【正文】 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。 根據(jù)圖 對四旋翼飛行器的受力分析，應用牛頓力學定律，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。 BBZO 軸垂直于 BBXO 軸和 BBYO 軸所 在的平面。因此在對其建立數(shù)學模型時做如下假設： (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)。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。其余的旋翼速度保持不變。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。四個輸出部件呈對角線分布 ,分別位于四個角的頂端。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。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)設計上還是說是在新設備的應用上，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計方案。 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 。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 。 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。 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計之初想要解決的難點。 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運而生。后來逐漸隨著科技不斷進步，無人 機的相關配套科技技術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 。 process control。 目前，無人機已經(jīng) 被應用于 軍 方 、科研、民用三大領域，具體在 諸如通信、海洋勘探、攝影等領域應用甚廣。 本文就針對變結(jié)構(gòu)的設計和結(jié)構(gòu)特點進行了深入的描述和改進。然而多次實驗均以失敗告終。但是因為歷史原因之后只能由國人自己去完成，進過幾年的的奮斗，直到 60 年代國內(nèi)第一架嚴格意義上自己生產(chǎn)的新型無人機才正式飛上天空 。 變結(jié)構(gòu)無人機的 前景 與未來 變結(jié)構(gòu)無人機的優(yōu)勢 本文討論的變結(jié)構(gòu)無人機解決了傳統(tǒng)的直升機和固定翼飛機的兩大缺點，可以同時解決不受場地限制和空中靈活性的要求。 在于研究其理論可行性和方案的順利解決。實質(zhì)是改變電機的螺旋槳的水平面與無人機本身機身水平面的夾角來實現(xiàn)升力的方向， 這樣就實現(xiàn)了在空中改變姿態(tài)的可能， 還可以在空中具有高巡航速度和高續(xù)航時間。 變結(jié)構(gòu)無人機的未來 自 無人機被設計之初 ，特別是進入 21 世紀以來，無人航空飛行器的研究，開發(fā)與應用得到極其迅速的發(fā)展。 5 國內(nèi)目前對于可傾轉(zhuǎn)變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機的研究起步比較晚，經(jīng)過了一段時間的發(fā)展，在機翼的氣動過程、力學分析、空中受力分析、控制過程等。 6 第二章 四旋翼無人機的基本數(shù)學模型分析及姿態(tài)控制算法 四旋翼無人機的結(jié)構(gòu)和飛行理論 無人機的系統(tǒng)組成 一般無人機由幾大系統(tǒng)組成即動力系統(tǒng)、傳輸系統(tǒng)、控制系統(tǒng)和輸出系統(tǒng)。 一般在增加負載是讓電機的轉(zhuǎn)速提高來提高拉力。在理想情況下沒有水平運動存在的情況下 ,前后的運動與飛行器的橫滾運動之間的耦合為零。 圖 （ a) 四旋翼飛行狀態(tài)圖 對于無人機的姿態(tài)控制過程可以說是一種閉環(huán)控制，在空中進行調(diào)控并同時進行負反饋調(diào)參，使無人機的本身的空中穩(wěn)定性更加穩(wěn)定流程圖參加 （ b）。這種狀態(tài)即為 E。 圖 （ c） 飛行姿態(tài)受力變化狀態(tài) 俯仰：四旋翼飛行器俯仰狀態(tài)和滾轉(zhuǎn)狀態(tài)很相似 ,機體的前旋翼和后旋翼增加或者減少旋翼的旋轉(zhuǎn)速度。左右的轉(zhuǎn)速為順時針方向 ,順時鐘方向的轉(zhuǎn)速大于逆時針方向的前后旋翼的轉(zhuǎn)速。六個參數(shù)都是以某些計算標準為依據(jù)多得出的，因此，在建立四 軸 飛行器的 動力學 方程時，首先要建立合適坐標系。 滾轉(zhuǎn)角 ? 是機體坐標系中的 BBYO 軸與地面坐標系 EEE YXO 平面的夾角；俯仰角 ? 是機體坐標系中的 BBXO 軸與地面坐標系 EEE YXO 平面的夾角；航向角 ? 是機體坐標系中的 BBXO 軸在地面坐標系 EEE YXO 平面上的投影線，EEXO 軸的夾角。根據(jù)剛體轉(zhuǎn)動定律可知 ? ? ?? 其中， M 是作用在質(zhì)心的總的外力矩， H 是角動量。將式 ()和式 () 進行化簡得到 ? ?? ?? ?c o sc o ss i nc o sc o ss i ns i nc o ss i nc o ss i ns i n141312111111??????????????????????????zzyyxxIUlIUlIUgmUzmUymUx???????????????????????????? 其中， l 一個旋翼的末端到機體中心的長度（臂長）， ? 隨升力而產(chǎn)生的扭轉(zhuǎn)力矩與升力之間的比例。 其中對 無人機 的高度 反饋、 俯仰 、 滾轉(zhuǎn) 、 偏航進行研究，不考慮位置坐標 ? ?yx, 。 圖 電機控制流程 在電機轉(zhuǎn)動速度的變化過程中，電機調(diào)速給出一個 PWM 信號來實現(xiàn)對MOSFET 的導通和關斷從而達到調(diào)節(jié)電機轉(zhuǎn)速的目的。 圖 變結(jié)構(gòu)姿態(tài)控制程序框圖 由于直線飛行控制和姿態(tài)控制解耦（或弱耦合）姿態(tài)控制可采用原有四旋翼的控制算法。所以就需要 24 在控制上對這六個自由度進行分辨運算，進而避開其他因素之間互相耦合，或用一種邏輯思路來進行避開運算的干擾，使一種復雜的運算進行了簡化和優(yōu)化。 26 第四章 控制實現(xiàn)變結(jié)構(gòu)功能的機械和程序設計 變結(jié)構(gòu)機械結(jié)構(gòu)設計 其中利用機械設計中的運動機構(gòu)來實現(xiàn)對多旋翼機構(gòu)的傾轉(zhuǎn)，以實現(xiàn)對 變 結(jié)構(gòu)的功能 ， 對于變結(jié)構(gòu)的變化過程，是在完成起飛和飛行的中間關鍵技術要求，對于其物理結(jié)構(gòu)也是同樣的重要，這就是為什么在結(jié)構(gòu)上需要對其進行必要的強度和位置設置，在制造安裝運行時都需要進行必要的特殊要求。 ?e 是左右俯仰的現(xiàn)實角度和傳感器測得數(shù)據(jù)之間的誤差。 ? ? ? ?? ? ? ? oss i ns i ns i nc os i ns i nc oss i nc os11muymux?????????????????? 圖 加速度流程圖 對于核心芯片測得重要主要參數(shù)經(jīng)過預先輸入的程序和公式，進行必要的計算和處理，得出輸出信號傳到執(zhí)行結(jié)構(gòu)處，再由執(zhí)行部件對信號進行相應的處理和判斷，以輸出對應的操作動作，實現(xiàn)對整體的控制和操作。經(jīng)過多次模擬實驗，其中控制參數(shù) : 300 l ??? DP KKK ， ，模擬加速度參數(shù)曲線和模擬高度參數(shù)曲線如圖41圖 415 所示。 = 。 //==== // = *4096。 /============= /* 得到角度誤差 */ = To_80_( + Roll )。 /* 角度誤差積分 */ += [PIROL]ki * *T。 = 。 34 第五章 實現(xiàn)變結(jié)構(gòu)功能的硬件及電路設計 變結(jié)構(gòu)無人機的硬件組成 多旋翼變結(jié)構(gòu)無人機的硬件組成主要是由電池、中心控制器、降壓器（降壓模塊）、無刷電子調(diào)速器 電調(diào)、無刷電機、螺旋槳、舵機、數(shù)傳件或手持遙控器。 無刷電機：無刷電機具有線性機械特性、調(diào)速范圍寬、控制電路簡單、啟動轉(zhuǎn)矩大等優(yōu)點?？梢酝ㄟ^其剩余的接口輸出一個最大九軸的信號。 39 第六章 總結(jié) 在本次的畢業(yè)論文設計當中，經(jīng)歷了諸多國家比賽實踐和在比賽中和諸多老師的交流中發(fā)現(xiàn)，對于目前變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機的發(fā)展還處于發(fā)展階段，其具有很多的未知性，需要進一步提高其在設 計上的創(chuàng)新性。下這就是電調(diào)的作用，就是一個可以控制輸出的電子開關。 數(shù)傳件或手持遙控器：通過數(shù)傳件來接收主控芯片所測得的參數(shù)并記錄無人機本身在空間中的運動軌跡和必要的參數(shù)或通過在 pc 端輸入需要完成預定路線和飛行目的地，并通過數(shù)傳來傳到無人機的主控中心處并通過處理來完成這一目的。 無刷電子調(diào)速 電調(diào)：對多旋翼無人機進行姿態(tài)調(diào)整離不開中心控制 35 器對無刷電機的控制。 /* 角度 PI 輸出 */ = [PIDROLL].kp *( + + )。 = Tr_Weight *CRL_2_INT_LIIT。 = BS()/ANGLE_TO_MAX_AS。 // += *T *.* ( )。// static xyz_f_t acc_no_g_pf。 while()lie){ hile (1){ }} endif {Duty_Loop()。對于變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機在空中個的飛行狀態(tài)才用了 PID 的模式控制，而控制系統(tǒng)本身是一個相對比較穩(wěn)定的負反饋控制系統(tǒng)，減少了系統(tǒng)控制之間的耦合和互相影響，通過控制電機的升力來是西安俯仰、滾轉(zhuǎn)、航向等重要參數(shù)，并通過自身的傳感器來測量相關參數(shù)來形成反饋型控制進而增強控制的連 續(xù)性。 4U 是控制機體產(chǎn)生目標角度按計算得出的滾轉(zhuǎn)力矩 . DlP KKK 、 是三個過程系數(shù)已實現(xiàn)和滾裝控制相同過程功能。 d? 是左右滾轉(zhuǎn)角的實際要求達到的角，而 ? 是傳感器感知的反饋角度。當完成高度要求后，根據(jù)指定的目的地要求通過如圖（ b）的過程到如圖（ c）。再求出姿 態(tài)角目標值作為姿態(tài)控制環(huán)的控制命令。但是通過兩個獨立的旋翼來對無人機的推力進行分而控制，就簡化了控制過程和邏輯過程，讓無人機來完善較為復雜的空中姿態(tài)變化過程。 圖 角運動和線運動關系 變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機的主控芯片負責接受芯片中測得數(shù)據(jù)參數(shù)，并對這些參數(shù)進行處理、運算最后的出需要控制輸出的參數(shù)數(shù)據(jù)，并同時給出用于控制姿態(tài)的控制信號，并按原先設置好的參數(shù)對執(zhí)行機構(gòu)電機提供所需的電流。對 18 于輸出矩陣 C ，可以通過調(diào)節(jié)其中數(shù)字“ 1”的不同位置從而得到對于不同的狀態(tài)變量的狀態(tài)空間方程。式 ()可簡化為 ? ? ? ?2 .1 7r,q, Tzzyyxx IIpI?H 式 ()中 ??rH? 表示為 ? ? ? ? ? ?,r Tzzyyxx rIqIpI ???? ?H 式 ()中 H?? 表示為 ? ?? ?? ? ? ??????