【正文】 ............................................58 數(shù)字羅盤和無線通信調(diào)試 ......................................................................................59 聲納調(diào)試 ..................................................................................................................60 加速度計(jì)和陀螺儀調(diào)試 ..........................................................................................61 系統(tǒng)調(diào)試 ..................................................................................................................61 系統(tǒng)正向標(biāo)定 ................................................................................................61 姿態(tài)控制參數(shù)調(diào)試 ........................................................................................62 小 結(jié) ..........................................................................................................................64 8 總結(jié)與展望 ..................................................................................................65 致 謝 .................................................................................錯(cuò)誤 !未定義書簽。s progress, unmanned four rotor helicopter obtained more and more attention. The main content of this paper is to design the controller of unmanned four rotor helicopter. The control system is divided in six independent modules according to the function: navigation system, controller, software system and debugging. The navigation system is a important ponent of the unmanned four rotor helicopter. According to the actual system, this paper designed a simplified inertial navigation system, and has carried on the reality system test. The attitude control is the core question of flight control, unmanned four rotor helicopter structure specificity decides the specificity of the controller: unmanned four rotor helicopter has four propellers, may output four upward thrust forces, but have six control aims. The control system department needs simultaneously control four rotor39。 關(guān)鍵詞 ：四旋翼無人直升機(jī)，控制器， 捷聯(lián)慣導(dǎo) ， DSP Abstract 碩士論文 Abstract The history of four rotor helicopter is almost as long as humanity39。 本文 建立 了 四旋翼無人機(jī)的 非線性 動力學(xué) 模型，設(shè)計(jì)了 PID 控制器進(jìn)行姿態(tài)控制。 為了克服 A/D 轉(zhuǎn)換存在的偏差和高頻噪聲問題，本文設(shè)計(jì)了軟件矯正算法數(shù)字低通濾波器，減少了 A/D 偏差，降低了高頻噪聲。 本文設(shè)計(jì)了基于四元數(shù)法的捷聯(lián)式慣性導(dǎo)航系統(tǒng)，并經(jīng)過實(shí)際系統(tǒng)檢驗(yàn)。 首先，根據(jù) 設(shè)計(jì)目標(biāo)對 控制 系統(tǒng) 總體結(jié)構(gòu)、 軟硬件整體進(jìn)行設(shè)計(jì)。 四旋翼無人直升機(jī)在軍事和民用領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景，可用來環(huán)境監(jiān)視、情報(bào)搜集、高層建筑實(shí)時(shí)監(jiān)控、協(xié)助和救助、電影拍攝和氣象調(diào)查等；它還是火星探測無人飛行器的重要的研究方向之一。碩士論文 小型四旋翼無人直升機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì) I 小型四旋翼無人直升機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì) 摘 要 四旋翼飛機(jī)由于其結(jié)構(gòu)復(fù)雜、操縱性差等缺點(diǎn)導(dǎo)致其研究進(jìn)展 較為 緩慢。近些年來，隨著 新型材料、微機(jī)電（ MEMS）、微慣導(dǎo)（ MIMU） 技術(shù) 和飛行控制理論的 發(fā)展 ，四旋翼無人直升機(jī)獲得了越來越多地關(guān)注。 本文 針對 小型四旋翼無人直升機(jī) ， 以 TMS320F28335 為核心，設(shè)計(jì)了四旋翼無人直升機(jī)控制器的 軟硬件系統(tǒng) ，實(shí)現(xiàn) 了 近地環(huán)境下的姿態(tài)控制。 按功能將控制系統(tǒng)劃分成 機(jī)體平臺 、控制器模塊、傳感器模塊、電源模塊、 數(shù)據(jù)處理 模塊 和通訊模塊 六個(gè)獨(dú)立的模塊。為了克服慣性導(dǎo)航固有的參數(shù)發(fā)散缺陷，本文給出了導(dǎo)航補(bǔ)償方法，實(shí)驗(yàn)結(jié)果說明了補(bǔ)償方法的有效性。 姿態(tài)控制是飛行控制的核心問題， 四旋翼無人直升機(jī)的結(jié)構(gòu)特殊性決定了其控制器設(shè)計(jì)的特殊性：四旋翼無人直升機(jī)通過四個(gè)螺旋槳實(shí)現(xiàn)對 六個(gè) 被控量 的控制， 是一個(gè)欠驅(qū)動系統(tǒng)。 仿真 和實(shí)際 系統(tǒng)控制 結(jié)果表明，該 PID 控制器可以 得到較好的 姿態(tài)控制效果 ，驗(yàn)證了控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)的有效性 。s aircraft history. But because of the shortage of plexity and the maneuverability, it develops very slow. Recent years, along with new material, MEMS, MIMU and the flight control theory39。s thrust forces to achieve the flight plan. This paper has built system39。 參考文獻(xiàn) .............................................................................錯(cuò)誤 !未定義書簽。四旋翼直升機(jī)是一種外形獨(dú)特的旋翼機(jī)，國外對四旋翼飛機(jī)有多種叫法，如 fourrotor、 Quardrotor、 X4Flyer、 4 rotors helicopter 等等 [1]。如圖 所示，旋翼 3 順時(shí)針旋轉(zhuǎn)，旋翼 4 逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)，旋翼的扭矩會自動平衡。另外，由 于四旋翼機(jī)的旋 翼更小， 轉(zhuǎn)速更高，因而 其效率更高 [2]；小旋翼 也 可以 減少旋翼碰撞周圍建筑物的概率，飛行更加安全。四旋翼直升 機(jī)通過 調(diào)節(jié)對角線上旋翼的轉(zhuǎn)速來改變姿態(tài)： 圖 中， 3 旋翼的 推力不同 會 改變四旋翼直升機(jī)的 俯仰角，同時(shí)在機(jī)體 X 方向產(chǎn)生一個(gè) 加速度 。四旋翼直升機(jī)改變對角旋翼的轉(zhuǎn)速大小 ， 同時(shí)往相反方向改變另外一對旋翼的轉(zhuǎn)速的大小，兩對旋翼間扭矩 便不再平衡 ，從而航向角改變。二十世紀(jì)早期，旋翼機(jī)的設(shè)計(jì)目標(biāo)就是制造出一個(gè)可以垂直起降和懸停的機(jī)器。 最早的四旋翼飛機(jī)可以追溯到 1907 年，由 Louis 和 Jacques Breguet 等人研制出的 “ Gyroplane” 便已經(jīng)成功攜帶飛行員飛了 的高度。最成功的四旋翼飛機(jī)是 1956 年由 covertawing 公司資助 研制出的‘ H’型的四旋翼機(jī)（圖 ）， 但是由于工程人員缺乏足夠的興趣，該項(xiàng)目也最終停止。由于其廣泛的應(yīng)用前景和使用價(jià)值，四旋翼無人直升機(jī)吸引了大批研究人員和學(xué)者的關(guān)注。 圖 Gee de Bothezat制作的四旋翼機(jī) 圖 國內(nèi)外 研究現(xiàn)狀 和 研究熱點(diǎn) 國外研究現(xiàn)狀 國外 對 四旋翼無人直升機(jī)研究非常活躍。澳大利亞臥龍崗大學(xué)的 McKerrow 對 Draganflyer 進(jìn)行了精確建模 [19]。典型代表有瑞士洛桑聯(lián)邦科技碩士論文 小型四旋翼無人直升機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì) 3 學(xué)院的 OS4（圖 ） [4] [5]、澳大利亞國立大學(xué)的 X4(圖 )[6] [7]、賓夕法尼亞大學(xué)的HMX4[3]、佐治亞理工大學(xué)的 GTMARS[3]、斯坦福的‘ Mesicopter’ [3] [8]等等。例如 國防科技大學(xué) [3][9]、 南京航空航天大學(xué) [1][4][10][11]、西北工業(yè)大學(xué) [12]、 中國空空導(dǎo)彈研究院 [12]、電子科技集 團(tuán)第二十七研究所 [13]、吉林大學(xué) [14]、 北京科技大學(xué) [15]和哈爾濱工業(yè)大學(xué) [16]等 等。 例如 ， 針對無人機(jī)模型的不確定性和非線性設(shè)計(jì)的 DI/QFT（動態(tài)逆 /定量反饋理論）控制器 [1][11]，國防科技大學(xué)提出的自抗擾控制器（ ADRC）可以對小型四旋翼直升機(jī)實(shí)現(xiàn)姿態(tài)增穩(wěn)控制 [9]，還有一些經(jīng)典的方法比如 PID[17][11]控制、 H? [16]控制等。 （ 1）四旋翼無人 直升 機(jī) 的 建模 1 緒論 碩士論文 澳大利亞臥龍崗大學(xué)的 McKerrow 對 Draganflyer 進(jìn)行了精確建模 [19]。斯坦福的研究小組也對自己的試驗(yàn)平臺（ STARMAC）進(jìn)行了建模和參數(shù)辨識工作 [21]。 （ 2）四旋翼 無人直升 機(jī)的姿態(tài)控制 姿態(tài)控制是 四旋翼飛行 控制系 統(tǒng)的核心。對于四旋翼無人直升機(jī) 的姿態(tài)控制， 很多文獻(xiàn)給出的都是傳統(tǒng)的 PID 和狀態(tài)空間控制 方法 ，還有一部分是滑模和 H? 控制。 另 外 還有文獻(xiàn)給出了 全狀態(tài)反推法 (full state backstepping)[25]、 基于不變流型(Kinematicsbased)的控制法 [26]、 切換控制 [27]、基于視覺的 控制 [7][28][29]、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)控制和 改進(jìn)魯棒自適應(yīng)模糊控制等等。 MIT 的研究人員對四旋翼無人機(jī)的研究工作處于世界領(lǐng)先地位，他們開發(fā)了室內(nèi)多任務(wù)、多場景、長時(shí)間 UAV 任務(wù)測試平臺（圖 ） [30]。給出 了一組高效指引編隊(duì)飛行的命令 。 第二章為總體設(shè)計(jì)， 首先 將 軟 硬件系 統(tǒng)分解 成 基本 功能模塊 ，分別介紹了分各模塊的功能和作用；接下來給出了 了 各 功能 模塊的設(shè)計(jì)思路 ，為以下各章內(nèi)容做 準(zhǔn)備。 第四章為 四旋翼無人機(jī)的捷聯(lián)慣導(dǎo) 子系統(tǒng) 設(shè)計(jì) ， 首先介紹基本的捷聯(lián)慣導(dǎo) 技術(shù) ；然后根據(jù)本實(shí)驗(yàn)平臺的特點(diǎn)將捷聯(lián)慣導(dǎo)簡化處理； 接下來 進(jìn)行捷聯(lián)慣性導(dǎo)航算法的 姿態(tài)解算； 最后 ， 給出了各姿態(tài)角隨時(shí)間變化曲線 。 第六章為軟件設(shè)計(jì)，首先 給出控制系統(tǒng)的軟件總流程 ， 然后分別對每個(gè)模塊 的 算法流程 和軟件實(shí)現(xiàn) 進(jìn)行介紹。 第八章為總結(jié)與展望。 直升機(jī)的 主要參數(shù) 見 表 圖 華科爾 UFO4四旋翼無人直升機(jī) 表 華科爾 UFO4四旋翼無人直升機(jī)主要參數(shù) 機(jī)體參數(shù) 參數(shù) 大小 機(jī)體參數(shù) 參數(shù) 大小 旋翼半徑 198mm 遙控器 WK0701 機(jī)體長 /寬 470mm 陀螺儀 3D 驅(qū)動系統(tǒng)（電機(jī)） 1225 FE 重量（含電池） 225g 接收器 4in1 電池 本文的主要內(nèi)容是設(shè)計(jì) 小型四旋翼飛行器的控制系統(tǒng)， 實(shí)現(xiàn)小型四旋翼無人直升機(jī)在 近地環(huán)境下的姿態(tài)控制。 控制系統(tǒng) 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì) 小型四旋翼無人機(jī) 控制系統(tǒng) 包括硬件和軟件兩部分 。 碩士論文 小型四旋翼無人直升機(jī)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì) 7 硬件總體設(shè)計(jì) 如圖 所示，四旋翼無人機(jī)硬件包括以下幾個(gè)部分：機(jī)體平臺（包含 推進(jìn)組）、控制器模