四旋翼飞行器中英文对照外文翻译文献

1、（文档含英文原文和中文翻译）译文：四旋翼飞行器的建模与控制摘要迄今为止，大多数四旋翼空中机器人取材于飞行玩具。虽然这样的系统可以作为原型，但是它们是还没有健全到能够服务于所有实验机器人平台。我们已经开发出了X-4,采用定制底盘和带有现成的电机和电池航空电子设备，是一个高度可靠的实验平台。这个飞行器使用嵌入式姿态动力学控制器以稳定飞行。被用来调节飞行器的姿态的控制器是一个线性的单输入单输出系统。1介绍直升机的一个主要难点是为了可靠的飞行，飞行器需要广泛的，和昂贵的维修费用。无人驾驶航空飞行器（无人机）和微型飞行（MAV）也不例外。简化飞行器的机械结构能够方便操控这些飞行器。四旋翼是一种强大且简单

2、的直升机，因为他们没有传统旋翼飞行器的复杂旋转倾转盘和联系。多数四转子飞行器是根据遥控玩具的组件构建而成的。因此，这些缺少必要的可靠性和性能的飞行器是不可能成为是切实可行的实验平台的。目前的四旋翼平台最近几个四转子工艺已被开发用于制作玩具或进行研究。因为市场的需求，许多关于四旋翼的研究开始了，如HMX2-4和Rctoys的Draganflyer。一成不变的，这些由塑料电机组成的飞行器的机身都带灯光。它们是由镍镉电池或锂聚合物电池供电，并且使用基于速度反馈的mems陀螺仪。这些四旋翼一般没有稳定的稳态。自动稳定及使用各种硬件和控制方案被用于研究四旋翼。例如，CSIRO的四旋翼飞行器，是一个Dra

3、ganflyer的衍生物，它使用视觉伺服和惯性测量单元（IMU）来使飞行器稳定在一个固定的点上。其他的四旋翼，包括EidgenossischeTechnischeHochschuleZurich的0S4，个带有低纵横比的叶片的带传动的飞行器；CEA的“X4-flyer1，一个带有四个电机和叶片的四旋翼。还有康奈尔大学的自治飞行器，一个采用的飞机螺旋桨的大型飞行器。澳大利亚国立大学（ANU）的X-4四旋翼微型飞行器旨在解决小型无人机面对的的问题oX-4比同类型机器人重很多：它重4kg，并且被设计用于携带1千克的载荷。它有碳纤维材料和铝底盘和高推力与重量比。所使用的电机和电池是现成的组件。马达直接

4、驱动转子，不需要变速箱，机器人仅具有8个可移动部分。因此，它是一个在小范围的在飞行中很难发生灾难性故障的坚固的、稳定的四旋翼。它能提供一个实用的有效载荷能力并且续航时间长。当前发展的目标高性能的电机和转速控制器已经被用于X-4。这些都充分解决推力的产生和电机的调速性能之间的问题。此外，一个包括旋翼拍打的影响的飞行动力学模型被推倒出来。它是一个关于在不同配置和干扰下的四旋翼的轨迹的3d模拟器。当前研究飞行器的目的在于稳定飞行器滚动，俯仰和偏航等飞行姿态。连续飞行要求俯仰和横滚角保持在零附近，除了需要积极转换的时候。飞行系统天生的不稳定性需要积极的补偿。特殊的设计引发的不稳定俯仰和横滚用一个控制器

5、可以很容易地解决。在本文中，我们提出了X-4是一个功能健全的空中机器人。关于四旋翼直升机叶片的动力学正在研究中。我们从数据中估计出系统参数，并建立了数学模型。根据六自由度空气动力学模型我们推导纵向（俯仰/滚动）的解耦动力学和方位模式。控制的方法是优化机械设计来达到解耦动力学中的动态控制并实现线性单输入单输出系统的控制。控制器是为了让飞行器在仿真中更加稳定，然后去证明飞行器在小范围飞行中的倾斜和翻滚的补偿功能2X-4的硬件和构造由于X-4巨大的构造使它区别于其他的飞行器。它包括一个底盘，电机和动力电池以及姿态控制单元和通讯电子设备。每个子系统的描述详细如下：2.1机壳X-4有铝制的中央框架和炭纤

6、维四臂。规则排列的安装点允许COG可以很容易地移动。电机和电池都尽可能地安装在远离中心轴线的地方。手臂角度略有倾斜，使四臂和转子之间空出更多的间隙。电机顶部是旋转的中心，一个处在驱动杆和叶片之间自由关节点。叶片被电机顶部和底部板紧紧夹住。2.2驱动系统在X-4的电机设计被设计成用于托起四旋翼，并留有30%的余量（大于超过520千克）。叶片是三层的碳纤维，由ANU设计制造。.它的几何结构设计成这样是为了让转子在欠负荷下处在最佳的工作状态。ANUX2旋桨使用的是为电机特制的截面无线电遥控的飞行器是由JetiPhasor30-3三相无刷电机驱动的他们提供的高扭矩的性能可以直接驱动转子，省去了齿轮。电

7、机可以通过超过300瓦，额定电流可达35A。电机通过定制电机控制板整流。这些是由澳大利亚联邦科学与工业研究组织的昆士兰州开发中心高级技术信息和通信技术小组发明的。该板立基于各地的飞思卡尔HC12D60A微处理器和东芝TB9060无刷电机转速控制芯片。能量由24锂聚合物2000毫安电池提供。每个单元有3.7伏的标称电压，范围从4.2V完全充电，并在枯竭时下降到3V。每个单元可以提供高达20A的电池。电池被连接到带有6平传，每个平传由四个单元串联而成的电源总线上，也就是说，每个转子有14.8V的标称电压和120A的电流消耗。这可以使飞行器达到预期的在盘旋速度下11分钟的飞行时间。2.3控制该工艺是

8、通过板载嵌入式HC12稳定控制器完成的。该控制器从CSIROEimu惯性测量单元读取姿态数据：角速度和加速度和50Hz下的估计角度位置。该控制器根据CAN总线上的电机控制单元输出转子转速，也在50Hz。2.4命令和遥测根据相关机器人的用法和X-4的状态信息，信息是由连接到一台运行Linux的笔记本电脑基站上的长距离蓝牙模块传输的。蓝牙单元具有100M的有效距离。飞行器的遥测数据从基站上下载下来并显示在屏幕上。用户可以通过笔记本电脑键盘和一个JR-X3810无线手机发出命令。无线手机也能通过机上的无线电接收机触发独立于蓝牙通信信道的安全开关。即使在数据通信丢失的情况下，紧急切断开关可以通过禁用电

9、机控制电路板立即停止转子。3四转子动力学Poundsetal,2004中描述的动态模型加入了基于四旋翼刚体动力学的摆动转子。X-4的当前构型不包含hub-springs的原始模型。因此摆动方程式可以被大大简化。手惯性系记为I二Ex，Ey，EZ，其中x是飞行器的前面方向上和z是在重力的方向上。方程如下：卄汀21-Frr.1+Ill=RBk(fl)一口”Qi十昭(G)其中m是质量，I是转动惯量，g是重力加速度，p是密度空气中，r是转子半径，A是转子桨盘的区域。sk(x)是累死与sk(a)b=axb的斜对称矩阵，sx和cx代表sinx和cosx。=(0flh)r)s=(*血)=(0h)(WDw=(d

10、0ft)(H)其中d是传单的臂长，h为齿轮之上转子的高度。向量Ti和Qi是转子的旋翼拉力和扭矩，和Mi是当下转子的推力矢量一一一个摇摇欲坠的转子，目前转子摆动完全是由于推力矢量从周围车辆的重心位移作用。纵向的一次谐波和第i个转子的横向振荡角度由alsi和blsi表示。非幅员推力和扭矩系数，CT和CQ，这里视为常数。第i个转子的速度由!i给出。该无量纲的推力系数和扑方程将在3.1和3.2进行更详细的讨论。3.1俯仰和横滚阻尼转子一个四转子在它的桅杆和COG之间必然有一个水平位移。当飞行器横摆和纵摇的时候，转子将承受一个垂直速度，导致流入角的变化。通过Prouty，CT与垂直速度的相关性表示如下：

11、心衍=蛰”半(L2)其中，a是极性电梯斜率，tatip是转子尖端的几何桨叶角，Vi是转子的诱导速度，并且是坚固的圆盘叶片的表面面积和转子圆盘区的比例。极性电梯斜率本身是转子叶片角度的函数。对于一些螺旋桨这是高度非线性翼型件等的关系，因此可以更好地表示为围绕一个设定点的变种，CT0：ri-SIHSill妙阿COSri(23),号）十（引十(24)其中h是是桨叶的转动惯量。通过介于-和框架映射转换成体坐标框架进而导出由于飞行器运动时机体框架的摆动角度方程：(22)A飞行器俯仰与翻滚角速度产生的摆动角度被加入到这个体坐标框架中：(25)2十口Z2ValueErrorUnit5.50.50,0120.

12、001mm4.345xIO-3kgA0,085504x10-32Cy0,00470.2x10-3Cq0.228xIO30.015x103lb40.887x10-63.655x10-6kgm2R0_165土0.5xID-3mP1-184Notavailablekgm-37L4170.133A0-0492x10-3tip4,40.5deg0-0541xIO3i-hover8505rad-s-1表1空气动力学的参数和相关误差4模型参数化和稳定性基于这个模型建立的控制器需要实体系统的参数是精确的。大多数修饰语可以被自由的选择，比如一些、最重要的h变量等等，以用来口述系统的飞行性能。飞行器模型的每一个动

13、态响应的定义参量都存在误差。我们通过分析外壳内的系统行为来选择旋翼机上cog高度的最优值。4.1测量值和不确定性通过测量值或者来源于实验的数据，我们建立的一整套的参数估计方法及相关误差。通过其他已知值计算出参数的情况下，相关误差也可以被计算出:空气动力学参数通过测量、计算、仿真过着参考资料，转子、叶片和空气动力学参数可以被推导出。他们被列在表1中。零件和放置位置飞行器的零件和放置位置在表2中给出。主要这张表只包括一些主要零件，不包括螺丝和紧固件。通过先前处理点质量计算出转动惯量，对角线的惯性矩阵有表3给出oreiu-0图4:x-4的剖面图Partmass/kgd/me/mh/mAAvionic

14、s0.24200-0.02BRotor0.0460.31500CMotor0.2880.3150-0.06DESC0.0740.150.035-0.055EPowerbus0.09900-0.13FBattjong0.1650.01250.060.035GBattut0.1650.00.040.035HArm0.0390.1570.0350.04IHoop0.20000-0.17表2：元件质量和阈值4.2自然稳定性分析一个直升飞机或者四旋翼的显性动力学一车辆的纵向动力学相关。直升飞机的徘徊运动与每一个轴都是解耦的。四旋翼的对称性意味着其占用重要地位的动力学方程可以用一个单一方程表示。我们通过深

15、入了解这些动力学方程的自然稳定性来寻求控制系统的最佳几何框架。在早期的工作中，我们应用Prouty的派生物来分析四旋翼的近徘徊动力学。这些实验跟深入的指出通过分析四旋翼的额外关系和消除弹簧引起的震动并没有被运用到当前的X-4飞行器中。通过直升飞机的基本动力学方程驱使了x的转变和在没有控制输入下的倾斜和翻转。稳定性导数矩阵如下：+豁訴一fTyy/十黑=0is(26)X是长度，门是俯仰角，s是拉普拉斯变换的微分算子。我们通过将与上爲修改了直升飞机的处理方式，同时由于转子在俯仰时的垂直运动我们加入了：这里de90_.pA(ieR)22dTde(27)dCT-a1一(78qjR90这个系统矩阵行列式的

16、特征方程是:1dX190mdilyydoJ特征多项式的指数解表示了系统的动态行为。因为梓十2理Iyy(29)丄竽+二绚mdxlyydeJ(30)de示如下RD=AD-BC(32：!(31)并且所以对于这个自然的开环的动力学系统是不可能让x-4稳定的。Routh的判别式使用特征多项式来表达不稳定性的本质.R.D.表这里ABCD是29的系数。如果结果是正的，飞行器将稳定。负的则不稳定。0的话俯仰动力学将是中性的。这样的话R.D.=-CTpA(Rfh(33)这个表达式中只有h是可变量。对于一个传统的直升飞机，当h0时，飞行器具有不稳定的极对数。如果转子反向(在cog之上)，飞行器将会没有震荡的偏离。

17、如果转子和cog在同一平面上，飞行器将最低限度的稳定。这种特性可以在一个3D模拟器中精确的模拟出来ValueErrorUnitIxx0.08200.0025kgin2Iyy0.08450.0029kg-in2Izz043770.0059kgm2表2:对角线惯性原理ValueErrorPi-2,507十2.671Z0.714+L244iP2-2.507-2.671/0.714+L244z阳2.5781.129-0.0150.003表3:动力学方程的开环零极点4.3参数模型通过使用飞行器的物理值，平移和翻转的解耦动力学方程可以被计算出来。参数的误差范围将根映射到一个复平面上。飞行器的线性微分方程如

18、下：mi=mga.mgQ(34)(35)可以用一个单一的传递函数=曰*来解这个方程，且转子的速度变量亠这里(36)（&+尊巴1）（1尸辭一人尬左阿$+警也占一#）4乞-2AC1-smoBtKleIntegral!torChangingh1阊Iiiii当四旋翼移开cog时，积分量级会急剧下降。考虑到h和飞机模型之间的相关误差，以及h和灵敏度之间的相关联系，更正和确认转子高度对于飞行器的性能是至关重要的。对于x-4飞行器，h=0是转子最理想的位置。然而，h不断变化的根轨迹表明在h点附近，飞行器的构造经理有意义的带有误差的变化。因此，我们把cog设在稍微远离四旋翼的地方，这样的话小小的误差不会对稳定

19、性造成影响。5控制和仿真大量的控制技术已经被成功的运用到四旋翼飞行器中，包括PID、LQ和PD2等控制技术。Bouabdalla发现在模型不确定性方面，由于方法简便，PID与LQ表现的更好。对于那些对于h的变化很敏感的全震动模型，PID是值得追求的。除了姿态动力学，x-4也有重要的电机动力学。电机动力学的表现与刚体动力学相关一对于四旋翼的姿态控制，电机的快速响应是很重要的。为了达到这个目的，转子速度控制正在发展中以提高转子电机系统的性能。电机的线性开环传递函数Hm-cl：_迟的佔+()越)M_C，L&十78.46)5十044)()3实际上，x-4的转子被设在h=-0.07m的地方，这样的话它可

20、以被人随意的控制图7离散的程序块图u是速度输入参考值5.1离散化模型控制器工作在50hz的频率下，一个姿态数据可以最快被更新的频率，并且对于控制设计，飞行器的姿态数据被以ts=0.02s离散。IMU同时传回了角度与速度数据，这有助于不正确的PID控制器的实现。完整的离散化模型，:,_1.4343X10_(s-0.gyLG)(s-F1)(-0.9997)彳年、5=(3-0.2082)(3-0,9914)(s-l.038)(32-1.943s+0.9448r4iJ这里；是转子速度运行状态的变种，850弧度/秒。Z=1这个额外的零点是用零极点半离散化方法得到的。5.2控制设计所推荐的控制器包括0角度

21、跟踪误差的积分和一个复杂的零点对来稳定飞行器。控制器的传递函数C：2210(3+1_9-F0.9045)C=,(44)因为电机力学的快速性，主导几点与姿势结构有相互作用。如果转子慢一点的话，非主导几点将会靠近单位圆，导致震荡及潜在的不稳定性。抵消迟钝的电机零极点与给飞行器供电的锂电池的动力相关。足够的的增加将导致极点靠近单位圆，减少影响。5.3干扰抑制姿态动力的干扰将表现为由子速度产生的气动效应的形式。由于电机速度输出的干扰，我们使用为电机速度控制器服务的敏感模型。我们希望将x-4的位置变化控制在0.5米内。：c:oaeDegriiT-ICC-150-2000J131CIC13-Fwauciu

22、y图8螺旋角灵敏度函数波特图我们将通过滤色片的白噪声作为电机输出干扰的模型F:_0,O143(s-7)(占+0-1)螺旋角的灵敏度w：1-CmH+CH(1+CMHyi)F(46)这里Hm是电机，CM是电机补偿器。螺旋角灵敏度的峰值在0.4弧度/秒的点。螺旋角被整合到x轴上。由方程35和40得到传递函数X：在角敏感峰值点的单元干扰会产生一个0.01米的位置变化，正好在目标范围内。然而，由于动力的积分，x的敏感峰值将会出现在直流电的低频段(wd0.01rad.s-i);在此范围内的正弦曲线将会产生0.78m的位置偏差和微不足道的角度偏差。既然偏差很小一600s段终将会在位置测量时被轻易的补偿。5.

23、4仿真完整的控制系统的仿真是在Matlab的Simulink中完成的。它包括对控制器进行多重抽样的非线性系统，电机的磁化饱和，测量的量子化以及电机控制器的回转极限性。在仿真中，闭环系统有一个2秒的脉冲响应和一个0.2弧度的最大角度测量偏差。一个w=0.01rad.s-1的正弦信号输入产生的角度偏差将被归入模型的非线性烦扰并且没有被传送到输出。很可能慢干扰下的误差测量将会由于量子化的传感器而丢失。图9x-4飞行器的俯仰和翻滚模型6飞行器的安装和性能在飞行条件下测试设计好的飞行控制器之前，我们先在装置内部测试了一下。在此配置下，当飞行器在空中水平运动时，没有出现震动现象，可以自由的俯仰和翻滚。实际

24、上，x-4有两个额外的稳定的震荡极点：z=0.9664+土0.0331，这是从机械的交叉耦合中得到的。转子可以在初始测试时保持在低速状态，在这个速度下，系统的变化与转子速度成比例。这将导致全速系统传递函数的简化：（吗严1.87x1.（厂呂G+1产z-L0）（工一（）.953）（尹一1.933+0.935）这需要重新布置实轴上控制器的零点：(49)c_2210（1用忙+09）-iioflap=:21在实际应用时，发现转子低俗运行时可以可靠运行（w450rads-1）。在俯仰和翻滚时，飞行器可以自稳，并且保持水平。为了测试动力性能，22个步进动作进行了超过800秒，每一个步进动作都进行了分析。步进

25、动作被分成10级，并进行了反反复复的测试，以测试方向乖离率。用飞行器使飞行器0度翻转并且在试验台上锁定偏航。Average1QC,Mitxidi&StepResponise0.3(PEJ)曲一cnu上9_L.-0.05:20-1D01C20Tire（se）图10:每一步的低速参考值（黑色）数据（蓝色）和预测值（绿色）从数据可以看出，在这个转子速度下，与2.25秒的上升时间，30%的超调量和15秒的稳定时间相比，系统有1.25秒的上升时间，30%的超调量和40秒的稳定时间。分布实验表明了两个不同极点有0.4hz的震荡和土1的角度误差。这个震荡将会导致X-4在飞行过程中产生土0.027m的水平位移

26、。研究表明，当转子速度上升时，系统将会表现半稳定的无序行为,并将导致飞行器脱缰成为可能。我们相信不稳定性是由于转子的高频噪声破坏了IMU加速计数据的正确性。我们相信给传感器附加电隔离将会使全速运行成为可能。7结论我们自主研发了一个大型的四旋翼飞行平台，并且作为代表，被用在了当前的机器人研究当中。对飞行姿态的研究使我们能够调整机械构造以达到最佳控制和干扰抑制。我们设计了一个控制器来稳定翻滚模式下的显性解耦，并且使用以带干扰输入的模型来估计飞行器的性能。最终结果表明，在低速飞行下，补偿器成功的规范了飞行姿态。EU旋翼2行器英文/对八照外文译文I献原文:ModellingandControlofaQ

27、uad-RotorRobotPaulPounds,RobertMahony,PeterCorkeAustralianNationalUniversity,Canberra,AustraliaCSIROICTCentre,Brisbane,Australia.au,peterAbstractTodate,mostquad-rotoraerialrobotshavebeenbasedonflyingtoys.Althoughsuchsystemscanbeusedasprototypes,theyarenotsuffiicientlyrobusttoserveasexperimentalrobot

28、icsplatforms.WehavedevelopedtheX-4Flyer,aquad-rotorrobotusingcustom-builtchassisandavionicswithoff-the-shelfmotorsandbatteries,tobeahighlyreliableexperimentalplatform.Thevehicleusestunedplantdynamicswithanonboardembeddedattitudecontrollertostabiliseflight.AlinearSISOcontrollerwasdesignedtoregulatfll

29、yerattitude.IntroductionAmajorlimitationofhelicoptersistheneedforextensive,andcostly,maintenanceforreliableflight.UnmannedAirVehicles(UAVs)andMicroAirVehicle(MAV)rotorcraftarenoexception.Simplifyingthemechanicalstructureofaflyingmachineproducesclearbenefitsforthelogisticsofoperatingthesedevices.Quad

30、-rotorsarerobustandsimplehelicoptersastheydonothavethecomplicatedswashplatesandlinkagesfoundinconventionalrotorcraft.Themajorityoffour-rotoraerobotsareconstructedfromremote-controltoycomponents.Asaresult,thesecraftlackthenecessaryreliabilityandperformancetobepracticalexperimentalplatforms.ExistingQu

31、ad-RotorPlatformsSeveralquad-rotorcrafthavebeendevelopedrecently,foruseasatoyorforresearch.Manyresearchquadrotorsbeganlifeasacommerciallyavailabletoy,suchastheHMX-4andRCtoysDraganflyer.Unmodified,thesecrafttypicallyconsistoflightairframeswithplasticrotors.TheyarepoweredbyNiCdorLi-Polycellsanduserate

32、feedbackfromMEMSgyrosThesequad-rotorsgenerallyhavenoattitudestability.Researchquad-rotorsaddautomaticstabilityanduseavarietyofhardwareandcontrolschemes.CSIROsFigure1:X-4FlyerMarkII.quad-rotorflyer,forexample,isaDraganflyerderiva-廿vethatusesvisualservoingandanInertialMeasurementUnit(IMU)tostabiliseth

33、ecraftoverablobtarget.Otherquad-rotorsincludeEidgenossischTechnis-cheHochschulZurichsOS4Bouabdallahetal,2004,abelt-drivenflyerwithlow-aspectratioblades;CEAsX4-flyerlasmallquad-rotorwithfourbladespermotorGuenardetal,2005;andCornellsAutonomousFlyingVehicle,alargecraftusinghobbyaeroplanepropellers.TheA

34、ustralianNationalUniversitys(ANU)X-4Flyerquad-rotorMAV(cf.Fig.1)aimstoaddresstheproblemsfacedbysmall-scaleUAVs.TheX-4ismuchheavierthansimilarrobots:itweighs4kgtotalandisdesignedtocarrya1kgpayloadlthasastrongcarbon-fibreandaluminiumchassisandahighthrust-to-weightratio.Themotorsandcellsusedaroff-the-s

35、helfcompo-nents.Themotorsdirectlydrivetherotors,eliminatingtheneedforagearbo-therobothasonlyeightmoving1.Althoughsimilarlynamed,theANUX-4FlyerandCEAX4-flyerarequitedifferentcraftparts.Asaresult,theflyerisruggedandreliablewithlittlescopeforcatastrophicfailureinflight.Itpromisesapracticalpayloadcapaci

36、tywithasubstantiafllightduration.GoalsofCurrentDevelopmentHigh-performancerotorsandspeedcontrollershavebeendevelopedfortheX-4Flyer.ThesehaveadequatelysolvedtheproblemsofthrustgenerationanddynamicmotorspeedperformancePoundsetal,2005,Poundsetal,2007.Inaddition,amodeloftheflightdynamics,includingrotorf

37、lappingeffects,wasderived.A3Dsimulatorofthecraftgeneratedstatetrajectoriesoftherobotforavarietyofconfigurations,subjectedtodisturbances.Currentworkontheflyeraimstostabilisetheaircraftinroll,pitchandyaw.Continuousflightrequiresthepitchandrollanglestoremainaroundzero,exceptwhenactivelytranslating.Then

38、aturalinstabilityofflyingsystemsrequiresactivecompensation.Thespecialdesignforthechassisresultsinpurelydivergentinstabilityinpitchandrollthatacontrollercanreadilycorrect.InthispaperwepresenttheX-4Flyerasafully-functionalaerialrobot.Thedynamicsofquad-rotorhelicopterswithbladeflappingarestudied.Weesti

39、matethesystemparametersfromdatatoproduceanumericalplantmodel.Basedona6DOFaerodynamicmodelwederivedecoupleddynamicsinlongitudinal(pitch/roll)andazimuthalmodes.ThecontrolapproachistooptimisethemechanicaldesignforcontrolofthesedynamicsandimplementlinearSISOcontrolinthedecoupleddynamics.Wedescribethecon

40、trollerusedtostabilisethecraftinsimulationandthengoontodemonstratethefunctionoftherollandpitchcompensationintetheredflight.X-4HardwareandConstructionTheX-4Flyerissetapartfromotherquad-rotorvehiclesbyitslargerconstruction.Itconsistsofachassis,motorsandpowercells,andattitudecontrolandcommunicationsavi

41、onics.Eachsubsystemisdescribedindetailbelow:ChassisTheX-4hasanaluminiumcentreframewithcarbonfibre-foamsandwicharms.RegularlyspacedmountingpointsallowstheCoGtobeshiftedeasily.Motorsandbatteriesaremountedasfarfromthecentralaxisaspossible.Thearmsangledownslightlytoprovidemoreclearancebetweenthebottomof

42、thearmsandflappingrotortips.Therotormountsareteeteringhubs,afreelypivotingjointbetweenthedriveshaftsandrotorblades,machinedfromaluminium.Thebladesarescrew-clampedbetweentherotormounttopandbottomplates.DriveSystemTheX-4srotorsaredesignedtolifttheflyerwithanadditional30percentcontrolmargin(greaterthan

43、5.2kg).Thebladesarethree-plycarbonfibreandweredesignedandfabricatedattheANU.Thegeometryisdesignedsothattherotortipsflextotheoptimaloperatingangleunderload.TheANUX2airfoilusedisacustomsectionmadespeciallyfortherotors.TherotorsaredrivenbyJetiPhasor30-3three-phasebrushlessmotorsforradio-controlledaircr

44、aftT.heyofferhightorqueperformancethatallowsfordirectdriveoftherotors,eliminatingtheneedforgearing.Themotorscanpassmorethan300Wandareratedupto35A.Custommotorcontrolboardscommutatethemotors.TheseweredevelopedbytheCSIROQueenslandCentreforAdvancedTechnologyICTgroup.TheboardsarebasedaroundtheFreescaleHC

45、12D60AmicroprocessorandToshibaTB9060brushlessmotorspeedcontrolchip.Powerisprovidedby24Li-Poly2000mAhhigh-dischargecells.Eachcellhasanominalvoltageof3.7V,rangingfrom4.2Vfullychargedanddroppingto3Vatdepletion.Eachcellcandeliverupto20A.Thebatter-iesareconnectedtoapowerbusofsixparallelsetsoffourcellsins

46、eries;thatis,14.8Vnominalvoltageand120Aofcurrentdrawpermotor.Thisgivestheflyeranexpectedflighttimeof11minutesathoverspeed.ControlThecraftisstabilisedbyanonboardembeddedHC12controller.ThecontrollerreadsattitudefromaCSIROEimuIMUthatprovidesangularrateandaccelerationmeasurementsandangularpositionestima

47、tesat50Hz.ThecontrolleroutputsrotorspeedreferencestothemotorcontrolcardsovertheCANbus,alsoat50Hz.CommandandTelemetryHumandirectionstotherobotandinformationabouttheX-4sstatearetransmittedoveralong-rangeBlue-toothserialmoduleconnectedtoalaptopbasestationrunningLinux.TheBluetoothunithasarangeofupto100m

48、.Telemetryfromtheflyerisloggedbythebasestationanddisplayedon-screen.TheusercanissuecommandsviathelaptopusingthekeyboardandaJR-X3810radiohandset.TheradiohandsetcanalsotriggerasafetykillswitchontheX-4,independentlyoftheBluetoothcommuni-cationschannel,usinganonboardradioreceive.rInanemergencythekillswi

49、tchcanstoptherotorsinstantlybydisablingthemotorcontrolboards,evenifdatacommunicationsislost.Quad-RotorDynamicsThedynamicmodeldescribedinPoundsetal,2004addedarticulatedflappingrotorstothebasicquad-rotor行口器英文/对八照外文译文I献Figure2:FlappingQuad-RotorFree-bodyDiagram.rigidbodydynamicsmodel.Thecurrentconfigur

50、ationoftheX-4Flyerdoesnotincorporatethehub-springsoriginallyincludedinthemodel.Asaresult,theflappingequationscanbesubstantiallysimplified:Theright-handinertialframeisdenotedbyI=Ex,Ey,Ez,wherexisalignedwiththefrontofthecraftandzisinthedirectionofgravity,andg=(x,y,z)istheoriginofthebodyfixedframeA=Ea,

51、Ea(Ea，TheframeAisrelatedtoIbytherotationmatrixR:AI.VandQarethelinearandangularve-locitiesoftheframeinA(cf.Fig.2).Theequationsare:tationmatrixRisconstructedwiththeyaw-pitch-roll,n=(彷,8,屮)Eulerangles.Rotorsareindexedbytheircorrespondingcompassdirections:North,South,EastandWest(NSEW),whereNindicatesthe

52、frontrotor.Correspondinglyistherotordisplacementfromtheflyercentreofmass:DN=0dhDS=0-dh(9)De=d0h(10)Dw=-d0h(11)wheredisthearmlengthoftheflyerandhistheheightoftherotorsabovetheCoG.VectorsTiandQiaretherotorthrustandtorque,andMiisthemomentduetothethrustvectoroftheithrotor一forateeteringrotor,themomentpro

53、ducedbytherotorflappingisduesolelytothethrustvectoractingaroundadisplacementfromthevehiclescentreofgravity.Thefirstharmonicofthelongitudinalandlateralflappinganglesoftheithrotoraredenotedbya.丄siandb1s.Thenon-dimensionalisedthrustandtorquecoefficients,CTandCQ,aretreatedasconstantshere.Thespeedoftheit

54、hrotorisgivenbywi.Thenon-dimensionalisedthrustcoefficientandflappingequationsarediscussedinmoredetailinSections3.1and3.2.E=RV(1)mV=-mQxV+mgRTe3+TiN,S,E,WR=Rsk(Q)|Q=-QxIQ+Qi+MiN,S,E,W-sa1siTi=CyPAr22cs.a1sib1sicb15a1iQi=CQpAr3Wi|Wi|e3Mi=TixDi(7)3.1PitchandRollRotorDampingAquad-rotornecessarilyhasahor

55、izontaldisplacementbetweenitsmastsandCoG.Whenthecraftrollsandpitches,therotorsexperienceaverticalvelocity,leadingtoachangeintheinflowangle.FromProutyProuty,2002,pp101,Ccanberelatedtotheverticalvelocity,Vc,by:CT/o=呵0tipvi+WrVc(12)whereaisthepolarliftslope,thetatipisthegeometricbladeangleatthe廿pofther

56、otor,viistheinducedvelocitythroughtherotor,andoisthesolidityofthedisc-theratioofthesurfaceareaofthebladesandthewheremandIarethemassandrotationalinertiaoftheflyer,gisaccelerationduetogravity,rhoisthedensityofair,ristherotorradius,andAistherotordiscarea.Inequation6,wismultipliedbyitsmagnitudetopreserv

57、ethesignofrotationforcounter-rotatingrotors.Heresk(x)istheskew-symmetricmatrixsuchthatsk(a)b=axbforvectorsin3.Thesxandqnotationsrepresentsinxandcosxrespectively.Therorotordiscarea.Thepolarliftslopeisitselfafunctionoftherotorbladeangleofattack,a.Itishighlynonlinearforsomeairfoilsandsotherelationcanbe

58、betterexpressedasavariationaroundasetpoint,CT0:CTi=CT0+CTi(13)whereACTisthechangeinducedbythechanginigiflowconditions.FromEquation12,thisiswrittenas:oACTi=-04Wir(V+QXDi)e3(14)whereistheliftslopeatthesetpoint.Front01vmlcieirsdEionofRolnclotionFM0lippsrViFigure3:BladeFlappingAngleRotation.VriPri%V+QxD

59、iYr(1,2)iwiRarctanV(2)i_r(2)iV(1)ir(1)i(15)(16)(17)3.2BladeFlappingWhentherotorstranslatehorizontallythereisadifferenceinbladeliftbetweentheadvancingandretreatingblades,whichcausestherotor廿ppathplaneto廿ItTheresultingangleoftherotorplaneisobtainedbysimultaneouslysolvingtheconstantandsinusoidalcompone

60、ntsofthebladecentrifugal-aerodynamic-stati(weightmomentsystem.Flappingisimportant,asprevioussimulationsoftheX-4haveshownthatthetiltingrotorcanintroducesignificantstabilityeffectsforthevehiclePoundsetal,2004.Thedynamicsofrotorflappingareveryfast,occurringwithinonerevolutionoftherotorLeishman,2006,com