【正文】 控制系統(tǒng)狀態(tài) 實(shí)際控制中需要系統(tǒng)的整體數(shù)學(xué)模型。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。 對式 ()進(jìn)行拉普拉斯變換，得 ? ? ? ?? ? ? ? ? ? DBAICUYG ???? ?ss 其中， ? ? ? ?000000000000c o sc o s000s i nc o sc o ss i ns i n000c o ss i nc o ss i ns i n222222s???????????????????????????????????sIsIlsIlmsmsmszzyyxx?????????????G 本文研究四旋翼飛行器懸停時的狀態(tài)，所以 0???? ，所以上式可以簡化為 ? ? ? ?00000000000012222???????????????????????sIlsIlsIlmszzyyxxsG 由式 ()和式 ()，可知飛行器的水平位置坐標(biāo) ? ?yx, 被簡化掉。 其中對 無人機(jī) 的高度 反饋、 俯仰 、 滾轉(zhuǎn) 、 偏航進(jìn)行研究，不考慮位置坐標(biāo) ? ?yx, 。如圖 為控制變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機(jī)的主控制流程，來實(shí)現(xiàn)對無人機(jī)的 狀態(tài)，航速 的控制。 圖 角運(yùn)動和線運(yùn)動關(guān)系 變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機(jī)的主控芯片負(fù)責(zé)接受芯片中測得數(shù)據(jù)參數(shù)，并對這些參數(shù)進(jìn)行處理、運(yùn)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(shè)置好的參數(shù)對執(zhí)行機(jī)構(gòu)電機(jī)提供所需的電流。 20 圖 PID 控制流程 變結(jié)構(gòu)無人機(jī)本身是通過控制四個直流無刷電機(jī)的轉(zhuǎn)速來實(shí)現(xiàn)對無人機(jī) 在空中的姿態(tài)控制，而此同時利用電調(diào)來在控制通過電機(jī)的電流大小，此時講控制信號參數(shù)化由電調(diào)實(shí)現(xiàn)對輸出的實(shí)時控制。 圖 電機(jī)控制流程 在電機(jī)轉(zhuǎn)動速度的變化過程中，電機(jī)調(diào)速給出一個 PWM 信號來實(shí)現(xiàn)對MOSFET 的導(dǎo)通和關(guān)斷從而達(dá)到調(diào)節(jié)電機(jī)轉(zhuǎn)速的目的。為比例系數(shù)，其中ipke r rike r rke r rpkk KK VKVVKDD ???? ?? 圖 轉(zhuǎn)速圖 21 總結(jié) 本章對傳統(tǒng)四旋翼無人機(jī)的控制和基本數(shù)字模型和控制算法上提出了一種新的模式，對這種新的模式做了進(jìn)一步的闡述和介紹，在這同時進(jìn)一步的表明了傳統(tǒng)結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性和其特點(diǎn)，從而完善了對理論基礎(chǔ)的介紹。但是通過兩個獨(dú)立的旋翼來對無人機(jī)的推力進(jìn)行分而控制，就簡化了控制過程和邏輯過程，讓無人機(jī)來完善較為復(fù)雜的空中姿態(tài)變化過程。 圖 變結(jié)構(gòu)受力分析圖 ? ? ? ?? ?? ?? ? ? ? ? ?? ?? ? ? ?,pRfffRfmgfpmGIITA I RLRxb???????????????????????? 對變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機(jī)進(jìn)行動態(tài)變化模擬分解齊受力圖如圖所示，對其進(jìn)行動態(tài)計算可得出 23 ? ?? ?? ?? ?? ?? ?3 .5,0,s i n0c o s00????????????????????????????????????????????????yTA I R zxTA I R xLRLRpRfpRfffTRf???? ? ?? ?? ?? ?? ? ? ?0,0,s i n0c o s00?????????????????????????????????????????????????????????????????????????????????????????zxdzxddzdxTyTA I R zxTA I R xLRLRKKppgRpRfpRfffT ???????????????? 因?yàn)榫€性運(yùn)動和空中姿態(tài)控制采用原始的控制基礎(chǔ)算法，二者之間不存在耦合現(xiàn)象，故所以使姿態(tài)和線速度的關(guān)系通過實(shí)驗(yàn)獲得。 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。線性飛行控制方法是求解理想加速度方程。再求出姿 態(tài)角目標(biāo)值作為姿態(tài)控制環(huán)的控制命令。 圖 控制指令傳輸流程框圖 為了解決變結(jié)構(gòu)無人機(jī)在空中改變姿態(tài)的動態(tài)過程，因?yàn)樽兘Y(jié)構(gòu)無人機(jī)的六個自由度沒有限制，這樣就在控制上無形中增加了難度。所以就需要 24 在控制上對這六個自由度進(jìn)行分辨運(yùn)算，進(jìn)而避開其他因素之間互相耦合，或用一種邏輯思路來進(jìn)行避開運(yùn)算的干擾，使一種復(fù)雜的運(yùn)算進(jìn)行了簡化和優(yōu)化。 為實(shí)現(xiàn)整體變結(jié)構(gòu)的思路將變結(jié)構(gòu)的流程思路簡化為如下圖所示，當(dāng)無人機(jī)在地面準(zhǔn)備起飛時變結(jié)構(gòu)無人機(jī)如圖（ a）所示。當(dāng)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）。 圖 （ d）（ e）變結(jié)構(gòu)空中動態(tài)變化過程圖 25 在目的地上空懸停，之后通過調(diào)整旋翼的轉(zhuǎn)速來減少升力來控制無人機(jī)高度，來平穩(wěn)下降到地面，如圖（ a）所示，只是在升力和重力上的變化。 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 變結(jié)構(gòu)機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計 其中利用機(jī)械設(shè)計中的運(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)行時都需要進(jìn)行必要的特殊要求。 從而加深了對質(zhì)心的重要性的理解度。 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。 2U 是控制機(jī)體產(chǎn)生目標(biāo)角度按計算得出的滾轉(zhuǎn)力矩 . DlP KKK 、 是三個過程系數(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。 ?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。 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。 4U 是控制機(jī)體產(chǎn)生目標(biāo)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(shí)現(xiàn)和滾裝控制相同過程功能。因?yàn)楦叨缺旧硎莻€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)。 ? ? ? ?? ? ? ? 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。 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。對于變結(jié)構(gòu)多旋翼無人機(jī)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(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。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 ， 。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。 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。 while()lie){ hile (1){ }} endif {Duty_Loop()。 [PITCH].kdamp = 1。 = 。xyz_ft pensation。// static xyz_f_t acc_no_g_pf。 //30 if( ThrLow == 0 ) else { += 1 * *T *( aw )。 //==== // = *4096。 // = *4096。 // += *T *.* ( )。 // = LIIT(003f *, 10,10 )。 /============= /* 得到角度誤差 */ = To_80_( + Roll )。 = To_10_degrees( + Yaw )。 = BS()/ANGLE_TO_MAX_AS。 /* 角度誤差微（跟誤曲線變化） */ = 0 *[.d *( ) *( ) 。 /* 角度誤差積分 */ += [PIROL]ki * *T。 = [PIYAW].ki * *T。 = Tr_Weight *CRL_2_INT_LIIT。 /* 角度誤差積分限幅 */ =( , , )。 = 。 33 LIMIT( ,0 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)計和完善，使變結(jié)構(gòu)的總體設(shè)計進(jìn)行了全方位的完善和設(shè)計。 34 第五章 實(shí)現(xiàn)變結(jié)構(gòu)功能的硬件及電路設(shè)計 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。 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，同時控制多旋翼無人機(jī)的電機(jī)的旋轉(zhuǎn)速度。 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。主控芯片通過調(diào)節(jié)電子 調(diào)速計來實(shí)現(xiàn)對電機(jī)的控制。 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)。 螺旋槳：定義螺旋槳有兩個十分重要的指標(biāo)直徑和幾何螺距，二者單位均為英制單位英寸。 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。中心控制是飛控的核心，而對于其組成，需要對每一個硬件的組成合理的分布和應(yīng)用，還有對每個硬件組成的管腳 進(jìn)行連接和線路的分布?？梢酝ㄟ^其剩余的接口輸出一個最大九軸的信號。 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。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(guān)。 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，使的再設(shè)計中的硬件層面也進(jìn)行了補(bǔ)充說明。 39 第六章 總結(jié) 在本次的畢業(yè)論文設(shè)計當(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) 計上的創(chuàng)