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1、辽宁工程技术大学毕业设计（论文）0 前言无人飞行器（UAV）自主飞行技术多年来一直是航空领域研究的热点，并且在实际应用中存在大量的需求，例如：侦察与营救任务，科学数据收集，地质、林业勘探，农业病虫害防治，以及视频监控，影视制作等。通过无人飞行器来完成上述任务可以大大降低成本和提高人员安全保障。无人飞行器的主要优点包括：系统制造成本低，在执行任务时人员伤害小，具有优良的操控性和灵活性等。而旋翼式飞行器与固定翼飞行器相比，其优势还包括：飞行器起飞和降落所需空间少，在障碍物密集环境下的可控性强，以及飞行器姿态保持能力高。由国际无人运输系统协会(International Association fo
2、r Unmanned Vehicle Systems）组织的一年一度的国际空中机器人竞赛(International Aerial Robotics Competition),为自主旋翼式飞行器的应用潜力研究提供了一个很好的展示平台。该竞赛吸引了来自全世界不同国家研究团队的参与，来完成预先设定的自主飞行任务。在无人飞行器自主飞行的众多技术当中，飞行器自主飞行控制算法的设计一直是控制领域众多研究者最关心的问题之一。经典的控制策略在飞行器系统的某个特定作用点上往往首先将系统模型线性化，然后在此基础上运用经典控制理论对系统进行分析和控制，控制精度和控制能力偏弱。相比之下，运用现代非线性控制理论设计的
3、控制算法，其性能明显优于经典控制算法。小型四旋翼飞行器与其它飞行器相比，其优势在于其机械结构较为简单，并且只需通过改变四个马达的转速即可实现控制，且飞行机动能力更加灵活。另一方面，小型四旋翼飞行器具有较高的操控性能，并具有在小区域范围内起飞，盘旋，飞行，着陆的能力。飞行器可以飞至离目标更近的区域，而不像传统直升机由于其巨大的单旋翼而不能近距离靠近目标。同时，小型四旋翼飞行器研究也为自动控制，先进传感技术以及计算机科学等诸多领域的融合研究提供了一个平台。在机器人的智能控制，三维路径规划，多飞行器的空中交通管理和碰撞规避等方面，小型四旋翼飞行器自主飞行技术都具有极高的研究价值。1 四旋翼飞行器1.
4、1 早期四旋翼飞行器设计早在 20 世纪初期，就有人开始研制载人四旋翼飞行器。Breguet-Richet 四旋翼飞行器建造于 1907 年，在其十字支架的四端固定了四个长为 8.1 米的旋翼。其中两个旋翼顺时针方向旋转，另外两个旋翼逆时针方向旋转。驾驶员坐在十字支架得中心位置，油门为唯一的控制设备，而导致对飞行器的稳定性控制并不理想。飞行器起飞时，在其四端需要有工作人员帮助来实现稳定起飞。虽然自主飞行并未实现，但同时使用顺时针旋转旋翼和逆时针旋转旋翼的思想是 Breguet-Richet 四旋翼飞行器的显著特点。1921 年 1 月，美国空军军团（US Army Air Corps）与 Ge
5、orge de Bothezat和 Ivan Jerome 签订合约共同建造垂直飞行器。1678kg 的“X”形结构支架用来支撑位移支架四端的直径为 8.1 米的六翼片旋翼。一个小型的提升旋翼被置于支架交点的 180hp 的 Le Rhone 放射装引擎上方，但随后不久就被认为多余而被拆卸。每个旋翼可单独控制其转速以产生不同的升力，使飞行器倾斜而产生前后移动。该飞行器重 1700kg，于1922 年十月进行其第一次试飞。飞行器的引擎很快被换为 220hp 旋转式 Bentley BR-2。1922年12月18日于 Wright Field 进行的一次试飞中，该飞行器飞行高度达 1.8 米，空中
6、飞行达 1 分 42 秒。1923 年 1月 19 日的另一次试飞，飞行器将两人抬至 1.2 米的高度。截止 1923 年底，该飞行器于俄亥俄州代顿市共试飞约 100 次。尽管合约中要求，飞行高度达到 100米，该飞行器实际飞行高度只有 5 米。在该研究花费了约 20 万美元后，Bothezat展示了他设计的飞行器可以实现稳定飞行，实际应用的直升机理论上是可以制造出来的。然而，该飞行器动力不足，响应性能不高，机械结构过于复杂，并存在潜在的稳定性隐患。在尝试横向飞行时，需要大量的人力和物力的支持。因此，美国军方最终对其失去了兴趣。Convertawings于1950年在纽约的Amityville
7、建造了一架四旋翼飞行器。此飞行器的每个旋翼直径达19英尺，并通过用两个引擎来改变每个旋翼的升力来控制飞行器。经试飞验证，Convertawings飞行器在空中飞行性能良好，但由于当时人们对此种飞行器缺乏兴趣而停止生产。1.2 四旋翼飞行器研究现状近年来，关于如何建造和控制四旋翼飞行器的文章层出不穷。其中一些项目主要关注飞行器的建模以及通过仿真来验证对其控制的策略是否有效。而另一些项目则着眼于飞行器在真实环境下是否能飞行成功。以下介绍近年来研制成功的一些有代表性的四旋翼飞行器。Draganflyer 是RC玩具公司开发的商业产品，它由 R/C 信号发射设备和板载控制芯片共同实现对其的控制。板载芯
8、片包括一个对领航者输入的接收装置，三个传感器测量飞行器三个方向的角速度，一个微控制器来执行控制算法计算。最新出品的Draganflyer 还包括四个红外热传感装置来帮助飞行器在室外飞行时的平衡。EADS Quattrocopter原本是用来当作研制微型飞行器控制单元的测试平台，而如今因其良好的性能被工业界大量生产。飞行器板载芯片由MEMS 惯性测量单元（IMU ），气流变化传感器以及一个 GPS 接受装置，R/C 信号接受器，16位模数转换器和驱动马达的功率发达器组成。Quattrocopter 使用的锂电池在一次性充满电后可维持其20分钟的飞行。此飞行器长约 65cm,重约0.5 千克，机身
9、可拆卸。电动马达使飞行器飞行噪音很小。飞行器有50% 的功率余量来装载负重。X-4 Flyers在澳大利亚研制，研制人员对两个惯性测量单元（IMU ）进行检测，一个IMU 为Crossbow公司生产的商用IMU ，重约475 克, 另一个名为EiMU的IMU 有澳大利亚的一个机器人小组研制而成，重约100 克。X-4 Flyers研制人员称商用IMU 较大的重量会影响飞行器的性能，因此最终采用 EiMU。一个双核的板载计算机用来纪录来自R/C 接收器的输入命令，IMU 上的串行接口是数据以120Hz 的频率被纪录下来，而另一个串行接口用来实现IMU 和地面计算系统之间的通信。X-4 Flyer
10、s的研制提出了该飞行器的非线性模型。此模型在飞行器处于盘旋状态时被线性化，并在此线性模型的基础上得出领航员控制输入指令到欧拉角输出的传递函数（transfer functions）。来 自 IMU 的传感信号被高通滤波后用来测量内环控制所需的角速度。而外环控制最终被放弃，因为从 IMIU 获得飞行器高度值存在一定难度。 宾夕法尼亚大学的一个研究小组使用一个商业模型HMX-4来研制自己的四旋翼飞行器。此四旋翼飞行器的控制由板载计算机和地面计算系统处理传感器和摄像机传送的数据来实现。三个板载传感器用来提供飞行器内环稳定控制的数据。置于地面的摄像机作为主传感器来使用。置于飞行器底座的五个2.5cm
11、的彩色标记用为摄像机提供位置信息，从而用标记定位算法便可计算出飞行器上标记的相对位置变化，进而计算出四旋翼的俯仰角，横滚角，横摆角和平动位置坐标。由于 HMX-4模型的重量限制，飞行器不能另外装配GPS 系统合加速度测量仪。地面计算系统用于接受和处理由地面摄像机传送的图像信息，为四旋翼飞行器设定目标指令值，以及用串口传送计算出的马达驱动输入。板载计算机通过传感器信号来稳定飞行器，并通过板上R/C 接收设备来获取地面计算系统发送的控制信号。 该研究小组提出了一个四旋翼飞行器的动力学模型以及两种控制策略，分别为反馈线性化方法（feedback linearization ）和后推法（backste
12、pping）。仿真结果显示后推控制器的性能较优，并随后设计了此种控制器进行实验。最近，四旋翼飞行器新添加了一个板载摄像机，联合地面的摄像机来估计飞行器的位置。在原先有地面摄像机观测的五个标记的基础上，另一个标记被至于地面摄像机上，供板载摄像机观测。这种双摄像机的方法使计算出的角位移误差和线位移误差更小。 康奈尔大学启动了两个四旋翼飞行器的项目。第一个项目的目标是用三个板载传感器和地面视频系统来计算飞行器的飞行高度。四个LED 被置于飞行器十字支架的四端，用于给地面三个摄像机组成的视频系统提供数据。板载计算机将传感数据传送给地面计算系统，并根据地面计算系统传来的指令数据调整马达转速。地面计算系统
13、根据传感数据和视频信号计算出马达输入，并将其发送至板载计算机。该项目对四旋翼飞行器高度进行实时估测时，使用一个卡尔曼滤波器。此滤波器主要用于保留高频的传感器数据（300Hz ）和低频的视频信号（10Hz），并过滤掉其他频率成分的干扰信号。实验结果显示，该滤波器成功的消除了传感器偏移的不利影响。第二个项目主要关注飞行器的四个升力产生装置以及飞行器的整体结构。研制小组使用MATLAB和有限元软件来设计四旋翼飞行器的支架，以确定其结构单元的大小和受力强度。尽管无刷电动机的驱动电路很复杂，但还是得以采用，以实现较高的功率质量比（Power to weight ratios）。使用大直径的旋翼以保证盘旋
14、状态的稳定系能。此四旋翼飞行器使用板载电源和传感器，这两部分占据飞行器一半的质量,惯性测量单元由Systron-Donner 生产。此IMU 存在一定程度的漂移，但足以保证飞行器盘旋状态下的稳定。 2 微型四旋翼飞行器结构和控制原理简介目前飞行器控制方式主要有：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，可看成是航模，只能在视距内飞行，应用价值不大；自主飞行是指在飞行过程中完全脱离人的干预实现飞行，通常采用磁罗盘测量姿态，与角速率陀螺组成稳定内回路，并采用导航系统进行导航1，而半自主飞行是介于这两者之间的飞行方式，飞行任务主要由人干预完成，飞行器装有由角度传感器
15、和角速率陀螺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的原因，暂时实现半自主飞行。传统直升机的旋翼系统由一个主旋翼和一个尾旋翼构成，通过变化旋翼翼片旋转时的切角来改变飞行器的升力大小。与此不同的是，小型四旋翼飞行器旋翼翼片的旋转切角是固定的，它是通过改变每个旋翼旋转的角速度来控制整个飞行器的飞行。螺旋桨旋转时，把空气对螺旋桨的压力在轴向和侧向两个方向分解，得到两种力学效应：推力和转矩。当四轴飞行器悬停时，合外力为 0，螺旋桨的推力用于抵消重力，转矩则由成对的正桨反桨抵消。当飞行器运动时，因为推力只能沿轴向，所以只能通过倾斜姿态来提供水平的动力，控制运动由控制姿态
16、来间接实现。 图2-1 四旋翼飞行器旋翼旋转方向示意图Fig.2-1 Four rotor aircraft rotor rotation direction假设四轴为刚体，根据质点系动量矩定理，角速度和角加速度由外力矩决定2，通过控制四个螺旋桨，可以产生需要的力矩。首先对螺旋桨编号：第一象限的为 0 号，然后逆时针依次递增，如图(2-1) 。同步增加0号和1号、减小2号和3号桨的功率，可以在不改变推力的情况下，提供x轴的力矩；同步增加 1号和2号、减小0号和3号桨的功率，可以在不改变推力的情况下，提供y轴的力矩；同步增加 1号和3号、减小0号和2号桨的功率，可以在不改变推力的情况下，提供z轴的力矩。以上“增加”和“减小”只是表明变化的方向，可以增加负数和减小负数，提供的力矩就沿对应轴的负方向了。把三个轴的力矩叠加起来，就得到各螺旋桨功率变化与提供的力矩的对应关系，可以用一个矩阵等式表示，见(2
