【正文】 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)。 26 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) 變結(jié)構(gòu)機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì) 其中利用機(jī)械設(shè)計(jì)中的運(yùn)動機(jī)構(gòu)來實(shí)現(xiàn)對多旋翼機(jī)構(gòu)的傾轉(zhuǎn)，以實(shí)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(guān)鍵技術(shù)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(jìn)行必要的強(qiáng)度和位置設(shè)置，在制造安裝運(yùn)行時(shí)都需要進(jìn)行必要的特殊要求。 其次就是在對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，這就需要對整體的質(zhì)量和參數(shù)有一個(gè)明確的位置判斷。 從而加深了對質(zhì)心的重要性的理解度。 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)對變結(jié)構(gòu)的合理分析和利用控制邏輯。 d? 是左右滾轉(zhuǎn)角的實(shí)際要求達(dá)到的角，而 ? 是傳感器感知的反饋角度。 ?e 是目標(biāo)角度和傳 感器測量的角度之間的誤差。 2U 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)，通過上述的控制起到增加了控制系統(tǒng)的阻尼以提高系統(tǒng)控制的穩(wěn)定型。 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得發(fā)聵角度。 ?e 是左右俯仰的現(xiàn)實(shí)角度和傳感器測得數(shù)據(jù)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。 圖 俯仰角流程圖 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得發(fā)聵角度。 ?e 是左右俯仰的現(xiàn)實(shí)角度和傳感器測得數(shù)據(jù)之間的誤差。 4U 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)給定信號需要達(dá)到的高度，進(jìn)過中心控制處理器，對高度參數(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)對高度的實(shí)時(shí)控制和調(diào)參。因?yàn)楦叨缺旧硎莻€(gè)貫穿飛行過程的重要參數(shù)，其反饋環(huán)節(jié)一直持續(xù)在檢測無人機(jī)的高度，已達(dá)到對無人機(jī)本身命令指令的連續(xù)和持續(xù)。 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的最終要求，已達(dá)到對過程加速度的檢測和實(shí)施，并同時(shí)通過主控制芯片中的三軸傳感器來測算機(jī)身的速度和加速度。 ? ? ? ?? ? ? ? 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(yù)先輸入的程序和公式，進(jìn)行必要的計(jì)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(jìn)行相應(yīng)的處理和判斷，以輸出對應(yīng)的操作動作，實(shí)現(xiàn)對整體的控制和操作。同時(shí)對無人機(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)使邏輯較為簡單、合理、快速。 29 圖 主核心控制流程圖 以下將采用常見的軟件來運(yùn)用仿真軟件來實(shí)現(xiàn)對控制系統(tǒng)的模擬。 圖 控制姿態(tài)模擬圖 如圖 412為對控制姿態(tài)的模擬，運(yùn)用了 simulink 軟件實(shí)現(xiàn)。對于變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機(jī)在空中個(gè)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(gè)相對比較穩(wěn)定的負(fù)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(jī)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(guān)參數(shù)來形成反饋型控制進(jìn)而增強(qiáng)控制的連 續(xù)性。 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。而在模擬控制中滾轉(zhuǎn)角速度的模擬控制參數(shù)值為 30 00 .20 .1 lp ??? DKKK ， ；滾轉(zhuǎn)角度模擬參數(shù)為 10 . lp ??? DKKK ， ；俯仰角速度模擬參數(shù)值 00 .20 .1 lp ??? DKKK ， ；俯仰角度模擬參數(shù)值為1010 l ??? DP KKK ， 。 圖 模擬控制姿態(tài)仿真信號圖 模擬建立一個(gè)整體控制程序。經(jīng)過多次模擬實(shí)驗(yàn)，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。 圖 模擬控制仿真高度輸入信號 31 圖 模擬控制仿真高度輸出信號 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。 特點(diǎn) 描述：主循環(huán) include ifdef US_FULL_ASSERT void assert_fileduint8_t* file, uint32_t u8 Init_Finish = 0。int main(void){Init_Finish = All_Init()。 while()lie){ hile (1){ }} endif {Duty_Loop()。 }} ED OILE 描述： 飛控制 include include include fly_modh = 1。 [PITCH].kdamp = 1。 ].kdamp = 1。 = 。 //外 0fb1 } xyz_f_t except_A = {0,0,0}xyz_f_t ctrl_angle_offset = {0,0,0}。xyz_ft pensation。 void CTRL_2(float T) 32 {// static yz_f_t ac_no_g。// static xyz_f_t acc_no_g_pf。/期望角度 *( my_( ( CH_foom( (CH_filter[PIT]) ,0,30 )/ )。 //30 if( ThrLow == 0 ) else { += 1 * *T *( aw )。} = To_180_drees()。 //==== // = *4096。 // = . *4096。 // = *4096。 // += *T * * ( acc_nox )。 // += *T *.* ( )。 // += *3.* ( )。 // = LIIT(003f *, 10,10 )。 // = IMIT *, 10,10 )。 /============= /* 得到角度誤差 */ = To_80_( + Roll )。 = To_180_dgres( Pitch )。 = To_10_degrees( + Yaw )。 /* 計(jì)算角度誤差權(quán)重 * = ABS()/ANGLE_TO_MAX_AS。 = BS()/ANGLE_TO_MAX_AS。 = ABS()/AGLE_TO_MAX_AS。 /* 角度誤差微（跟誤曲線變化） */ = 0 *[.d *( ) *( ) 。 = 10 *].k *() *( ) 。 /* 角度誤差積分 */ += [PIROL]ki * *T。 = ctrl_2PID[IDPITH].ki * *T。 = [PIYAW].ki * *T。 /* 角度誤差積分分離 */ = Thr_Wight *TRL_2_INT_LIIT。 = Tr_Weight *CRL_2_INT_LIIT。 = Thr_Weight TRL_2_INT_LIMIT。 /* 角度誤差積分限幅 */ =( , , )。 = LIMI 。 = 。 /* 對用于計(jì)算比例項(xiàng)的角度誤差限幅 */ LIMT( , 90, 90 )。 33 LIMIT( ,0 90 )。 = LIMIT( , 90, 90 )。 /* 角度 PI 輸出 */ = [PIDROLL].kp *( + + )。 + + )。 //pit 總結(jié) 本章對變結(jié)構(gòu)的是設(shè)計(jì)從機(jī)械、主控程序、動態(tài)過程、模擬仿真、程序編寫等進(jìn)行了深入的設(shè)計(jì)和完善，使變結(jié)構(gòu)的總體設(shè)計(jì)進(jìn)行了全方位的完善和設(shè)計(jì)。在對變結(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。 34 第五章 實(shí)現(xiàn)變結(jié)構(gòu)功能的硬件及電路設(shè)計(jì) 變結(jié)構(gòu)無人機(jī)的硬件組成 多旋翼變結(jié)構(gòu)無人機(jī)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(jī)、螺旋槳、舵機(jī)、數(shù)傳件或手持遙控器。 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)長來確定容量。 中心控制器：控制器是多旋翼無人機(jī)的大腦，其作用主要用于控制無人機(jī)在空中的平衡和對信號指令的處理，采用開源的控制器，可以有利于反復(fù)燒入所編的程序和后續(xù)的程序檢測，同時(shí)控制多旋翼無人機(jī)的電機(jī)的旋轉(zhuǎn)速度。 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 ，以減少對控制電路的低電壓干擾。 無刷電子調(diào)速 電調(diào)：對多旋翼無人機(jī)進(jìn)行姿態(tài)調(diào)整離不開中心控制 35 器對無刷電機(jī)的控制。然而主控核心芯片不能輸出直接控制電機(jī)的信號。主控芯片通過調(diào)節(jié)電子 調(diào)速計(jì)來實(shí)現(xiàn)對電機(jī)的控制。電子調(diào)速機(jī)不但輸出對電機(jī)的控制信號，而且輸出給電機(jī)提供驅(qū)動電機(jī)工作的電流。 無刷電機(jī)：無刷電機(jī)具有線性機(jī)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(diǎn)。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)。 螺旋槳：定義螺旋槳有兩個(gè)十分重要的指標(biāo)直徑和幾何螺距，二者單位均為英制單位英寸。 舵機(jī)：用于控制變結(jié)構(gòu)部分的動力輸出件，舵機(jī)會按要求輸出接收的信號的對應(yīng)參數(shù)信號，來實(shí)現(xiàn)變結(jié)構(gòu)部件 的運(yùn)動量。 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(jī)本身在空間中的運(yùn)動軌跡和必要的參數(shù)或通過在 pc 端輸入需要完成預(yù)定路線和飛行目的地，并通過數(shù)傳來傳到無人機(jī)的主控中心處并通過處理來完成這一目的。 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力輸入連接模塊、中心控制器連接模塊、動力控制輸出連接模塊、其它功能連接模塊。中心控制是飛控的核心，而對于其組成，需要對每一個(gè)硬件的組成合理的分布和應(yīng)用，還有對每個(gè)硬件組成的管腳 進(jìn)行連接和線路的分布。 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 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?？梢酝ㄟ^其剩余的接口輸出一個(gè)最大九軸的信號。 6050MPU 也可以通過其剩余的接口連接其他設(shè)備。 圖 核心傳感器內(nèi)部管腳 37 圖 內(nèi)部框圖 對于電調(diào)輸出信號從輸入到電機(jī)控制電機(jī)的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)電機(jī)的轉(zhuǎn)動進(jìn)而實(shí)現(xiàn)通過升力來實(shí)現(xiàn)對姿態(tài)控制。其實(shí)質(zhì)是指通過中心控制器的控制算法來輸出對電機(jī)的電流控制，其控制算法經(jīng)過之前對無人機(jī)在空中的姿態(tài)的計(jì)算，得出對應(yīng)的控制信號，從而控制電源輸出的電流。下這就是電調(diào)的作用，就是一個(gè)可以控制輸出的電子開關(guān)。 圖 電調(diào)電機(jī)電路連接圖 對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，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。 38 圖 中心控制器流程圖 圖 stm32 內(nèi)部管腳 總結(jié) 本章對變結(jié)構(gòu)硬件中的電路和硬件信息進(jìn)行了較為詳細(xì)的介紹和組成設(shè)計(jì)，使的再設(shè)計(jì)中的硬件層面也進(jìn)行了補(bǔ)充說明。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。 39 第六章 總結(jié) 在本次的畢業(yè)論文設(shè)計(jì)當(dāng)中，經(jīng)歷了諸多國家比賽實(shí)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(jī)的發(fā)展還處于發(fā)展階段，其具有很多的未知性，需要進(jìn)一步提高其在設(shè) 計(jì)上的創(chuàng)新性。但是目