【正文】 有一個(gè)很重要的要點(diǎn)，就是對(duì)于無人機(jī)機(jī)身本身必須保持機(jī)身總體質(zhì)量或其他配加的重量的 質(zhì)心在無人機(jī)的中心，同時(shí)使得旋翼產(chǎn)生的力矩在一個(gè)點(diǎn)上且與質(zhì)心重合，只有受力點(diǎn)和質(zhì)心重合時(shí)對(duì)于無人機(jī)自身的受力影響才會(huì)更加穩(wěn)定。 圖 （ b）（ c）變結(jié)構(gòu)空中動(dòng) 態(tài)變化過程圖 之后提供推力，來完成對(duì)變結(jié)構(gòu)無人機(jī)的空中軌跡的完成，當(dāng)?shù)竭_(dá)目的地上空時(shí)，變結(jié)構(gòu)無人機(jī)通過如圖（ d）到如圖（ e）的過程。 其次就是在對(duì)空中的受力變化和穩(wěn)定性能進(jìn)行必要的整改和調(diào)整，這就需要對(duì)整體的質(zhì)量和參數(shù)有一個(gè)明確的位置判斷。 ?e 是目標(biāo)角度和傳 感器測(cè)量的角度之間的誤差。 3U 是控制機(jī)體產(chǎn)生目標(biāo)角度按計(jì)算得出的滾轉(zhuǎn)力矩 . DlP KKK 、 是三個(gè)過程系數(shù)已實(shí)現(xiàn)和滾裝控制相同過程功能。 28 圖 偏航角流程圖 輸入一個(gè)給定信號(hào)需要達(dá)到的高度，進(jìn)過中心控制處理器，對(duì)高度參數(shù)，進(jìn)行 PID 控制器和核心芯片計(jì)算，得出反饋信號(hào)在反饋到側(cè)量工具中，以回應(yīng)現(xiàn)實(shí)參數(shù)的目標(biāo)值，對(duì)于給定的參數(shù)形成一種閉環(huán)控制系統(tǒng)，來實(shí)現(xiàn)對(duì)高度的實(shí)時(shí)控制和調(diào)參。同時(shí)對(duì)無人機(jī)的各個(gè)硬件實(shí)現(xiàn)控制和調(diào)控，并按一定邏 輯來實(shí)現(xiàn)控制要求，同時(shí)使邏輯較為簡(jiǎn)單、合理、快速。 因電機(jī)的升力的不同，使得升力與質(zhì)心之間的力矩不同，實(shí)現(xiàn)力矩的差量，進(jìn)而在空中完成諸多的姿態(tài)形式，進(jìn)過多次的控制，讓反饋參數(shù)與實(shí)際參數(shù)近似相等。 圖 模擬控制仿真高度輸入信號(hào) 31 圖 模擬控制仿真高度輸出信號(hào) 控制主程序及關(guān)鍵程序編寫 根據(jù)變結(jié)構(gòu)無人機(jī)的自身特點(diǎn)和自 身控制需求，對(duì)控制過程編寫了專用的程序來控制相應(yīng)的流程，來講流程圖轉(zhuǎn)化為了機(jī)器語言。 }} ED OILE 描述： 飛控制 include include include fly_modh = 1。 //外 0fb1 } xyz_f_t except_A = {0,0,0}xyz_f_t ctrl_angle_offset = {0,0,0}。/期望角度 *( my_( ( CH_foom( (CH_filter[PIT]) ,0,30 )/ )。 // = . *4096。 // += *3.* ( )。 = To_180_dgres( Pitch )。 = ABS()/AGLE_TO_MAX_AS。 = ctrl_2PID[IDPITH].ki * *T。 = Thr_Weight TRL_2_INT_LIMIT。 /* 對(duì)用于計(jì)算比例項(xiàng)的角度誤差限幅 */ LIMT( , 90, 90 )。 + + )。 圖 硬件電機(jī)電調(diào)設(shè)備連線圖 電池：作用是為多旋翼無人機(jī)提供所需的一切能量，其中用于對(duì)中心控制的供電和旋翼的旋轉(zhuǎn)的能量一般根據(jù)多旋翼無人機(jī)自身重量及旋翼所能提供的升力和續(xù)航時(shí)間，采取折中方案選取一定的電量的電池，一般選用 11V 左右的直流鋰電池，根據(jù)使用時(shí)長(zhǎng)來確定容量。然而主控核心芯片不能輸出直接控制電機(jī)的信號(hào)。同時(shí)還能節(jié)約適當(dāng)?shù)碾娏?，起到?jié)能的作用，為無人機(jī)在空中提高航時(shí)起到重要作用，無刷電機(jī)采用電子換向裝置代替?zhèn)鹘y(tǒng)的機(jī)械換向裝置，同時(shí)保留了直流電機(jī)的優(yōu)點(diǎn)。 中心控制 系統(tǒng) 的電路設(shè)計(jì) 多旋翼無人機(jī)的電路連接可分為四大模塊分為動(dòng)力輸入連接模塊、中心控制器連接模塊、動(dòng)力控制輸出連接模塊、其它功能連接模塊。 6050MPU 也可以通過其剩余的接口連接其他設(shè)備。 圖 電調(diào)電機(jī)電路連接圖 對(duì)于中心控制芯片的內(nèi)部采用的是 ContexM3系列的 stm32,stm32 是一個(gè)在能 耗上比較適合用在無人機(jī)上的一種型號(hào)，具有反應(yīng)時(shí)間快，處理比較迅速，本身具有較快的響應(yīng)時(shí)間。但是目。使設(shè)計(jì)更加全面更加充足，為進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)變結(jié)構(gòu)提供了硬件補(bǔ)充。其實(shí)質(zhì)是指通過中心控制器的控制算法來輸出對(duì)電機(jī)的電流控制，其控制算法經(jīng)過之前對(duì)無人機(jī)在空中的姿態(tài)的計(jì)算，得出對(duì)應(yīng)的控制信號(hào)，從而控制電源輸出的電流。 圖 硬件整體設(shè)計(jì)圖解 36 中心控制處采用了 600MPU ,內(nèi)嵌了三軸 GYRO、三軸 ACCELERATION、三軸 COMPASS 、 超 聲 波 氣 壓 計(jì) 硬 件 以 及 一 個(gè) 數(shù) 字 運(yùn) 動(dòng) 處 理 器）P r o c e s s o rM o t i o n D i g i t a l（D M P ，可外接其他設(shè)備例如影像傳輸設(shè)備。 舵機(jī)：用于控制變結(jié)構(gòu)部分的動(dòng)力輸出件，舵機(jī)會(huì)按要求輸出接收的信號(hào)的對(duì)應(yīng)參數(shù)信號(hào)，來實(shí)現(xiàn)變結(jié)構(gòu)部件 的運(yùn)動(dòng)量。電子調(diào)速機(jī)不但輸出對(duì)電機(jī)的控制信號(hào)，而且輸出給電機(jī)提供驅(qū)動(dòng)電機(jī)工作的電流。 降壓器：主要用于將電池電壓進(jìn)行穩(wěn)定和降壓來提供給中心控制器所需要的低壓穩(wěn)定電壓 ，以減少對(duì)控制電路的低電壓干擾。在對(duì)變結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)起到橫向 聯(lián)系，縱向合理分布的核心問題的解決。 = LIMIT( , 90, 90 )。 = LIMI 。 /* 角度誤差積分分離 */ = Thr_Wight *TRL_2_INT_LIIT。 = 10 *].k *() *( ) 。 /* 計(jì)算角度誤差權(quán)重 * = ABS()/ANGLE_TO_MAX_AS。 // = IMIT *, 10,10 )。 // += *T * * ( acc_nox )。} = To_180_drees()。 void CTRL_2(float T) 32 {// static yz_f_t ac_no_g。 ].kdamp = 1。int main(void){Init_Finish = All_Init()。 圖 模擬控制姿態(tài)仿真信號(hào)圖 模擬建立一個(gè)整體控制程序。 圖 控制姿態(tài)模擬圖 如圖 412為對(duì)控制姿態(tài)的模擬，運(yùn)用了 simulink 軟件實(shí)現(xiàn)。 圖 高度流程圖 通過核心芯片和運(yùn)算流程的計(jì)算得出 需要實(shí)現(xiàn)目標(biāo)速度的加速度過程，以便于完成輸入信號(hào)的最終要求，已達(dá)到對(duì)過程加速度的檢測(cè)和實(shí)施，并同時(shí)通過主控制芯片中的三軸傳感器來測(cè)算機(jī)身的速度和加速度。 ?e 是左右俯仰的現(xiàn)實(shí)角度和傳感器測(cè)得數(shù)據(jù)之間的誤差。 27 圖 滾轉(zhuǎn)角流程圖 d? 是前俯前仰角需要實(shí)現(xiàn)的角度， ? 是飛控中心傳感器測(cè)得發(fā)聵角度。 控制基本流程 及仿真模擬 本文介紹了有關(guān)變結(jié)構(gòu)的流程和思路過程已實(shí)現(xiàn)對(duì)變結(jié)構(gòu)的合理分析和利用控制邏輯。 總結(jié) 對(duì)于本章的理論基礎(chǔ)，從一個(gè)全新的角度和理論對(duì)其進(jìn)行了重新的理論論述和理論支撐，從學(xué)術(shù)理論層面證明了一個(gè)全新的設(shè)計(jì)方案的可行性，是對(duì)后續(xù)進(jìn)行的設(shè)計(jì)的一個(gè)支持，隨著理論的完善和改進(jìn)，一個(gè)全 新的新型的概念型無人機(jī)將不斷完善成為現(xiàn)實(shí)。 圖 （ a） 變結(jié)構(gòu)空中動(dòng)態(tài)變化過程圖 六個(gè)旋翼呈現(xiàn)正常狀態(tài)完成啟動(dòng)過程和無人機(jī)自身的自檢過程完成無人機(jī)自身的高度上升過程，根據(jù)制定的高度信號(hào)，完成高度。而對(duì)于無人機(jī)的自由度限制，其控制上就存在很多的互相干擾和影響。即首先根據(jù)攻角，姿態(tài)和線速度，求出 AIRf 。通過對(duì)原有參數(shù)數(shù)據(jù)進(jìn)行計(jì)算得出四旋翼推力 T。 22 第三章 變結(jié)構(gòu)控制和四旋翼理論結(jié)合的理論基礎(chǔ) 變結(jié)構(gòu)理論實(shí)現(xiàn)分析 據(jù)現(xiàn)有資料顯示目前在旋翼無人機(jī)的控 制算法上已經(jīng)很完善了，因?yàn)閄 分布的無人機(jī)布局和控制在方案上已被實(shí)際證明比較完善，可直接用于我們?cè)诤罄m(xù)完善的基礎(chǔ)上進(jìn)行引用，因而我們的研究的重點(diǎn)在變結(jié)構(gòu)的旋翼和機(jī)構(gòu)設(shè)計(jì)上進(jìn)行改進(jìn)，對(duì)比與現(xiàn)有的采用升力和機(jī)翼變化過程相結(jié)合的混合控制模式上，在控制上增加了難度。當(dāng)輸入信號(hào)為改變電機(jī)轉(zhuǎn)速時(shí)，通過中心控制芯片，給電調(diào)一個(gè)增強(qiáng)信號(hào)，讓電調(diào)放行通過更多的電流來提高輸入電機(jī)的電流，降低電流也是同樣的道理。 圖 總體線路布置 本文中的控制設(shè)計(jì)采用了 PID 的設(shè)計(jì)方案，因其本身是閉環(huán)系統(tǒng) 具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、易于控制、反饋性能好的優(yōu)點(diǎn)，因?yàn)闊o人機(jī)本身的自身特點(diǎn)講齊分為了兩個(gè)部分分別是角度運(yùn)動(dòng)和線性運(yùn)動(dòng)如圖 。一般在空間的物體 有六個(gè)自由度 ? ???? , zyx 減少 為四個(gè) ? ???? ,z 。 通過上述公式和變量，設(shè)狀態(tài)空間方程的形式為 ? ???? ?? ?? DUCXY BUAXX 17 ? ?TUUUU 4321 ,?U 為輸入矢量， ? ?Tzyxzyx ?????? ?????? ,?X 為狀態(tài)矢量， ? ?Tzyx ??? ,?Y 為輸出量 , ? ?0000000000000000000000000000000000000000000000000000010000000000000100000000000001000000000100000000000000000000000000000000000000000000010000000000000100000000000001000????????????????????????????????????????????A ? ?? ?? ?0000000000000000000000000000c o sc o s000s i nc o sc o ss i ns i n000c o ss i nc o ss i ns i n000000000000111111???????????????????????????????????????????????????zzyyxxlIlIlImmm????????????B ? ?? ?000010000000000000100000000000001000000000000000010000000000000100000000000001??????????????????????DC 其中，矩陣 D 是直接傳遞矩陣，在一般情況下該矩陣的值取為 0。因此可以忽略阻力系數(shù)。從前面的假設(shè)條件中可知四旋翼飛行器為質(zhì)量分布均勻且成軸對(duì)稱的剛體，因此 0xy ?????? zxxzzyyzyx IIIIII ，式()可簡(jiǎn)化為 ? ?000000???????????zzyyxxIIII 其中， xxI 為 x 軸向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量， yyI 為 y 軸向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量， zzI 為 z 軸向轉(zhuǎn)動(dòng)慣量。角運(yùn)動(dòng)方程四旋翼飛行器不但進(jìn)行直線運(yùn)動(dòng)，還有繞質(zhì)心旋轉(zhuǎn)的角度運(yùn)動(dòng)。 線性運(yùn)動(dòng)改變四旋翼飛行器的四個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，飛行器的受力將會(huì)改變，從而產(chǎn)生線 性運(yùn)動(dòng)的加速度。 圖 四旋翼飛行器坐標(biāo)系 因?yàn)榈孛孀鴺?biāo)和機(jī)身坐標(biāo)需要在二者之間進(jìn)行計(jì)算，所以為方便計(jì)算和分析才引入歐拉角來進(jìn)行分析二者之間的關(guān)系來解決空中姿態(tài)和位置的計(jì)算問題。 BBXO 軸平行于電機(jī) M1 和 M3 所在的直線，正向?yàn)?M1 方向。 11 四 ）（ ??? , zyx 旋翼無人機(jī)的六個(gè)參數(shù)描述其運(yùn)動(dòng)位置和空間姿態(tài)。其中 ? ?zyx , 表示無人機(jī)在空間中的三維坐標(biāo)具體位置，? ?θ,φ,ψ 表示無人機(jī) 自身與坐標(biāo)軸 x、 y、 z 軸的夾角角度。偏航角是由于左右旋翼的轉(zhuǎn)速 10 之和大于前后旋翼的轉(zhuǎn)速之和 ,但是左右的轉(zhuǎn)速是相等的。和滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)一樣 ,變化量在一個(gè)很小的固定范圍之內(nèi) ,不能超過這個(gè)范圍 ,超過就會(huì)造成機(jī)體失衡 ,機(jī)體就會(huì)出現(xiàn)不穩(wěn)定。 AA、 AB 不能太大 ,如果太大就會(huì)影響機(jī)體的平衡 ,太大就會(huì)出現(xiàn)非線性的變化。 9 圖 （ b） 飛行姿態(tài)受力變化狀態(tài) 滾轉(zhuǎn)：四旋翼飛行器沿著前進(jìn)軸進(jìn)行滾轉(zhuǎn)姿態(tài)，機(jī)體的左 邊 旋翼轉(zhuǎn)速增加或者減小 ,或右 旋翼升力增加或者減小 ,或者同時(shí)左旋翼減小右旋翼增力。四旋翼飛行器的姿態(tài)保持平衡 ,并 Ji靜止在某一處。但是這種方法會(huì)增加了控制延時(shí) ,對(duì)于飛行器的控制不利。 四旋翼無人機(jī)的飛行理論 四旋翼飛行器的飛行狀態(tài)主要包括以下五種狀態(tài) ,垂直爬升或者下降（ a）、懸停（ a）、俯仰（ b）、滾轉(zhuǎn)（ c）、偏航（ d）參見如圖 （ a）。傳動(dòng)部件由四個(gè)相應(yīng)型號(hào)的直流無刷電機(jī)。四旋翼飛行器的對(duì)稱結(jié)構(gòu) ,使其在上下運(yùn)動(dòng)與其他的運(yùn)動(dòng)之間的耦合很小。因此本文僅針對(duì)完成多旋翼無人機(jī)中四旋翼的改進(jìn)方式變結(jié)構(gòu)形式的設(shè)計(jì)； （ 2）多旋翼無人機(jī)與 常規(guī) 直升機(jī)相比， 可以有效的 控制飛行器的穩(wěn)操性。此外，多旋翼無人機(jī)相比較于固定翼直升機(jī)具有以下幾個(gè)優(yōu)勢(shì)； （ 1） 常規(guī)四翼飛機(jī)是由四個(gè)電機(jī)輸出拉力，這樣增大了拉力 。