【正文】 翼無人機(jī)的姿 態(tài)控制算法 ................................................... 18 控制算法流程 .................................................................... 19 總結(jié) ............................................................................................ 21 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) ................................. 22 多旋翼無人機(jī)中四旋翼變結(jié)構(gòu)理論基礎(chǔ) ..................................... 22 變結(jié)構(gòu)理論實(shí)現(xiàn)分析 ......................................................... 22 總結(jié) ............................................................................................ 25 第四章 控制實(shí)現(xiàn)變結(jié)構(gòu)功能的機(jī)械和程序設(shè)計(jì) .................................... 26 實(shí)現(xiàn)變結(jié)構(gòu)功能的機(jī)械設(shè)計(jì) ....................................................... 26 變結(jié)構(gòu)機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì) ......................................................... 26 變結(jié)構(gòu)無人機(jī)的基本控制主程序 ............................................... 26 控制基本流程 及仿真模擬 .................................................. 26 變結(jié)構(gòu)控制程序 ......................................................................... 31 控制主程序及關(guān)鍵程序編寫 .............................................. 31 總結(jié) ............................................................................................ 33 第五章 實(shí)現(xiàn)變結(jié)構(gòu)功能的硬件及電路設(shè)計(jì) ............................................ 34 變結(jié)構(gòu)無人機(jī)的硬件組成及功能 ............................................... 34 變結(jié)構(gòu)無人機(jī)的硬件組成 .................................................. 34 變結(jié)構(gòu)無人機(jī)的電路設(shè)計(jì)及組成 ............................................... 35 中心控制 系統(tǒng) 的電路設(shè)計(jì) .................................................. 35 總結(jié) ............................................................................................ 38 第六章 總結(jié) ........................................................................................... 39 參考文獻(xiàn) ................................................................................................ 40 致謝 ....................................................................................................... 41 1 第一章 緒論 無人機(jī)的發(fā)展歷程 國(guó)外無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀 一個(gè)新型的事物大多數(shù)都是因?yàn)閼?zhàn)爭(zhēng)才產(chǎn)生的，本文所討論的變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機(jī)也一樣，無人駕駛的無人機(jī)的出現(xiàn)是在第一次世界大戰(zhàn)時(shí)期，而且一開始發(fā)展可以說是困難重重。目前無人機(jī)動(dòng)力源一定的情況下在空中僅能提 供給無人機(jī)本身重量的短距離續(xù)航能力，而無法實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)距離的飛行，同時(shí)動(dòng)力源一定的情況下載重量過小。無人機(jī)在變結(jié)構(gòu)中的控制還不完善，有必要對(duì)其進(jìn)行進(jìn)一步的控制完善和改善。英國(guó)卡德爾將軍提出 制造一種在沒有人駕駛的情況下并且攜帶炸藥的飛機(jī) ，可以按之前設(shè)置好的預(yù)定地點(diǎn)飛到預(yù)定地點(diǎn)上空進(jìn)行作戰(zhàn)。 國(guó)內(nèi)無人機(jī)的發(fā)展現(xiàn)狀 國(guó)內(nèi)的無人機(jī)發(fā)展一直處在一種追趕的腳步，建國(guó)之后國(guó)外對(duì)國(guó)內(nèi)的諸多技術(shù)禁運(yùn)，使國(guó)內(nèi)很多技術(shù)都需要國(guó)人自己去摸索。 伴隨著無人機(jī)的市場(chǎng)的開發(fā)和擴(kuò)大，國(guó)內(nèi)在相關(guān)領(lǐng)域的研發(fā)和技術(shù)得到進(jìn)一步的提高，在商業(yè)市場(chǎng)不斷擴(kuò)大的趨勢(shì)下，無人機(jī)領(lǐng)域也在不斷壯大，一種全新的適用于民用軍事的新型概念機(jī)將誕生于世。 變結(jié)構(gòu)無人機(jī)在國(guó)內(nèi) 的商 業(yè)市場(chǎng) 還處于 研制 階段 。 其中可實(shí)行的方案有在機(jī)翼兩端分別安裝舵機(jī)或其他動(dòng)力輸出裝置來實(shí)現(xiàn)機(jī)翼的變結(jié)構(gòu)功能，或者控制懸疑的兩端的電機(jī)來實(shí)現(xiàn)電機(jī)多帶的螺旋槳的水平方向的朝向，可以通過改變旋翼的水平面來實(shí)現(xiàn)動(dòng)力方向，進(jìn) 而改變姿態(tài)。近年來多旋翼無人機(jī)技術(shù)的發(fā)展，特別是微小型姿態(tài)傳感器和嵌入式電子元器件的發(fā)展，使得基于多旋翼結(jié)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)這一概念成為可能。增添可傾斜的固定翼和旋翼，在水平飛行時(shí)利用空氣動(dòng)力升力來彌補(bǔ)四旋翼的承載與續(xù)航能力不足的缺欠。隨著對(duì)論文的深入，加深了對(duì)無人機(jī)本身的認(rèn)知面和知識(shí)點(diǎn)。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 。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。 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）。四旋翼飛行器的姿態(tài)保持平衡 ,并 Ji靜止在某一處。 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。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。 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)。 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。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)。因此可以忽略阻力系數(shù)。一般在空間的物體 有六個(gè)自由度 ? ???? , zyx 減少 為四個(gè) ? ???? ,z 。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。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。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。 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)。 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。 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。 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。 ].kdamp = 1。} = To_180_drees()。 // = IMIT *, 10,10 )。 = 10 *].k *() *( ) 。 = LIMI 。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。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。 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。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。 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。 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。然而主控核心芯片不能輸出直接控制電機(jī)的信號(hào)。 + + )。 = Thr_Weight TRL_2_INT_LIMIT。 = ABS()/AGLE_TO_MAX_AS。 // += *3.* ( )。/期望角度 *( my_( ( CH_foom( (CH_filter[PIT]) ,0,30 )/ )。 }} ED OILE 描述： 飛控制 include include include fly_modh = 1。 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。 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。 ?e 是目標(biāo)角度和傳 感器測(cè)量的角度之間的誤差。 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。最后解算出四旋翼推力 T。 由于這種布局從結(jié)構(gòu)上改變了現(xiàn)有設(shè)計(jì)所導(dǎo)致的由傾斜機(jī)翼 /旋翼的傾角 /轉(zhuǎn)速來同時(shí)調(diào)整飛機(jī)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(dòng)態(tài)性能并降低控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度。中控芯片負(fù)責(zé)對(duì)提取的參數(shù)進(jìn)行過濾、解讀、處理、運(yùn)算進(jìn)而進(jìn)行控制。本文通過調(diào)整輸出矩陣輸出 的變量為??? 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