四旋翼四轴飞行器结构设计及控制分析（全套含CAD图纸和三维模型）
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四旋翼四轴
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包含 有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 业 设 计（ 论 文 ） 题目 四轴飞行器结构设计及控制分析 作者 学院 专业 学号 指导教师 二一五 年 五 月 三十 日 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 业 设 计（论 文）任 务 书 机 电 工 程 学院 机 械 设 计 制 造 及 其 自 动 化 系 系主任 : （签名） 2015 年 3 月 8 日 学生姓名 : 1 设计（论文）题目及专题： 四轴飞行器结构设计及控制分析 2 学生正式设计时间：自 2015 年 3 月 8 日开始至 2014 年 5 月 20 日止 3 设计（论文）所用资源和参考资料： 1）到图书馆查阅有关飞行控制系统方面的书籍及科技期刊； 2） 参阅 四轴飞行器的 设计手册、典型 四轴飞行器 图册及在 网上查阅与课题有关最新资料； 4 设计（论文）应完成的主要内容： 1)本四轴飞行器的简介和发展概况，及其基本的工作原理； 2)本四轴飞行器 的结构分析，对支架、摄像机机座、 应急降落装置等结构原理方案进行设计说明； 3)本 四轴飞行器的空气动力学分析，得出四轴飞行器飞行姿态与各桨叶升力之间的关系； 4)本 四轴飞行器的控制系统实现，对四轴飞行器的控制方案进行数学建模。 5)本 四周飞行器各部件的设计与 校核，及其重要零件的技术设计计算说明等； 5 提交设计（论文）形式（设计说明与图纸或论文等）及要求： 1)本四轴飞行器总装配图、飞行器零部件图、控制电路图、电气接线图、本飞行其中所设计使用的电路板原理图等共折合 少于 （飞行控制程序一份可抵图纸 2)设计计算说明书一份（小四号字 打印 不少于 40 页， 文中可插自画图和表格，规范见校 文件 ） ； 3)刻碟一张（内容为本设计的电脑设计图和设计计算说明书）； 6 发题时间： 2015 年 03 月 08 日 指导教师： （签名） 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 生：黄凯锋 （签名） 湖 南 科 技 大 学 毕业设计（论文）指导人评语 主要对学生毕业设计（论文）的工作态度，研究内容与方法，工作量，文献应用，创新性，实用性，科学性，文本（图纸）规范程度，存在的不足等进行综合评价 指导人： （签名） 年 月 日 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 导人评定成绩： 湖 南 科 技 大 学 毕业设计（论文）评阅人评语 主要对学生毕业设计（论文）的文本格式、图纸规范程度，工作量，研究内容与方法，实用性与科学性，结论和存在的不足等进行综合评价 评阅人： （签名） 年 月 日 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 阅人评定成绩： 湖 南 科 技 大 学 毕业设计（论文）答辩记录 日期： 学生： 学号： 班级： 题目： 提交毕业设计（论文） 答辩委员会下列材料： 1 设计（论文）说明书 共 页 2 设计（论文）图 纸 共 页 3 指导人、评阅人评语 共 页 毕业设计（论文） 答辩委员会 评语： 主要对学生毕业设计 （论文） 的研究思路，设计（论文）质量，文本图纸规范程度和对设计（论文）的介绍，回答问题情况等进行综合评价 答辩委员会主任： （签名） 委员： （签名） （签名） （签名） （签名） 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 辩成绩： 总评成绩： 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 要 四轴飞行器，又称四旋翼飞行器、四旋翼直升机，简称四轴、四旋翼。这四轴飞行器是一种多旋翼飞行器。四轴飞行器的四个螺旋桨都是电机直连的简单机构，十 字形的布局允许飞行器通过改变电机转速获得旋转机身的力，从而调整自身姿态。 该设计主要利用已有的相关技术，初步研究和设计四轴飞行器的飞行控制系统，并制作出 1:1 等比例模型。四轴飞行器采用四个旋翼，其飞行方式与直升机相比有较大的区别，可通过调节四个旋翼之间的速度来实现飞行姿态的切换，并以此来控制飞行速度。如此一来就不需要繁杂的桨矩控制部件，同时四个旋翼可以共享电路控制板以及电池等，简化了飞行器的结构，降低了能源的消耗。具有较高的研究价值和使用价值，可用于侦查监视、通信中继等。 本文围绕四轴飞行器进行了初步的分析 和设计。首先在结构上对四轴飞行器进行了结构上的设计与加深，紧接着对四轴飞行器的空气动力学特性与四轴飞行器飞行姿态控制的力学原理进行了研究和分析，最后对四轴飞行器的控制系统和控制率进行了设计和分析。 关键词 ：四轴飞行器；飞行控制系统；旋翼；稳定架；应急装置 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 as by to is to of a 1: 1 to a by of to do of be to so on a of of of of 含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 录 第一章 概述 1 言 1 轴飞行器发展历史 1 行控制系统简介 4 论文主要研究问题 5 章小结 6 第二章 四轴飞行器结构设计 7 7 8 9 11 第三章 四轴飞行器零件设计 12 12 12 12 19 第四章 四轴飞行器力学分析 20 20 21 24 所受合力与合力矩 25 章小结 25 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 五章 四轴飞行器控制原理 26 26 28 30 第六章 四轴飞行器控制实现 31 31 35 36 机驱动模块的设计 38 控装置的选用 38 源装置的设计 38 章小结 41 设计体会 42 参考文献 44致 谢 45包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 1 一章 概 述 言 飞行器可用于民用行业、满足国防需求，还可以开发和利用太空资源、进行太空操作和相关试验等，因此国内外对飞行器进行了大量的研究。对飞行器的研究目前主要包括有固定翼、旋翼及扑翼式三种。 四轴飞行器最开始是由军方研发的一种新式飞行器。随着传感器、单片机和电池技术的发展和普及，四轴飞行器近年来开始活跃 于各大航拍市场与小型无人机市场。属于旋翼式的一种，相对于其他的旋翼式飞行器而言，四轴飞行器由于能够共享电池、飞行控制电路板等，故而其结构更为紧凑，能够产生更大的升力，而且可以通过反扭矩作用使飞行器扭矩平衡而不需要专门的反扭矩桨，加之以机械结构相较于直升机更为简单，故而维护成本低廉方便，因此研究开发新型的四轴飞行器具有重大的现实意义。 轴飞行器研究历史 从目前的四轴飞行器研究状况着手，对于四轴飞行器研究主要包括两大类别：共轴式四轴飞行器和非共轴式四轴飞行器。 共轴式四轴飞行器研究 非共轴 式四轴飞行器的研究中，著名的有美国克莱斯勒汽车为美国陆军研制的国 司研制的 日本 司研制的 S I 美国斯坦福大学的 。 称为 有两个原型机，如图 1示。该飞行器长 ，宽 ，最大起飞重量为 770以运载 250载荷，有 425 马力的 涡轮轴发动机驱动。 作简便，容易起飞，但不能满足速度和高度的要求，而且原型机业余 1960 年退还给了美国航空事业的先驱柯蒂斯。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 2 国克莱斯勒汽车研制的 用碳纤维和高性能工程塑料制作本体，由具有双重变换 受机的 制系统独立控制四个电机，并采用了三个压电晶体陀螺仪来增强机体在俯仰、翻滚、偏航方面的稳定性。当利用 00镍镉电池是，能飞行 5载 30g。 司研制的四轴飞行器改进型。与 比，另具有的特点是：么个点击到螺旋桨之间的传动是带传动；固定电机用的四根力臂可以根据情况折叠，便于运输和存放；采用九通道的 控装置可以对其进行俯仰、翻滚、偏航以及飞行高度等控制；电源采用 3000镍氢电池，飞行时长在 5间。 图 图 本 司延迟的 S 行器通过压电式陀螺仪进行三轴控制，并允许自由倾斜，可以再无线遥控下飞行三分钟。该飞行器长包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 3 00 400 120 300g，载重约为 120g，采用 50镍镉电池组。 I 司研制的又一四轴飞行器，该飞行器装有两个陀螺仪，用于飞行姿态和旋转角度的控制，并且拥有训练模式和初学者模式两种模式，可以进行 杂技飞行。飞行器本体则由泡沫聚苯乙烯制成，本体直径为250叶直径 135 90g，遥控半径 10m。采用无缆飞行可飞行 13用有缆飞行可以飞行 30 图 I 坦福大学的 一种厘米尺寸大小的微型直升机。其前期工作阶段主要是研究了低雷诺系数下的空气动力学特性、对旋翼翼型做了优化设计、研究了微型旋翼的加工方法、完成了试验样机在一杆臂上的离地起飞。进一步工作则是完成自主飞行和多个飞行器协助完成具体任务。该飞行器的四个旋 翼分别有直径 3325微型电机驱动，每个螺旋桨直径为 度仅为 身为16*16方形框架。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 4 1.5 共轴式四轴飞行器研究 共轴式四轴飞行器的研究中，著名的有美国 司研制的 美国司研制的 日本 司研制的 S I 美国斯坦福大学的 。 美国 以垂直起降，能够悬停，既可以按照地面的指令飞行，又可以脱离地面的指令自主飞行。 径 2m，采用高效率通道共轴式 4桨 翼系统，两副旋翼反向旋转，以抵消发扭矩。动力为 50 马力的发动机。承载 50 磅的重量以 80 节的速度巡航 3 个小时，最大飞行高度为 8000 英尺，起飞重量为 250 磅，操作系统为电传动操纵系统，采用差分 行定位和导航。 合了一系列先进技术，如复合材料技术、无轴 承旋翼、电传动飞控系统和先进的电子设备，在军事上可用于侦查、通讯中继、电子干扰等，在民用上可用于公用事业，如探勘地下管道、反走私、森林防火、灾害搜救等。 I 是 改造型，增加了一对机翼，总重 100高飞行速度为230km/h，可以载重 45 磅进行 2 小时的航行，航程 100 海里。 行控制系统简介 当前飞行控制方式主要有：遥控飞行、自主飞行以及半自主飞行三种方式。遥控飞行是指没有安装飞行控制系统，可以看成是航模，只能在视距内飞行，应用价值不包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 5 ；自主飞行是指在飞行过程中 可以完全脱离人的干预实现飞行，通常采用陀螺仪测量姿态，与角速度陀螺组成姿态角稳定内回路，并采用导航系统进行导航。 而半自主飞行是介于这两者之间的飞行方式，飞行任务主要有人干预完成，飞行器装有有角度传感器和角速率陀螺仪组成的姿态角稳定内回路，飞行稳定性和可操作性大大提高。由于任务量和技术方面原因，暂时实现半自主飞行。该控制系统结构如图 1- 6 所示： 图 自主飞行控制系统控制框图 该飞行控制系统主要是提高系统飞行稳定性和可操作性，为自主型飞行器控制系统打下基础。 论文主要研究问题 本文就小 型的电动四轴飞行器，从机械设计与控制工程的角度对四轴飞行器进行深度剖析。综合运用机械设计、空气动力学、控制工程课程及其他相关课程理论知识，对四轴飞行器的应用性能进行拓展，并对之进行适当改造以提高四轴飞行器的可靠性与安全性。 此四轴飞行器一方面具有多个旋翼，另一方面属于微型飞行器，与常规飞行器存在较大差异，而目前对低雷诺数下的微型飞行器尚无数学模型，只能参考传统的飞行控制系统并做一些改进。本设计采用 试图通过采用分段比例控制来提高飞行器的飞行稳定性。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 6 文需要阐述的研究内容主要包括如下几个部分 : 飞行器选型与构架； 飞行器空气动力学特性分析计算； 设计比较合理的控制律； 控制系统软硬件的设计与实现； 元器件的轻型化与辅助机械装置的设计； 重要零件的校核。 章小结 本章简要介绍了四轴飞行器的发展历程，对四轴飞行器做了简要的介绍，并在本章提出了本设计所需要解决的问题与本设计所要涉及的内容等。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 7 二章 四轴飞行器的结构设计 四轴飞行器属于旋翼式飞行器中的一类，从一定程度上可以看成是四个具相同同性能的直升机的相互组合，但是又与直升机有了很 大的不同。四轴飞行器由于具有两对旋翼，一方面可以将各个桨叶产生的反桨矩利用相互抵消的原理而互相平衡；另一方面也可以通过调节两对桨叶所产生的升力和扭矩大小来控制飞行器的飞行姿态，而不需要调节桨叶的桨矩角。大大的简化了控制方式的同事节省了复杂的桨矩控制部件，减轻飞行器的重量减小了消耗。 总体结构设计方案 图 轴飞行器机架三维结构图 如图图 轴飞行器机架三维结构图所示，四轴飞行器的主体部分有产生升力分布在四轴的四个螺旋旋翼、支撑旋翼的机架、摄像机机座、降落伞装置以及控制板所组成，每个旋翼有无刷电机、桨叶以及连接件等零部件。为减轻飞行器的自重，主要以轻质材料、如碳纤维制成。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 8 由于左右两个旋翼和前后两个旋翼旋转方向不同，因此必须采用不同的正反桨，左右两旋翼采用正桨，前后两旋翼采用反桨。 对比直升机，此结构有如下特点： 1) 2)此可以通过控制和协调各桨转速，来改变桨叶所产生的升力和扭矩，控制飞行器的姿态和稳态，无需改变桨叶的桨距角。 3)此其桨叶挥舞角不随方位角的变化而 变化。 摄像机架设计方案 鉴于飞行器在飞行过程中会受到大风、运动姿态转换等各个因素的干扰而造机身颤动，而如摄像设备跟随机身一起颤动势必影响摄影质量，从而影响飞行器航拍效果，为使得摄像设备不会跟随机身的颤动而一起颤动，从而设计一下装置以保证摄像设备的自我稳定功能。 图 像机机架三维结构图 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 9 图 像机机架三维结构图所示 ,该装置由 1235中构件 2、 3 与构件3、 5之间的连接处由滚珠轴承连接。 其运作 原理如下 因摄像机重心在下 ， 从而使得整个装置始终要维持为一个直线 ， 因各个连接点的实用滚珠轴承连接 ，故而所受的摩擦力很小几可忽略不计。从而当飞行器发生颤动和滚覆时，因摄像机的惯性使得摄像机重心相对于飞行器而言始终维持在一条直线上。从而达到摄像机平衡的目的。 应急降落装置设计方案 为确保产品使用时的设备安全与人身安全 ， 故还需在本产品上配备有应急降落装置 ， 本降落装置参照市面上现有的航空开伞器进行改进设计 ， 从而使之适合本产品的使用需求与要求 。在飞行器飞行过程中出现意外状况与故障时仍可以安全的着陆，从而避免 设备的损坏并确保陆上人员的安全。 将该装置装在飞行器上，当飞行器出现故障而失灵时。机上应急系统便会出发该降落装置，该装置可以被控制在一定时间和达到一定高度时自动将伞包打开。从而保证了机上设备的安全，降低损失。 该应急降落装置结构如图 急开伞器结构原理所示 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 10 急开伞器结构原理 应急开伞器工作前拉紧钢索 1，将弹簧压缩从而储存能量。当飞行器发生故障，机上故障检测装置向应急开伞器发出指令，应急开伞器开始工作。开伞器工作时，弹簧恢复力做功并释放能量。时间控制部分则由一个轮系和一个无固有周期的擒纵调 速器组成。开伞器工作前软锁针 13 插入惯性轮 12 的缺口之中，将整个机械锁住。拉钢索1，将弹簧 2 压缩（粗实线位置）。当应急开伞器开始工作时，软锁针被飞行器上的微型电机拔出。此时在弹簧恢复力 F 的作用下，滑轮 3 推动制动块 4，使扇形齿轮 5 转动。经过三级升速齿轮传动，轮系近似等速转动。由于扇形齿轮 5 与其上的制动块 4顺势一起转动，经过一定时间后，当制动块最外端与滑轮 3 圆周右侧边界点脱开时，弹簧释放带动钢索 1 将伞包上的锁扣开启。 该应急降落装置工作时打开降落伞包所需要的能量主要是由压缩弹簧 2 供给的。开伞器不工作时弹簧处于放 松状态（虚线位置）。开伞器工作前拉钢索 1，将弹簧压缩（实线位置）。开伞器工作时弹簧恢复力做功、释放能量。 时间控制部分主要由一个轮系盒一个无故有周期的擒纵机构组成。擒纵轮 12 盒擒纵叉 13 组成无故有周期擒纵调速器，开伞器工作前软锁针 15 插入惯性轮 14 缺口中将整个机构锁住。压缩弹簧的动作是在事前设置好，当飞行器出现故障，应急系统被触包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 11 ，软锁针被拔出。此时在弹簧恢复力 F 的作用下，滑轮 3 推动制动块 4，使扇形齿轮转动。经过三级升速齿轮传动，运动和力矩传到擒纵轮，使擒纵调速器工作。 图 纵调速器工作原理 由于弹簧 2 恢复力的作用，在擒纵轮上作用力矩 M，使其逆时针转动。当擒纵轮齿与擒纵轮叉进瓦接触时，在接触点上擒纵叉的力为， 沿进瓦的法线方向 ， 偏离擒纵轮齿的回转中心 。 力产生使擒纵叉逆时针转动的力矩 纵叉逆时针转动 1 角度后，擒纵轮齿与进瓦脱开。在 用下擒纵轮转过一定角度后，另一个擒纵轮齿与擒纵叉出瓦相接触。此时，轮齿作用于出瓦的力为， 力产生使擒纵叉顺时针转动的力矩 擒纵叉顺时针转过 2 角度后，轮齿与出瓦脱开，在力矩 用下，擒纵轮又转过一定角度。直到下一个齿与进瓦相接触，就这样擒纵叉摆动一次，擒纵 轮转过一个齿。所需要的时间为一个周期。 本章小结 本章对该飞行器上的机械装置与结构进行了分析与设计，并将飞行器的飞行原理、摄像机稳定架的稳定原理与应急降落装置的工作原理与结构进行了初步的分析与讲解。为下章的具体设计奠定了基础。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 12 三章 四轴飞行器零件设计 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 13 四章 四轴飞行器力学分析 通过第二章的论述，可对四轴飞行器作如下假设： 1)略由于变形造成的影响，且桨叶弦长 2)3)和诱导速度 4) 坐标系的建立 对飞行器进行分析时常用坐标系有地面坐标系、机体坐标系、速度坐标系以及旋翼坐标系等，不同坐标系之间通过坐标转换矩阵进行转换。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 14 机体坐标系的建立 图 体坐标系 图 翼构造轴系 如图 示建立机体坐标系，该坐标系固定于机体之上。原点设在飞行器中心，轴 前后旋翼平行，指向前方为正； 与左右旋翼平行，指向左方为正 ；轴X、 与轴 翼构造轴系的建立 如图 翼构造轴系所示，旋翼构造轴系是以轮毂中心 原点建立的笛卡尔坐标系，竖轴 旋翼的构造旋转轴，指向上方为正；纵轴 构造旋转平面与机身纵向对称面的交线方向，指向机头为正；横轴 旋翼旋转方向以指向 =90方位为正。 四轴飞行器由于具有四个旋翼，因此具有四个旋翼构造轴系。 单个旋翼所产生的力及力矩 作用在旋翼上 的力和力矩，是分析四轴飞行器的平衡与稳定性之重要依据。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 15 叶微段的空气动力学分析 个旋翼的空气动力学分析 如图 叶微段的空气动力学分析所示，以微积分的方法，在旋翼上取一段长度为 微段，设旋翼弦长为 b，相对气流的和速度为 w，仰角为 a，根据升力公式，得出桨叶微段的升力为 与旋转平面相垂直的分力 桨叶微段的拉力，而在桨叶平面上的分力 该桨叶微段的旋转阻力。设来流角为，则 通常来流角很小，所以 根据假设 1）、 2），所以可得具有 为： 由于 所以拉力 考虑到桨尖及桨根处存在拉力损失，且桨叶并不是理想扭转等因素，旋翼拉力公包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 16 常写成如下形式： 式中：为拉力系数，为桨尖的圆周速度；为桨盘面积。上式表示了拉力与桨盘面积、填充系数、升力系数、桨尖圆周速度、空气密度等之间的关系。 个旋翼的阻转力矩 叶片微段上与旋转平面相垂直的分力 生拉力作用，与此同时落在旋转平面上的旋转阻力 对于具有 盘面积有效系数为 阻转力矩为： 式中第一部分为翼型阻力在旋转平面上的分力 形成的阻转力矩；第二部分是由于存在，使得桨叶升力向后倾斜而形成的，而对于 大小取决于诱导速度 a 在来流角 所以， 对该式积分可得 为翼型阻力扭转系数，其大小取决于叶片表面的质量和桨叶仰角，叶片表面越粗糙，仰角越大， 为诱导扭转系数 为爬升扭转系数 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 17 对桨毂的附加力矩分析 如图 认为桨叶所受合力 叶片展向，大小约等于离心力 样，垂直于构造平面的分力 桨叶的 桨毂中心构成的力矩沿纵向和横向分解，有 对于具有 转一周所产生的力矩 由此可以得出，由于在飞行过程中不存在变矩作用，挥舞角度不随方位角的变化而产生变化，所以叶片上上的合力矩 前面分析了单个旋翼的空气动力和力矩产生的一般表达式，经坐标平移可分别求出各桨翼所产生的空气动力和力矩沿机体坐标系的分量 、 、 、 、 （下标j=1,2,3,4）。具体的参数还需要进一步通过实验得出。 图 毂的附加力矩 身所产生的力矩 对于四轴飞行器，机身就是除去四个旋翼所剩余的部分。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 18 中： 分别为机身的纵向力系数、升力系数和侧向力系数； 分别为机身对实验重心的滚转系数、偏航力矩系数和俯仰力矩系数、系数的值需要通过试验确定； 机身最大迎风面积； 机身长度 由于实验重心与计算重心存在差别而对绕三轴的力矩所加的修正量。 用在四轴飞行器上的合力与合力矩 由于在各个旋翼相互干扰方面缺乏资料参考，还需要做进一步的研究 ，因此暂时只能单独考虑旋翼和机身的作用得到飞行器上受到的总的力与力矩如下： 式中 飞行器有俯仰角 c 和倾斜角 力在机体轴上的分量，其中： 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 19 G*G*机体坐标系的原点在四轴飞行器中心，所以： 。 章小结 本章对四轴飞行器的空气动力学特性做了初步的分析、探讨，分析了四轴飞行器与单旋翼机的不同之处，利用常规直升机的空气动力学理论，对四轴飞行器空气动力学做了初步的理论分析。并利用这个结果对飞行 器的设计载重做了初步的估算，设计载重为 300g 的四轴飞行器的实际载重可以大大大于这个数字。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 20 五章 四轴飞行器控制原理 轴飞行器姿态控制原理 图 轴飞行器力学模型 四轴飞行器是通过四个旋翼产生的力和力矩来实现对飞行器飞行姿态进行控制的，整个四轴飞行器可以抽象为如图 图 5前、 M 前、 控制飞行器四个旋翼所产生的升力和力矩时，飞行器将 产生各种各样的飞行姿态，从而实现各种飞行任务。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 21 垂直升降与悬停 图 直升降与悬停 如图 直升降与悬停所示，当飞行器的四个旋翼等速度旋转，各桨所产生的升力对等，当总升力大于或者是小于自身重力时，飞行器实现垂直升降；等于自身重力时，实现悬停。 右侧移与俯仰运动 图 右侧移与俯仰 如图 旋翼转速低于左旋翼转速是，右边两个旋翼产生的总升力小于左边两个旋翼所产生的总升力，机体开始向右侧倾移；同理，可以用同样的方法使机体向左侧倾移及俯仰移 动。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 22 机体旋转 图 体旋转 如图 一对角线上的一组桨叶转速相同，不同对角线上的桨叶转速不同时，由于反转扭矩不能相互抵消，从而实现飞行器的转向。 轴飞行器姿态与升力的关系 下面分析为调整四轴飞行器飞行姿态所需的升力以及相应姿态之间的关系。 行器绕 X 轴的角度与升力的关系 如图 示，飞行器与 X 轴之间的夹角主要通过左右旋翼产生的升力控制，其控制关系为： 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 23 图 与升力的关系 行器绕 Y 轴的角度与升力的关系 如图 轴的角度与升力的关系所示，飞行器与 控制关系为： 行器绕 Z 轴的角度与升力的关系 由于旋翼所产生的升力与力矩之间存在关系 M=以上式可以表示为与升力之间的关系： 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 24 行器绕 行器飞行速度 v 与升力的关系 据牛顿第二定律有： 章小结 本章在基于前章四轴飞行器空气动 力学初步分析得出的结果的理论基础上，分析了其力学控制原理，得出了姿态与升力的关系，并对飞行器各旋翼的特性进行了分析与测试，结果表明各个旋翼之间存在较大的特性差异，这需要通过软件补偿和姿态反馈控制才能提高飞行器的稳定性。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 25 六章 四轴飞行器控制实现 制律设计 制 将偏差的比例 （ P）、微分（ D）和积分（ I）通过线性组合构成控制量， 一控制量对被控制对象进行控制，这样的控制器称为 制器。 制器结构简单，参数调整容易，是控制系统中技术成熟，而且应用最广泛的一种控制器、 早期的 制器通过硬件来实现，称为模拟 制器；随着计算机的发展，出现了数字 制器。数字 制器与模拟 制器相比，具有非常强的灵活性，可根据实验和经验在线调整参数，因此得到更好的控制性能，本设计采用了数字制算法。 字 制算法 由于计算机控制是一种采样控制，只能根据采样时刻的偏差值计算控制量，而不能像模拟控制那样持续输出控制量，因此必须对积分和微分进行离散化处理。离散化处理方法为以 T 为周期， k 为采样序号，则离散采样时间 应着连续时间 t，用求和的形式代替积分，用增量的形式代替微分。 式中： k 表示采样序号， k=0,1,2 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 26 示第 k 次采样时刻的计算机输出值 ； 表示第 k 次采样时刻输入的偏差值 ； 表示第 采样时刻输入的值； 表示比例系数 ； 表示积分系数 ，； 表示微分系数 ， ; ; ; 计 制量： 其中： k 表示采样序号， k=0， 1， 2 表示 考量与传感器测量值之间的偏差 ； 分别表示比例系数 、积分系数、微分系数 ； 制量 ： 其中： k 表示采样序号， k=0， 1， 2 表示 考量与传感器测量值之间的偏差 ； 分别表示比例系数 、积分系数、微分系数 ； 制量： 其中： k 表示采样序号， k=0， 1， 2 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 27 示 考量与传感器测量 值之间的偏差 ； 分别表示比例系数 、积分系数、微分系数 ； 制量： 其中： k 表示采样序号， k=0， 1， 2 表示 考量与传感器测量值之间的偏差 ； 分别表示比例系数 、积分系数、微分系数 ； 制量： 其中： k 表示采样序号， k=0， 1， 2 表示 考量与传感器测量值之间的偏差 ； 分别表示比例系数 、积分系数、微分系数 ； 参数 的选择包括有理论法和实验法 ， 理论法需要建立被控对象的拉氏变换模型 ，实验法包括试凑法和经验法 。 由于难以建立准确的数学模型，也没有可借鉴的经验，因此使用试凑法，通过实验，按照比例 积分 微分的顺序来确定各控制参数。 制具有结构简单，技术成熟等优点，但是单纯的 制难以满足复杂的控制系统要求，并且难以进行数学模型的建立，当飞行环境和参数发生改变时，控制律就要做相应的调整，因此需要引入分段比例 制法。 段 制 确定输 入输出量 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 28 入变量： ; 输出控制量： 、 、 、 其中：表示俯仰角偏差； 表示滚转角偏差 ； 分别为角度偏差 的 制量； 分别表示遥控器三通道和四通道的控制增量； 、 、 、 别表示右、前、后、左电机的 8 位精度控制量； 分段比例 制规则集： 右旋翼控制量： 5， 10 ； 式中： 为控制系数 ，为右旋翼控制输出量； 前旋翼控制量： 5， 10 ； 式中： 为控制系数 ，为前旋翼控制输出量； 参数 等还需要通过实验来确定 。 包含有 纸和三维建模及说明书 ,咨询 - 29 体设计 本半自主飞行控制系统主要实现人的遥控操作及自动增稳功能。飞行器通过接收机接收到的遥控指令完成操作者的遥控操作，同时具有感知飞行姿态并自动调整的功能。 整个控制系统包括电源功能模块、遥控接收模块、角度传感模块、角速率传感模块、电机驱动模块、 接口与扩展等部分。该控制系统的原理图如图 6 电源功能模块主要为其他模块提供电压，主要提供的电压有 和 中 压为信号放大器提供电源， 微处理器提供电源， 角度传感和
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