大型四旋翼飞行器的建模与控制-外文翻译.doc

控制工程实践 18 (2010)691-699大型四旋翼的建模与控制摘要：在研究中使用的典型的四旋翼飞行器重量小于3千克，并且携带数百克测量有效载荷。在设计和控制中几个障碍必须克服，以应付这推动现有的四旋翼性能的界限预期行业需求。X-4飞行器，拥有1千克有效载荷的4千克重的四旋翼，旨在成为典型的商用四转子。调整设备的动态与板载嵌入式姿态控制器的定制工艺采用以稳定飞行。独立的线性SISO控制器设计来调节飞行器的姿态。该系统的性能在室内和室外的飞行中被证明。1.介绍直升机的主要限制是需要广泛，成本高，维护运行可靠。无人机（UAV）旋翼机也不例外。明显简化这种工艺的机械结构产生了效益的物流。四旋翼是旋翼航空器不具有复杂的旋转斜盘和联系在常规设计中，而是使用不同的转子速度以机动飞行的另一种形式。由于大大降低了机械复杂性和磨损，因此预计精心设计四旋翼将证明本身更健壮和可靠的。然而，对于四旋翼要想在实际应用方面与直升机具有竞争力，它理想的是最大限度地发挥其动态性能和空气动力学性能。自从在21世纪初取得的机器人技术研究人员的关注，四旋翼已经成为重大课题的主题，并且许多关于用来调节他们飞行的动力学和描述方法的论文已经被写。最早期的四旋翼研究是基于小型飞行爱好工艺，如HMX-4和Draganfly创新公司（2009年）。他们是由镍镉或锂聚合物电池供电，使用速度反馈MEMS陀螺仪的阻尼，但没有侧倾或俯仰角稳定性。研究四旋翼添加自动稳定性并且使用各种硬件和控制方案。四旋翼的一个例子，一个具有低宽高比叶片的轮带驱动飞行器。CEA的X4飞行器，一个每个马达上有四个叶片的小型四旋翼，康奈尔大学的自主飞行器，使用了飞机螺旋桨的大型工艺。由于其固有的耐用性和紧凑的布局，在工业使用中很有吸引力，但是使四旋翼无人机规模化的工业使用毫无进展。以前曾试图构建大的，重的四旋翼无人飞行器（例如43千克或41米），如Hoverbot（鲍仁斯坦，1992年）和美国康奈尔自主飞行车辆AFV，是由所需的操作（尼斯，2004年）的外部附件和系绳所限制。这个6千克的哈弗机器人由在尾部加入4个爱好直升机建造。它可以把自己升到空中，但是从不能飞离其传感器的测试框架。该6.2公斤AFV是定制与爱好螺旋桨，电机，电子调速控制器和锂电池。它用于轴编码器闭环转子速度控制，和卡尔曼滤波器来执行惯性传感器偏差估计。它飞行具有束缚力，但飞行的伤害阻碍了进一步的测试。在商业领域，几个小组宣布，计划向4-6kg设备市场进军，但这些并没有体现在产品上，而次级2公斤工艺的许多例子，现在一应俱全。大于3公斤的四旋翼无人机比较稀有可以归因于所遇到作为车辆的重量增加了无数的设计挑战，并且随之而来的，必须严谨保障比例更脆弱的硬件。作者确定了实际飞行机的下一个挑战之一是旋翼气动力和控制性能，满足运营商的需求增长的最大化。虽然许多任务可以用小的有效载荷和飞行时间短，更大的负荷和更长的飞行时间是一个商用车更实用。这种挑战可以通过增加车辆的尺寸和功率。由转子产生的推力是它的半径的第四的功率和角速度的平方成正比。所需的输入功率，在悬停的半径成反比，使得使用更大的车辆和提高性能的更高功率的转子。直升机大小的主要限制是结构，转子大得垂向地面。转子的重量和动态的控制性能，可以实现的后果。图1 X-4飞行器1.1. X-4 飞行器澳大利亚国立大学的X-4飞行器马克III是一个载荷1kg的4kg重的四旋翼飞行器。它的设计以解决面对小规模的无人机的问题，只有百分之20的面积大于RCtoysDraganflyerIV（见图1）。这被视为对高能工业四旋翼无人机的一步。它采用定制能力提升飞行器一个额外的30的控制范围（总推力5.2千克）高性能转子（磅，马奥尼，与考克，2009年）。所用的马达和电池是现成的部件。马达直接驱动转子，省去了一个变速箱。该机器人只有8移动部件四旋翼旋转支架和四个电机枢纽。其结果是，在锭翼是机械上可靠很少范围在飞行灾难性故障。本文重四旋翼的关键控制环节报道：旋翼转速控制和姿态动态控制。 四旋翼直升机刀片扑动态的详细研究。基于该六自由度气动模型，在纵向（俯仰/翻滚）解耦动力学和方位角模式导出。我们使用这个模型以优化X-4飞行器的机械设计对这些动态的控制，并实现在解耦动力学线性SISO控制。该控制器在一个万向钻机测试，实现了室内和室外的飞行测试的性能报告。调查结果总结了简短的结论。2. 驱动系统高效，紧凑，高扬程转子是四旋翼无人机应用飞行时间和有效载荷的需求至关重要。以前的努力来设计驱动系统往往包括了一个经验做法，结合现成的架子部分（Bouabdallah，Murrieri，与Siegwart，2004年，尼斯，2004年），但以获得最佳性能转子和电机必须调整的具体需求该机。设计适用于大型四旋翼一个完整的驱动系统的方法先前已描述（2009磅等人）。本节中的系统设计的基本方面适用于四旋翼控制进行了综述。2.1.转子响应时间传统直升机的旋转斜盘允许瞬时推力变化，而大多数四旋翼使用固定摊位的转子，因此必须加速和减速的转子，以机动飞行。作为转子尺寸增加，质量和转动惯量也随之增加。转子驱动系统必须能够制定足够的扭矩来影响迅速响应。理想的是使转子和桅杆尽可能轻，以最大限度地提高致动器的带宽。在X-4飞行器的情况下，人们发现，在转子的自然上升时间装入，刮板和电动机组件是0.2秒，这使车辆无法控制的。被要求的反馈控制，以减少响应时间到0.05秒（磅。等，2009年）。尤其是大型四旋翼可以使用集体变桨距每个转子和避免电机动力学问题完全。这是采取哈佛机器人（鲍仁斯坦，1992）的方法。笔者不知道这种已经飞到任何无人机，但预计这是一个可行的选择。然而，集体刀控制来在提高机械复杂性而废除的简单四旋翼的稳健性优势的成本。2.2.电子调速硬件马达的动力性能和鲁棒性是至关重要的四旋翼性能和可靠性。小型四旋翼，如Draganflyer V时，通常采用单一的功率FET调制驱动电压到每个永磁直流电动机。较大的工艺聘请无刷电机电子调速器（ESC）。适当设计的电子调速器是必需的，以获得最大的性能。常见的做法是使用过的，现成的爱好飞机的电子调速器，因为它们都是现成的，重量轻。然而，这些有几个缺点。最重要的是为四旋翼，爱好控制器通常具有一个内置的摆极限，旨在减少在步骤速度的变化的浪涌电流。电流尖峰高达100A在X-4的驱动器已经被测量（磅等人，2009）。无压摆限制，浪涌电流会导致电源总线电压从电池的内部电阻凹陷，导致电子设备复位，而严重尖峰甚至可引起损坏ESC开关电路。为了避免这些问题，电子调速器的斜坡速度变化缓慢，提高响应时间，并限制所述致动器的带宽。在X-4飞行器的情况下，摆限制爱好速度控制器无法足够快地响应，以稳定工艺。一般来说，爱好电子调速器微控制器代码和内部都无法访问;没有直接的电子调速器转子速度的测量是可用的外部，这可能需要另外的传感器被添加。结果发现，高增益，各地爱好RC设备50Hz的刷新率闭环速度控制是不是为X-4飞行器可行的。现已可编程电子调速器可以挂接到PC进行微调，这可能是为适应大型四旋翼速度控制。然而，商业的高性能四旋翼几乎肯定会使用自定义的驱动电子产品，与升序技术蜂鸟（升序技术有限公司，2009年）的情况。2.3.动态补偿四旋翼必须具有快的推力动态-马达必须能够迅速加速转子以允许权威性姿态稳定。目前大多数四旋翼剃光转子，允许无需额外的控制速度快的变化。大型四旋翼有较重，大惯量转子，因此需要本地控制，人为地提高了电机的带宽。反射转子惯性通过任何传动装置也应匹配于马达，以允许最大加速度的惯性，尽管这必须与一个传动系的附加质量，复杂性和摩擦来平衡。在实践中，闭环性能最严重的制约限制对电池中的可用瞬时电流消耗，这占主导地位的控制设计。无刷电机速度动力学是一个单极动态系统，和比例的反馈控制是合适的。可以由扭矩限制装置来实现对控制增益进行约束的最大摆率即干扰噪声和正弦的引用可以要求而不在控制器诱导失败。一种用于计算一个优化的控制设计摆饱和驱动方法以前已经描述（2009 磅等人）。如果有足够的带宽，马达控制器不需要保持精确的转子速度的一个完整的UAV姿态控制系统将包含积分项，将补偿电机设定点，以确保车辆的飞行稳定性。3.四旋翼动力学飞行行为的数学动态模型是很好的控制设计和分析是必不可少的。用来表示四旋翼行为的一个常见的模式是，哈梅尔，马奥尼，洛萨诺，与奥斯特洛夫斯基（2002年）。所使用的最基本的四旋翼模型只包含刚体动力学与抽象的力和力矩执行器和空气动力学没有。所述四旋翼通常表示为一个刚性体与惯性和自转旋翼机 ，作用于其上的重力和控制扭矩。简单四旋翼动态模型并不代表实际所展出四旋翼复杂的直升机行为。特别是，它们忽略了叶片震荡效应，这是为了理解振荡直升机模式，转子扑由于偏航和可变转子流入速度作为工艺俯仰和侧滚的结果是至关重要的。 拍打力度开始被视为四旋翼动力学重要方面;即使是非常小型四旋翼表现出扑（黄，霍夫曼，Waslander，与汤姆林，2009）。 四旋翼动力学，振荡或纯发散的不稳定的性质，被证明是依赖于上述质量的中心与转子的高度;设置转子要上，或者只是以上，重心的平面最小化的系统（磅，马奥尼，考克，2006）的灵敏度函数。在大型四旋翼，其中致动器的带宽是由慢转子动力学的限制的情况下，这可能是一个关键的设计点。 3.1.刚体动力学 惯性基准帧被表示为 ，其中的Ez是在重力的方向上，并且是固定框架主体的根，其中x是与前部对齐的原点（参照图2）。A是I的旋转矩阵。向量v和w是在A的线速度和角速度。 方程为： (1) (2) (3) (4) (5) (6) (7)其中m和I是质量和飞行器的转动惯量，g为重力加速度，是空气的密度，r为转子半径，A是转子圆盘面积。在式（6），乘以其大小以保持旋转的反向旋转的转子的符号。这里SK（x）是斜对称矩阵，使得对于在R3的向量。转子被它们相对应的指南针指示方向指引：北，南，东，西（NSEW），其中N表示前转子。与此相对应，di是转子在飞行器重心的位移： 图2 扑四旋翼自由体图 (8) (9) (10) (11)其中d是飞行器的臂长度，并且h是上述COG转子的高度。向量ti和qi的转子推力和力矩，和mi的时刻，由于I的推力矢量个转子了摇摇欲坠的转子，由转子拍打产生的力矩完全是由于各地的位移的推力矢量从重力车辆的中心。纵向的第一谐波和横向的第i个转子由a1si和b1si，分别被表示的扑角度。无量纲化推力和扭矩系数，CT和CQ，被视为第i的常数更换预定速度个转子由OI给出。无量纲化推力系数和扑方程中更详细地在第3.2和3.3进行讨论。3.2.俯仰和横滚转子阻尼一个四旋翼必然有它的桅杆和COG之间的水平位移。当工艺辊和间距，所述转子出现垂直速度，从而导致在流入角的变化。从Prouty（2002年，P101），CT可以与垂直速度，Vc的， （12）其中a是翼型极性升力斜率，为在转子的尖端的几何叶片角，VI是通过转子的感应速度，和是叶片的表面面积的盘的比的坚固性和转子盘的区域。所添加的电梯，由于在叶片增加流速大小是相对于在流动角变化的影响小，因此被忽略。极性升降机斜率是本身攻击的转子叶片角，一个的函数。它是为一些翼型件高度非线性等的关系，可以更好地表示为围绕一组点，CT0： (13)其中的是由流入条件改变的变化。方程（12），这被写为 （14）其中a0是在设定点的升力斜率。在X-4的转子的流入速度是非常高的相对于俯仰，滚转和平移速度。因此，车辆不容易引起涡环状态，即使是在侵略阴谋活动。3.3.叶片扑当转子平移水平没有在前进和后退叶片之间的叶片升力，这将导致转子尖端路径平面倾斜的差。通过同时求解叶片离心气动静电重量力矩系统的常数和正弦分量获得的所得转子平面的角度。扑是重要的，因为在倾斜的转子可以引入用于车辆（2006磅等人）显著稳定性的影响。转子振荡的动力学是非常快的，内转子（利什曼，2006年）的一转发生，与直升机的刚体动力学比较。因此，在叶片扑方程可以写为工艺的平面速度的瞬时函数。四旋翼的飞行不限于纵向运动 - 当车辆横向移动或偏航的主振荡轴线不必对准到飞机的前部。由于平面运动的第i个转子的振荡是通过计算转子的平移的大小和方向并且限定的参考，Bi，在该方向上对齐的发现。纵向和横向漂移角计算所述转子框架（U1si和V1si），然后重新表示的本体固定在框架（a1s i和b1si）使用旋转矩阵（参见图3）。这允许避免计算复杂通过使用标准振荡方程在本地帧。在每个转子振荡是通过首先计算该转子的推进比和方位角方向找到。这个推导如下： （15） （16） （17）其中的i是第n个的第i个转子的速度矢量的元素，是第i个转子的预先比和是运动的方位角方向。在X-4采用的是机械式拉锯摇摇欲坠的铰链，因此没有扑铰链失调。此外，它没有环状或集体叶片控制等古典式（Prouty，2002，p.469）可以大大简化：纵向和横向扑第i的角度解决第转子，Bi是 （18） （19）分别，其中是第i个转子（利什曼，2006年，第95页）的无量纲化近悬停流入，通过近似： (20)并且是锁定码（利什曼，2006年）： （21）其中Ib是关于扑铰链叶片的转动惯量。等式（18）代替集体俯仰角和直线叶片扭曲叶尖角度：，其中是集体叶片间距和是每米的直线刃扭转角。这些被变换回所述本体固定帧由中，Ai和Bi之间的帧映射，来导出被检体内帧扑角度由于飞行器的运动： （22） （23）由该工艺的俯仰和侧倾率中产生的振荡角的部件（Prouty，2002年，第473）加入到这些本