【正文】 c 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(duì)式 ()進(jìn)行求導(dǎo)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(gè)獨(dú)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(yùn)動(dòng)控制量， 3U 為俯仰運(yùn)動(dòng)控制量， 4U 為偏航運(yùn)動(dòng)控制量。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。查資料可得。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)。 根據(jù)圖 對(duì)四旋翼飛行器的受力分析，應(yīng)用牛頓力學(xué)定律，得到 13 相對(duì)于地球坐標(biāo)系的平動(dòng)動(dòng)力學(xué)模型為 ? ? gF mk dtf ??? ?? ??? 其中， m 為四旋翼直升機(jī)質(zhì)量， ? ?Tz,y,x??? 是直升機(jī)平動(dòng)位置，? ?Tg,0,0?g 為重力加速度， dtk 為平動(dòng)拖拽力系數(shù)， ? ?TFFF zyxf ,?F 直升機(jī)四個(gè)螺旋槳總升力。 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。 由以上定義可得出，四 軸 無人機(jī) 機(jī)體 坐標(biāo)系到 大地 坐標(biāo)系各個(gè)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(jī)體坐標(biāo)系 B 到地面坐標(biāo)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(jī)身質(zhì)心 坐標(biāo)系與 靜止的大地 坐標(biāo)系之間的 空間坐標(biāo)系 轉(zhuǎn)換關(guān)系。 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。 BBZO 軸垂直于 BBXO 軸和 BBYO 軸所 在的平面。 BBXO 軸平行于電機(jī) M1 和 M3 所在的直線，正向?yàn)?M1 方向。分別 建立以 機(jī)體 質(zhì)心為原點(diǎn)的坐標(biāo)系和 以大地上相對(duì)一點(diǎn)為原點(diǎn)的 地面坐標(biāo)系。 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)。因此在對(duì)其建立數(shù)學(xué)模型時(shí)做如下假設(shè)： (1) 將無人機(jī)本身包含旋翼和螺旋槳視為物理學(xué)中幾何結(jié)構(gòu)對(duì)稱且質(zhì)量分布均勻的剛體； (2) 因?yàn)轱w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(rèn)為是近地表的數(shù)值，所以可以忽略不計(jì)將其視為常數(shù)。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。由反作用力就可以得出機(jī)體會(huì)繞中心逆時(shí)針旋轉(zhuǎn) ,這樣就產(chǎn)生了反扭矩。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。由于左右的轉(zhuǎn)速增加或者減小相同的轉(zhuǎn)速就不會(huì)造成滾轉(zhuǎn)角 ,同樣前后的轉(zhuǎn)速變化相同也不會(huì)出現(xiàn)俯仰角。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。這樣會(huì)導(dǎo)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)。 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。其余的旋翼速度保持不變。 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。停狀態(tài)。四旋翼飛行器的姿態(tài)保持平衡 ,并 Ji靜止在某一處。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(gè)旋翼出現(xiàn)增加或者減小 ,就會(huì)影響機(jī)體的不平衡 ,就會(huì)引起偏移甚至是機(jī)體無法正常飛行。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。 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(jī)身在旋翼轉(zhuǎn)動(dòng)的速度中有所不同 ,爬升時(shí)的轉(zhuǎn)速要比懸?？?,但是發(fā)動(dòng)機(jī)的功率需求大。 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）。四個(gè)輸出部件呈對(duì)角線分布 ,分別位于四個(gè)角的頂端。傳動(dòng)部件由四個(gè)相應(yīng)型號(hào)的直流無刷電機(jī)。這樣從系統(tǒng)分析的角度來說，簡(jiǎn)化了分析的結(jié)構(gòu)，從而減小分析的難度。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。但是四旋翼飛行器從整體布局上來看具有較大的轉(zhuǎn)動(dòng)慣量，所以飛行器的時(shí)間常數(shù)就比傳統(tǒng) 7 的直升機(jī)的時(shí)間常數(shù)較大一些。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。常規(guī)直升機(jī)只有一個(gè)旋翼，拉力增加的有限 ，因此多旋翼無人機(jī)這種設(shè)計(jì)模式就可以較大的增大飛行器的拉力。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 。這種結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)在于是不需要增加其他的機(jī)械動(dòng)能傳動(dòng)結(jié)構(gòu)，只需要控制四個(gè)旋翼的拉力即可保證飛行姿態(tài)的穩(wěn)定。 本文所闡述的是針對(duì)變結(jié)構(gòu)可傾轉(zhuǎn)多旋翼無人機(jī)的這一新型概念機(jī)。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(jī)在空中可能遇到的不確定因素來進(jìn)行處理。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)。而目前變結(jié)構(gòu)可傾轉(zhuǎn)無人機(jī)就是這樣一個(gè)可以合理解決上述要求的新型裝備，但是還需要進(jìn)一步的去完善它，不管是在理論上還是在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)上還是說是在新設(shè)備的應(yīng)用上，都需要進(jìn)一步的去完善這些選擇，從其中選擇一個(gè)合理的方案來完善這一新性概念無人機(jī)的總體設(shè)計(jì)方案。 對(duì)于我國(guó)來說，我國(guó)具有廣闊的海岸線，同時(shí)就需要一種新型的裝備來幫助我國(guó)維護(hù)我家主權(quán)安全和國(guó)境線安全的智能無人可全天候的新型裝備。 國(guó)內(nèi)目前對(duì)于變結(jié)構(gòu)無人機(jī)的應(yīng)用正是因?yàn)楝F(xiàn)實(shí)的應(yīng)用和需要，才衍生了這種新型概念型無人機(jī)。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。 變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機(jī)是為 改善 常規(guī)四旋翼無人機(jī)的缺點(diǎn) 。 伴隨著現(xiàn)代科技的發(fā)展，戰(zhàn)爭(zhēng)是對(duì)一切科技技術(shù)應(yīng)用的前提，對(duì)于現(xiàn)在航母的艦載機(jī)中受到場(chǎng)地的限制和戰(zhàn)爭(zhēng)時(shí)起飛時(shí)間的限制，只能讓艦載機(jī)在盡可能小的場(chǎng)地下完成起降，是現(xiàn)在目前現(xiàn)實(shí)的需要。在民用領(lǐng)域，無人機(jī)開始在氣象監(jiān)測(cè)、地質(zhì)勘測(cè)、地圖測(cè)繪、邊境控制、信號(hào)中繼等諸多領(lǐng)域得到廣泛的應(yīng)用 。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。起飛 時(shí)， 旋轉(zhuǎn)機(jī)翼 面朝上提供客服機(jī)身重力的 升力，而在空中改為平飛時(shí)， 機(jī)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(jī)翼 。 4 變結(jié)構(gòu)無人機(jī)的 前景 狀況 目前變結(jié)構(gòu)可傾轉(zhuǎn)多旋翼無人機(jī)還處于發(fā)展階段，對(duì)于變結(jié)構(gòu)的理論尚處于完善階段，但理論上已被進(jìn)一步確認(rèn)是可行的，所以對(duì)于現(xiàn)在的變結(jié)構(gòu)無人機(jī)需要一個(gè)可行的完善的方案來實(shí)現(xiàn)變結(jié)構(gòu)的完美和傳統(tǒng)無人機(jī)結(jié)合， 為了合理應(yīng)用常規(guī)直升機(jī)的優(yōu)點(diǎn)和常規(guī)客機(jī)的優(yōu)點(diǎn)并有效結(jié)合二者優(yōu)勢(shì) ， 這就需要一種全新的無人機(jī)在對(duì)這二者做到一種有機(jī)的結(jié)合。 可傾轉(zhuǎn)變結(jié)構(gòu)旋翼無人機(jī)在飛行時(shí)具有三種飛行態(tài)： 變結(jié)構(gòu) 起降態(tài)、常規(guī)移動(dòng) 飛行態(tài) 和懸停狀態(tài) ，這三種狀態(tài)簡(jiǎn)單的將無人機(jī)傳統(tǒng)意義上的兩大矛盾體有機(jī)的結(jié)合在一起，并且進(jìn)一步的簡(jiǎn)化飛行中的狀態(tài)轉(zhuǎn)變，其中在起降態(tài)時(shí)對(duì)無人機(jī)本身提供了升力，而在飛行態(tài)時(shí)提供推力，已達(dá)到飛行的速度要求，其中對(duì)于過渡態(tài)是相對(duì)比較復(fù)雜的一個(gè)狀態(tài)，就需要在過渡態(tài)對(duì)控制進(jìn)行細(xì)分和調(diào)控參數(shù)，對(duì) 于傳統(tǒng)意義上的無人機(jī)在飛行過程中不僅提供升力還同時(shí)提供推力，這樣對(duì)于傳統(tǒng)的無人機(jī)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(shí)控制飛行，這就對(duì)空中的變化過程有盡可能多的預(yù)測(cè)和增加基礎(chǔ)數(shù)據(jù)。 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)。 之所以叫“可傾轉(zhuǎn)變結(jié)構(gòu)”式無 人機(jī)，就是因?yàn)檫@種新型無人機(jī)可以在空中依靠可變結(jié)構(gòu)的旋翼來實(shí)現(xiàn)在空中的飛行狀態(tài)改變即實(shí)現(xiàn)起降、航行、變姿態(tài)等飛行目的。 3 可傾轉(zhuǎn)變結(jié)構(gòu)無人機(jī) 它 結(jié)合了 直升機(jī) 和 噴氣式客機(jī) 的新概念型無人機(jī)。目前國(guó)內(nèi)研究進(jìn)度都取得了顯著的進(jìn)步，南航在飛行過程空中力學(xué)模型建立和空中姿態(tài)控制等方面；西北大 學(xué) 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。 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 。 這種概念型全新型無人機(jī)具備人們需要的兩大優(yōu)勢(shì)，還同時(shí)解決了人們?cè)僭O(shè)計(jì)之初想要解決的難點(diǎn)。 20世紀(jì)開始，科研人員就發(fā)現(xiàn)了這一理論上的缺點(diǎn)希望能在這二者之間尋求平衡找到一種合理解決這二者矛盾體的方案。 其中常規(guī)的固定翼飛機(jī)例如我們常說的噴氣式商用客機(jī)其需要很長(zhǎng)的跑道和起飛動(dòng)能只有在速度達(dá)到一定程度上，飛機(jī)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(shí)間 長(zhǎng)且在空中能保持穩(wěn)定飛行姿態(tài)和平穩(wěn)性 。 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。 六十 年代 在 微通信的進(jìn)步和控制理論的完善無人駕駛偵察機(jī)也應(yīng)運(yùn)而生。 隨著無人機(jī)的發(fā)展， 四十 年代 亞空間 巡航 亞音速 的新型式無人機(jī)得到應(yīng)用。 無人機(jī) 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(tái)來對(duì)無人機(jī)上裝有的接收裝置發(fā)射相應(yīng)要求信號(hào)，其在機(jī)身上核心芯片中有姿態(tài)調(diào)控、自我控制、信號(hào)收發(fā)、遙測(cè)信號(hào)、 GPS 等，通過這些 功能實(shí)現(xiàn)對(duì)無人機(jī)的無人操作和駕駛 。 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