。在民用領(lǐng)域，無人機開始在氣象監(jiān)測、地質(zhì)勘測、地圖測繪、邊境控制、信號中繼等諸多領(lǐng)域得到廣泛的應(yīng)用 。 變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機是為 改善 常規(guī)四旋翼無人機的缺點 。 國內(nèi)目前對于變結(jié)構(gòu)無人機的應(yīng)用正是因為現(xiàn)實的應(yīng)用和需要，才衍生了這種新型概念型無人機。而目前變結(jié)構(gòu)可傾轉(zhuǎn)無人機就是這樣一個可以合理解決上述要求的新型裝備，但是還需要進一步的去完善它，不管是在理論上還是在結(jié)構(gòu)設(shè)計上還是說是在新設(shè)備的應(yīng)用上，都需要進一步的去完善這些選擇，從其中選擇一個合理的方案來完善這一新性概念無人機的總體設(shè)計方案。幾大系統(tǒng)的組成就需要中間的控制程序來協(xié)調(diào)處理無人機在空中可能遇到的不確定因素來進行處理。這種結(jié)構(gòu)的優(yōu)點在于是不需要增加其他的機械動能傳動結(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。常規(guī)直升機只有一個旋翼，拉力增加的有限 ，因此多旋翼無人機這種設(shè)計模式就可以較大的增大飛行器的拉力。但是四旋翼飛行器從整體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) 7 的直升機的時間常數(shù)較大一些。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。四個輸出部件呈對角線分布 ,分別位于四個角的頂端。 8 圖 (b)空中姿態(tài)控制流程 垂直爬升或者下降：飛行器在垂直爬升的過程中 ,在爬升率穩(wěn)定以后 ,所需的升力只需稍微大于懸停的平衡狀 態(tài) ,其差別只在于機身在旋翼轉(zhuǎn)動的速度中有所不同 ,爬升時的轉(zhuǎn)速要比懸?？?,但是發(fā)動機的功率需求大。保持在水平方向和垂直方向的平衡 ,要不如果出現(xiàn)在任意一個旋翼出現(xiàn)增加或者減小 ,就會影響機體的不平衡 ,就會引起偏移甚至是機體無法正常飛行。停狀態(tài)。其余的旋翼速度保持不變。這樣會導致前后旋翼的拉力變化 ,造成前后旋翼的力矩使其繞 Yb 旋轉(zhuǎn)。由于左右的轉(zhuǎn)速增加或者減小相同的轉(zhuǎn)速就不會造成滾轉(zhuǎn)角 ,同樣前后的轉(zhuǎn)速變化相同也不會出現(xiàn)俯仰角。由反作用力就可以得出機體會繞中心逆時針旋轉(zhuǎn) ,這樣就產(chǎn)生了反扭矩。因此在對其建立數(shù)學模型時做如下假設(shè)： (1) 將無人機本身包含旋翼和螺旋槳視為物理學中幾何結(jié)構(gòu)對稱且質(zhì)量分布均勻的剛體； (2) 因為飛行器通常飛行高度在兩千米以下，地球表面的加速度可以認為是近地表的數(shù)值，所以可以忽略不計將其視為常數(shù)。分別 建立以 機體 質(zhì)心為原點的坐標系和 以大地上相對一點為原點的 地面坐標系。 BBZO 軸垂直于 BBXO 軸和 BBYO 軸所 在的平面。 由以上定義可得出，四 軸 無人機 機體 坐標系到 大地 坐標系各個軸的轉(zhuǎn)換方程，分別表示為式 ()~() 12 ? ?? ?? ?2 . 31000c o ss i n0s i nc o s2 . 2c o s0s i n010s i n0c o s2 . 1c o ss i n0s i nc o s0001?????????? ?????????????????????????????????????????RRR 由式 ()~式 ( )可知機體坐標系 B 到地面坐標系 E 的轉(zhuǎn)換矩陣為 ? ?2 . 4c o sc o ss i nc o ss i nc o ss i nc o ss i ns i ns i ns i ns i nc o ss i ns i ns i nc o ss i nc o ss i ns i nc o sc o sc o stoto???????????????????????????????????????????BEBERRRRR 其中， BEtoR 為四旋翼飛行器 機身質(zhì)心 坐標系與 靜止的大地 坐標系之間的 空間坐標系 轉(zhuǎn)換關(guān)系。 根據(jù)圖 對四旋翼飛行器的受力分析，應(yīng)用牛頓力學定律，得到 13 相對于地球坐標系的平動動力學模型為 ? ? gF mk dtf ??? ?? ??? 其中， m 為四旋翼直升機質(zhì)量， ? ?Tz,y,x??? 是直升機平動位置，? ?Tg,0,0?g 為重力加速度， dtk 為平動拖拽力系數(shù)， ? ?TFFF zyxf ,?F 直升機四個螺旋槳總升力。查資料可得。將式 ()和 ()代入式 ()，得 15 ? ?? ?? ? ? ?2 .2 0???????????????????pqIIrIprIIqIqrIIpIxxyyzzzzxxyyyyzzxx????H 將式 ()代入式 ()可以得 ? ?? ?? ? ? ?????????????????????????????pqIIrIprIIqIqrIIpIMMMxxyyzzzzxxyyyyzzxxzyx???M 將式 ()進行變換，得 ? ?? ?? ?? ?? ?? ? ? ?1z11??????????????????????????????zzxxyyyyzzxxyxxyyzzxIpqIIMIprIIMIqrIIMrqp??? 由歐拉定理可知，歐拉角 ? ???? , 與機體坐標系下角速度 ? ?Trqp , 之間有如下關(guān)系 ? ?c o sc o ss i n0c o ss i nc o s0s i n01??????????????????????????????????????????????rqp 也可寫成 ? ?s e cc o ss e cs i ns i nc o st a nc o st a ns i n??????????????????????????????????????rqrqrpp 對式 ()進行求導得到 ? ?? ?? ?? ?? ?? ?? ?111???????????????????zzxxyyzyyzzxxyxxyyzzxIIIMIIIMIIIM????????????????????? 為了把四旋翼飛行器非線性耦合模型分解成四個獨立的控制通道，四旋翼飛行器的控制輸入可以定義為 16 ? ?? ?? ?? ?24232221212322244122142132443214321??????????????????????????????????????????????????????????? ???????????dttiitkkkkFFFFFFFFFFFFUUUU 其中， 1U 為垂直升降控制量， 2U 為滾轉(zhuǎn)運動控制量， 3U 為俯仰運動控制量， 4U 為偏航運動控制量。 式 ()為本文推導的四旋翼飛行器的最終模型，在下文中對其進行分析及建模。本文通過調(diào)整輸出矩陣輸出 的變量為??? , zyx 。 19 控制算法流程 控制算法重要性就像人體的大腦一樣重要，也是整體的運算中心，想要設(shè)計一個完美控制算法難度不亞于一個大腦的腦回路般復雜，但是可以利用機器的特性，設(shè)計一個有邏輯過程的控制算法是可以實現(xiàn)的，一般是將控制過程進行模擬簡化并根據(jù)簡化的結(jié)構(gòu)來分步執(zhí)行簡化的邏輯程序。中控芯片負責對提取的參數(shù)進行過濾、解讀、處理、運算進而進行控制。在 k 時刻給定的電機轉(zhuǎn)速信號和給定的現(xiàn)實電機轉(zhuǎn)速之間存在一定得誤差為 ? ? ? ? ? ?kkDkerr VVV ?? ，此時增量是算法的表達式為： ? ? ? ? ? ? ? ?? ? ? ? ? ?為積分系數(shù)。 由于這種布局從結(jié)構(gòu)上改變了現(xiàn)有設(shè)計所導致的由傾斜機翼 /旋翼的傾角 /轉(zhuǎn)速來同時調(diào)整飛機的姿態(tài)和航速的控制方式，使得姿態(tài)和航速由側(cè)翼和“ X”布局四旋翼分別來控制，它將有效地改善系統(tǒng)的動態(tài)性能并降低控制系統(tǒng)設(shè)計難度。 AIRf 與攻角，姿態(tài)和線速度的關(guān)系可通過實驗飛行獲得。最后解算出四旋翼推力 T。 這其中