微型飞行器系统设计

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毕业论文基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计

2016 南阳理工学院本科生毕业设计论文学院系电子与电气工程学院专业电子信息工程学生指导教师完成日期南阳理工学院本科生毕业设计论文基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计Autonomous control system for the quadrotor unmannedaerial vehicle based on ARM processors总计毕业设计论文25 页表格0 个插图20 幅3 南阳理工学院本科毕业设计论文基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计Autonomous controlsystem for the quadrotor unmanned aerial vehicle based on ARM processors学院系电子与电气工程学院专业电子信息工程学生姓名学号指导教师职称评阅教师完成日期南阳理工学院Nanyang Institute of Technology4基于ARM的四旋翼自主飞行控制系统设计[摘要]针对改变传统以单片机为处理器的四旋翼自主控制飞行器控制方式的问题设计了一种基于嵌入式ARM的飞行控制系统的设计和实现方案。

这是一种基于ARM的低成本、高性能的嵌入式微小无人机飞行控制系统的整体方案。

详细介绍了控制系统的总体构成以及硬软件设计方案包括传感器模块、视屏采集模块、系统核心控制功能模块、无线通信模块、地面控制和数据处理模块。

实验结果表明该设计结合嵌入式实时操作系统保证了系统的高可靠性和高实时性能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求。

[关键词]ARM四旋翼自主飞行器控制系统。

Autonomous control system for the quadrotor unmannedaerial vehicle based on ARM processors Abstract In order to change the conventional control of four—rotor unmanned aerial vehicles using microcontroller as the processor a solution of flightcontrol system based on embedded ARM was presented which is low-cost,small volume, low power consumption and high performance. The purpose ofthe work is for attending the National Aerial Robotics Competition. The mainfunction of the system the hardware structure and the software design werediscussed in detail including the sensor module the motor module the wirelesscommunication module With embedded real time operating system to ensurethe system’s high reliability and real-time performance the experiments resultsshow that the requirements of flight mode are satisfied including taking ofhovering and landing and so onKey words ARM four-rotor unmanned aerial vehicles control system5 of the control signals 1 四旋翼飞行器的简介 1.1题目综述微型飞行器MicroAir Vehicle/MAV的概念最早是在上世纪九十年代由美国国防部远景研究局DARPA提出的。

微型飞行器中的高度检测系统的设计

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微型飞行器中的高度检测系统的设计
侯阳，谌海云，胡敏
（西南石油大学电子信息工程学院，成都６００）１５０
关键词：高度计；微型飞行器：数字压力传感器
中图分类号：Ｈ１Ｔ７文献标志码：Ａ
Ｔｈｅｄｓｇｆｄｔｃｉｅｇｔｓｓｅｆｍｉａｕｅａｒｖｈｃｅｅｉｎｏｅｅｔｎｇｈｉｈｙｔｍｏｎｉｔｒｉｅｉｌ
ＨＯＵｎＹａｇ，ＣＨＥＮｉｙｎ．ＨＵｎＨａ．ｕＭｉ
（ｃｏｌｆｌｔｎｃＩｆｒｔｎＳｕｈｅｔｅｏｕｎｖｒｉ，ｈｎｄ１５０，ｈｎ）ＳｈｏｏＥｅｒｉｎｏｍａｏ，ｏｔｗｓＰｔｌｍＵｉｅｓｙＣｅｇｕ６００Ｃｉａｃｏｉｒｅｔ
摘要：介绍了一种新型微型飞行器高度计的设计技术，主要是利用微型数字压力传感器和ＰＣ单片机串行通信。Ｉ读取传感器中压力、温度值及补偿参数。用软件进行温度补偿和高度计算；经试验室测试，其绝对高度误差小于 ±３ｍ。且该高度计具有体积小、重量轻、功耗低、工作可靠等特点。通过美国微芯（ＣＯＣＰ）ＭＩＲＨＩ的最新单片机ＰＣ１Ｆ７Ｉ６８６与计算机通讯，实现远距离的自动控制，控制系统经使用效果良好。本文给出了系统设计原理，单片机程序流程和硬件电路。

瑞萨R5F100LEA单片机主控的四旋翼无人自主飞行器设计报告

其中ψ、θ、φ分别为四旋翼的偏航角、俯仰角、翻滚角；U1、 U2、U3、U4 为四控制输入量；l 为旋翼中心到四旋翼质心的距离。四旋翼微型飞行平台呈十字形交叉，由4个独立电机驱动螺旋桨组成，如图所示。当飞行器工作时，平台中心对角的螺旋桨转向相同，相邻的螺旋桨转向相反。同时增加减小4个螺旋桨的速度，飞行器就垂直上下运动；相反的改变中心对角的螺旋桨的速度，可以产生滚动、俯仰等运动。
二、设计与论证……………………………………………………………………4
2.1 四旋翼建模………………………………………………………………………………4 2.2 角度、高度 PID 算法……………………………………………………………………5 2.3 PID 算法参数整定……………………………………………………………………… 5
2.2 角度、高度 PID 算法
角度 PID 算法很大程度上参考了 APM（国外成熟开源飞控项目）的控制算法。它是采用的角度 P 和角速度 PID 的双闭环 PID 算法。角度的误差被作为期望输入到角速度控制器中。双闭环 PID 相比传统的单环 PID 来说性能有了极大的提升，笔者也曾经调试过传统的 PID 控制算法，即便参数经过了精心调整和双环控制算法相比在控制效果上的差距依旧很大。无论是悬停的稳定性，打舵时的快速跟随性和回正时的快速性上都是后者的效果明显优于前者。算法原理图详见附录。高度开始采用了和角度一样的双环 PID，但是调参过程中发现参数整定比较艰难，所以更改为参数较少的单环 PID，也可以达到较好的效果。
3
一、系统方案介绍
1.1 系统总体框架设计
本飞行器共分为八个模块：主控模块、姿态模块、高度模块、循迹模块、电机调速模块、铁片追踪、铁片运输模块、摄像机模块。系统框图如图所示：

基于Arduino平台的微小型四轴飞行器设计与飞行控制系统实现

PB 0( IC P ) P B 1(0C 1 A) PB 2( SS /0 C1 B) PB 3( M 0SI /0 C2 ) PB 4(M IS 0) PB 5( SC K ) PB 6( X TA L 1 / T 0S C 1 ) PB 7( XTAL 2 / T 0SC 2 ) PD 0( RXD) PD 1 ( TXD) PD 2( INT 0 ) P D 3( IN T 1 ) PD 4( X CK / T0 ) PD 5( T1 ) PD 6( A IN 0 ) PD 7( A IN 1 )
i f — D ^ Z r c H w
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3
总体硬件电路图
46 1 . 3 器件选型和电路设计
简单易用的件平台，的 ArduinoIDE 是是高性能、低功耗的 8 位 AY5 单片机，有 6 个 PWM 通道，行器的各种动作，其控制电路如图 4 所示。
U1
C
的，易掌握。 ATMEGA328P 的 PWM ，从而控制四轴飞 + 3 .3 Y
Y1 XTAL
1 2 PW M 2 1 3 P M3 1 4 PW M 4 1 5 M IS 0 1 6 SCK 1 7 8 RXD 30 TXD 3 1 T H R 0TTLE 32 PW M 1 1 RO LL 2 PITC H r <i> 1 0 YAW

低速飞行器设计与控制技术研究

低速飞行器设计与控制技术研究近年来，低速飞行器（Low Speed Aircraft，简称LSA）越来越受到研究人员和普通民众的重视。

相较于传统的载人飞行器，LSA在机身设计、发动机动力、起降需求等方面有着独特的应用需求和技术特殊性。

因此，对于LSA的设计和控制技术研究，具有非常重要的现实意义和学术价值。

LSA的类型和应用领域LSA是指空速小于120节（222公里/小时）且最大起飞重量小于1,320磅（600公斤）的飞机。

通常情况下，LSA可以包括轻型飞机、微型飞机、驾照自制机和实用类无人机等多种类型。

相较于传统的民用飞机和商用飞机，LSA更适用于个人娱乐飞行、私人定制飞行、空中摄影测量和农业植保等特殊领域。

LSA的设计和控制技术研究LSA的机身设计和工程技术方面，需考虑飞机的结构轻量化、航空材料使用、液压控制技术、座舱设计、燃油供应和电子设备等特殊需求。

在发动机设计方面，LSA在能耗、油耗、动力输出、空气轮廓适配等技术层面都比传统飞机有不同的优势和限制。

LSA的控制技术则是整个研究领域中最为核心的一个方面。

相较于传统飞机，LSA需要更多的人工干预和控制技术。

LSA的飞行控制涉及到空气力学、惯性导航、电子设备、信号分析和自动控制技术等多个领域。

因此，针对LSA飞行控制的研究不仅需要对上述技术进行深入的研究，而且需要发展出适用于LSA飞行特殊需求的新技术。

当前LSA的研究热点和前沿领域随着LSA的多方面应用和逐渐完善的技术体系，LSA研究的热点和前沿领域也在不断拓展。

其中，以下几个方面尤为受到关注：1. LSA运动控制技术的研究LSA需要更高效、准确和稳定的运动控制技术。

目前，一些新的控制器和线性动力学模型用于LSA的控制研究，预计在未来能够给出更快速、更容易使用的LSA控制方案。

2. 基于IoT技术的LSA智能控制基于物联网技术的智能控制成为了未来LSA控制和应用的新趋势。

这种技术利用多传感器数据、实时反馈和云存储等技术对LSA进行智能化控制和优化。

四旋翼飞行器设计资料

四旋翼飞行器的设计查重98%四旋翼微型飞行器是一种以4个电机作为动力装置.通过调节电机转速来控制飞行的欠驱动系统;为了实现四旋翼微型飞行器的自主飞行控制,对飞行控制系统进行了初步设计,并且以C8051F020单片机为计算控制单元,给出了飞行控制系统的硬件设计,研究了设计中的关键技术;由于采用贴片封装和低功耗的元器件,使飞行器具有重量轻、体积小、功耗低的优点;经过多次室内试验,该硬件设计性能可靠,能满足飞行器起飞、悬停、降落等飞行模态的控制要求.一．微小型四旋翼飞行器的发展前景根据微小型四旋翼飞行器发展现状和相关高新技术发展趋势，预计它将有以下发展前景。

1 )随着相关研究进一步深入，预计在不久的将来小型四旋翼飞行器技术会逐步走向成熟与实用。

任务规划、飞行控制、无 G P S 导航、视觉和通信等子系统将进一步健全和完善，使其具有自主起降和全天候抗干扰稳定飞行能力。

它未来的主要技术指标：任务半径 5 k m，飞行高度 1 0 0 m，续航时间 1 h ，有效载荷约 5 0 0 g ，完全能够填补目前国际上在该范围内侦察手段的空白。

2 )未来的微型四旋翼飞行器将完全能够达到美国国防预研局对 M A V基本技术指标的要求。

随着低雷诺数空气动力学研究的深入，以及纳米和 M E MS 技术的发展，四旋翼 M A V必然取得理论和工程上的突破。

它将是一种有 4个旋翼的可飞行传感器芯片，是一个集成多个子系统 ( 导航与控制、动力与能源、任务与通信等子系统) 的高度复杂ME M S系统；不但能够在空中悬停和向任意方向机动飞行，还能飞临、绕过甚至是穿过目标物体。

此外，它还将拥有良好的隐身功能和信息传输能力。

3 )微小型四旋翼飞行器的编队飞行与作战应在未来的战争中，微小型四旋翼飞行器的任务之一将是对敌方进行电子干扰并攻击其核心目标。

单个微小型飞行器的有效载荷量毕竟有限，难以有效地完成任务，而编队飞行与作战不仅可以极大地提高有效载荷量，还能够增强其突防能力。

基于STM32控制的微型四轴飞行器

西华大学610039摘要：在对我很感兴趣的项目微型四轴飞行器进行了功能描述的基础上展开了对系统深入研究的方案设计。

该系统（装置）主要由飞控，遥控，蓝牙或WIFI模块，通信模块等组成。

飞控是由stm32f103作为主控，采用MPU6050作为惯性测量单元。

遥控是由arduino作为主控。

通信运用2.4G无线模块。

在AD环境中完成对飞控的的设计。

在keil 5中完成软件的设计。

然后，通过proteus软件完成飞控的模块的仿真与调试。

最后，分析了项目的计划完成情况。

关键词：四轴飞行器控制 stm32 通信设计引言随着社会的发展和科技的进步，我们迎来了新的时代。

在这个高速发展时代，所有的物品都在日新月异的变化。

我们小时候的纸飞机玩具变成了现在的遥控飞机，其中的四轴飞行器备受大众喜欢。

但是四轴飞行器的用处还有多，如林业，侦察，航拍，运输，娱乐观赏等领域，目前热门的航拍就是基于稳定四轴及云台搭建的平台实现，然后其他邻域应用还有相当的潜力。

四轴飞行器将会是很有潜力和未来需求的，代替人类运输，派遣去危险的地方拍摄，或者是交通，个人飞行器等等。

所以四轴飞行器以后一定可以成为主流产品，在生活的方方面面都可能会用到。

1项目1.1 项目描述近年来,国内科技领域对四轴飞行器的研究如火如荼,相关技术得到了迅速的发展。

随着信息化时代的蓬勃发展, 科学技术不断更新, 飞行器被广泛的应用在军事侦查、航拍以及民用快递运输等诸多行业。

四轴飞行器结构简单,操作灵活,单位体积内可提供巨大的升力,适合在狭窄环境中飞行,携带各种电子设备可执行各种任务,例如军事侦察、定位跟踪、农田监测等,在军事、民用等领域均有广泛的应用和广阔的前景。

本项目设计了一种基于STM32的微型四轴飞行器控制系统,以STM32单片机为主控制器,MPU6050为惯性测量单元模块核心,3.7V锂电池供电,通过蓝牙模块或wifi模块实现在手机App上来控制飞行器，或者通过自制遥控器来控制。

飞行器设计与工程毕业设计

摘要微小型飞行器是于上世纪90年代发展起来的一种新型的飞行器，也是目前国内外航空领域飞行器研究的重要发展方向。

它有体积小、重量轻、携带方便、成本低等众多优点，因此它有广泛的应用前景。

本文围绕团队项目“坐地起降式微型器”的设计需要，开展柔性机翼微型飞行器的抗风设计研究。

文章首先从简化的柔性机翼模型入手，将突风来流分为三个方向，研究了柔性机翼抗突风的根本原因。

然后将柔性机翼的结构分为典型的四大类，通过建立有限元模型，采用对比的方法研究飞行器四种典型结构的受力与变形。

针对实际方案的需要，文章进一步采用轻质复合材料，进行了典型构型复合材料柔性翼的对比，并确定最终的设计方案，并提出利用柔性复合材料机翼的预变形来解决巡航升力问题。

最后针对选定柔性翼方案，分析了柔性机翼飞行器的实际抗风能力及其振动特性和起降安全特性。

相关研究验证了柔性材料的机翼可以增加微小型飞行器的突风适应性，使微小型飞行器能更加适应变化的外部条件，减小外部因素对飞行器的限制，提高飞行器的生存能力。

关键字：微型飞行器，柔性翼，复合材料，抗风能力ABSTRACTMicro air vehicle was a new class of aircraft which developed in the last century, 90 years. Now is also an important aircraft research direction in both Domestic and international aviation. It has many benefits, such as small size, lightweight, portable, low cost. So it has broad application prospects.Flexible wing micro air vehicle is expected to increase MAV’s wind resistance by the deformation of the structure. This paper starts from a simplified model of the flexible wing. The gust stream is divided into three directions, and the root causes of flexible wing anti-gust are studied.Then the structural layout of the flexible wing is divided into four typical categories, and finite element models of those typical flexible wings were established, and the bending and torsion deformations of these typical flexible wings under a uniform distributing force were calculated subsequently. Comparisons of finite element results show that the longitudinal structural layout is best. In order to eliminate the effect of deformation of composite flexible wing on cruise properties of micro air vehicle, the pre-deformation is proposed to solve the cruise lift problems. Finally, a finite element analysis was performed to validate the wind resistance of proposed flexible wing micro air vehicle, and its vibration properties and landing safety also were analyzed. Research results show that the flexible wing can increase the aircraft's wind resistance, and it makes micro air vehicle aircraft more responsive to changing external conditions, and reduce the constraints of external factors on the aircraft, and more important for the improvement of aircraft survivability.KEY WORDS：MAV，Flexible wing，Composite materials，Wind resistance目录第一章绪论 (5)1.1微型飞行器简介 (5)1.2柔性微型飞行器 (6)1.3本文内容介绍 (7)第二章柔性微型飞行器性能 (9)2.1柔性翼微型飞行器受力模型简化 (9)2.2柔性翼微型飞行器预想效果 (10)第三章柔性翼微型飞行器的突风特性 (12)3.1柔性翼微型飞行器受下突风时的稳定性 (12)3.2柔性翼微型飞行器受侧突风时稳定性 (15)3.3 柔性翼微型飞行器受正面突风时稳定性 (17)3.4柔性翼微型飞行器抗风能力综合 (19)第四章柔性翼微型飞行器的结构选型 (20)4.1柔性翼微型飞行器的种类 (20)4.2柔性翼四种典型机翼的受力分析 (22)4.3综合柔性翼受力优缺点 (29)第五章柔性翼微型飞行器机翼材料 (30)5.1复合材料选择 (30)5.2复合材料对应柔性翼受力特点 (32)5.3布局的最终选择和机翼预变形的设计 (37)第六章柔性翼微型飞行器其它特性 (43)6.1柔性翼的模态 (43)6.2起落装置对机翼的影响 (43)第七章总结与展望 (47)7.1 本文总结 (47)7.2工作展望 (47)参考文献 (49)毕业设计小结 (52)第一章绪论1.1微型飞行器简介微型无人飞行器是一种新概念飞行器，因为有体积小、重量轻、成本低、携带方便、飞行高度低、适应性强、灵活多变、隐蔽性好，具有起飞降落不需要跑道或者发射装置、回收装置和其他基础设施等众多优点，对未来军事作战产生深远影响。

m3e飞行参数

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m3e飞行参数（大纲）一、M3E无人机概述1.1M3E无人机简介1.2M3E无人机的主要应用领域二、M3E飞行参数详解2.1飞行器参数2.1.1翼展2.1.2机长2.1.3最大起飞重量2.1.4最大载重2.1.5最大飞行速度2.1.6最大飞行高度2.1.7续航时间2.2动力系统参数2.2.1发动机类型2.2.2电池参数2.2.3驱动电机2.3导航与控制系统参数2.3.1飞行控制系统2.3.2导航系统2.3.3遥控器与地面站2.4传感器与载荷参数2.4.1摄像头2.4.2红外传感器2.4.3多光谱相机2.4.4激光雷达2.4.5其他传感器三、M3E飞行参数优化与调整3.1飞行参数调整方法3.1.1参数调整原则3.1.2参数调整步骤3.2常见飞行参数优化方法3.2.1速度优化3.2.2高度优化3.2.3续航优化3.2.4稳定性能优化四、M3E飞行参数在应用中的注意事项4.1飞行前检查4.1.1飞行器状态检查4.1.2飞行参数确认4.2飞行中监控4.2.1飞行参数实时监控4.2.2异常情况处理4.3飞行后数据分析4.3.1飞行数据记录4.3.2飞行参数分析五、M3E飞行参数在行业应用案例5.1农业植保5.1.1飞行参数设置5.1.2作业效果分析5.2环境监测5.2.1飞行参数设置5.2.2监测成果展示5.3搜索与救援5.3.1飞行参数设置5.3.2救援案例分析一、M3E无人机概述1.1 M3E无人机简介M3E无人机是一款由我国某知名无人机制造商研发的微型无人机。

15厘米固定翼微型飞行器总体设计与性能分析

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15 厘米固定翼微型飞行器总体设计与性能分析
图表清单
图 1.1 第一代 Black Widow ........................................................................................5 图 1.2 第一代 Black Widow 质量分配图 ...................................................................5 图 1.3 第二代 Black Widow ........................................................................................6 图 1.4 MLB 公司的 Trochoid ......................................................................................6 图 1.5 Florida 大学的柔性翼微型飞行器 ...................................................................7 图 2.1 无人飞行器翼展与有效载荷关系图 .............................................................10 图 2.2 桨叶叶素的气动特性分析图 .........................................................................14 图 2.3 旋翼拉力计算模型 .........................................................................................16 图 2.4 旋翼转速特性曲线，V∞=0 .............................................................................17 图 2.5 旋翼拉力特性曲线 .........................................................................................18 图 2.6 飞行器气动外形设计的一般流程 .................................................................19 图 3.1 微型飞行器机翼翼型 .....................................................................................25 图 3.2 微型飞行器机翼平面形状 .............................................................................26 图 3.3 后缘襟副翼的形状及位置 .............................................................................26 图 3.4 垂直安定面的基本形状 .................................................................................27 图 3.5 定型后微型飞行器部件的尺寸 .....................................................................28 图 3.6 固定翼微型飞行器气动外形效果图 .............................................................28 图 3.7 微型飞行器的等价梯形翼 .............................................................................28 图 3.8 微型飞行器的升阻特性曲线 .........................................................................29 图 3.9 微型飞行器定直平飞配平迎角 .....................................................................30 图 3.10 平飞需用推力和可用推力 ...........................................................................30 图 4.1 多层网格迭代求解示意图 .............................................................................34 图 4.2 MGAERO 的求解结构 ...................................................................................35 图 4.3 MGAERO 中的坐标定义 ...............................................................................36 图 4.4 MGAERO 中的气动角定义 ...........................................................................36 图 4.5 微型飞行器三维外形和空间网格图 .............................................................37 图 4.6 部分迎角下微型飞行器的压力云图，V∞=12m/s .........................................39 图 4.7 微型飞行器翼根处压力分布曲线，V∞=12m/s .............................................40 图 4.8 机翼各展向截面的压力分布，V∞=12m/s，α=10° .......................................42 图 4.9 各迎角下 Y=700mm 处机翼压力分布曲线 ..................................................44 图 4.10 流场模拟中的微型飞行器半模和结构网格 ...............................................45

仿昆扑翼微飞行器电磁驱动电路设计与制造

64传感器与微系统(Transducer and Microsystem Technologies )2019年第38卷第1期^>*沖收稿日期:2017-12-07*基金项目：部级预研项目(LZY2016215,6141A02022607,1620010701 );国家自然科学基金资助项目(61574093 );航空基金资助项目 (2013ZC57003)；上海市平台项目(16DZ2290103)3设计与制造#DOI ：10.13873/J. 1000-9787(2019)01-0064-05仿昆扑翼微飞行器电磁驱动电路设计与制造**吴彬彬，张卫平，邹阳，王晨阳，孙浩，陈畅(微米/纳米加工技术重点实验室薄膜与微细技术教育部重点实验室上海市北斗导航与位置服务重点实验室上海交通大学电子信息与电气工程学院微纳电子学系，上海200240)摘要：针对电磁驱动方式的仿昆扑翼微飞行器.设计了电磁线圈驱动电路，电路能够驱动微飞行器扑动双翼。

驱动电路利用电池组和升压(BOOST )电路实现电路供电' 研制了产生两路电压控制信号的最小系统板，能够在上位机在线实时控制输出信号的频率和幅值.电压控制信号通过电路后，电路输出稳定驱动电流，实现对仿昆扑翼微飞行器翅膀的控制关键词：扑翼微飞行器；电磁驱动；BOOST 电路；劈裂信号中图分类号：TN7文献标识码：A文章编号：1()004)787(2019)01-0064-05Design and fabrication of electromagnetic driver circuit for insect-inspired flapping-wing micro aerial vehicleWU Bin-bin , ZHANG Wei-ping, ZOU Yang , WANG Chen-yang, SUN Hao , CHEN Chang(National Key Laboratory of Science and Technology on Nano/Micro Fabrication , Key Laboratoryfor Thin Film and Micro Fabrication of Ministry of Education . Shanghai Key Laboratory of Navigation and LocatioBased Services , Department of Micro-Nano Electronics , School ofElectronic Information and Electrical Engineering . Shanghai Jiao Tong University , Shanghai 200240, China )Abstract : An electromagnetic coil driving circuit for micro-aircraft which is electromagnetically driven isdesigned , the circuit can drive the wings of micro-aircraft to flap. The power supply of this drive circuit is a batterypack with a BOOST circuit. The smallest system board which produces two-path voltage control signals isresearched and fabricated , which fan control frequency and amplitude of output signals on the host computer in real time. The circuit will output a stable driving cunenl when voltage control signals is applied the wings of theinsect-inspired flapping-wing of micro aerial vehicle can be controlled.Keywords : flapping-wing mic ro aerial vehicle ； electromagneti ( ally driven ； BOOST circuit ； split signal0引言微型飞行器不管在军用还是民用方面都具有非凡的实用价值，由于其体积微小,可应用于侦查、救灾、环境监测、监控等领域。

毕业设计论文——基于模糊PID算法的小型四旋翼无人飞行器控制系统设计

摘要四旋翼飞行器是一种四螺旋桨驱动的、可垂直起降的飞行器，这种结构被广泛用于微小型无人飞行器的设计，可以应用到航拍、考古、边境巡逻、反恐侦查等多个领域，具有重要的军用和民用价值。

四旋翼飞行器同时也具有欠驱动、多变量、强耦合、非线性和不确定等复杂特性，对其建模和控制是当今控制领域的难点和热点话题。

本次设计对小型四旋翼无人直升机的研究现状进行了细致、广泛的调研，综述了其主要分类、研究领域、关键技术和应用前景，然后针对圆点博士的四旋翼飞行器实际对象，对其建模方法和控制方案进行了初步的研究。

首先，针对四旋翼飞行器的动力学特性，根据欧拉定理以及牛顿定律建立四旋翼无人直升机的动力学模型，并且考虑了空气阻力、转动力矩对于桨叶的影响，建立了四旋翼飞行器的物理模型；根据实验数据和反复推算，建立系统的仿真状态方程；在Matlab环境下搭建了四旋翼飞行器的非线性模型。

选取四旋翼飞行器的姿态角作为控制对象，借助Matlab模糊工具箱设计了模糊PID控制器并依据专家经验编辑了相应的模糊规则；通过仿真和实时控制验证了控制方案的有效性，并在此控制方案下采集到了输入输出数据；利用单片机编写模糊PID算法控制程序，实现对圆点博士四旋翼飞行器实物的姿态控制。

本设计同时进行了Matlab仿真和实物控制设计，利用模糊PID算法，稳定有效的对四旋翼飞行器的姿态进行了控制。

关键词：四旋翼飞行器；模糊PID；姿态控制ⅠAbstractQuadrotor UA V is a four propeller driven, vertical take-off and landing aircraft, this structure is widely used in micro mini unmanned aerial vehicle design and can be applied to multiple areas of aerial, archaeology, border patrol, anti-terrorism investigation, has important military and civil value.Quadrotor UA V is a complicated characteristic of the complicated characteristics such as the less drive, the multi variable, the strong coupling, the nonlinear and the uncertainty, and the difficulty and the hot topic in the control field.Research status of the design of small quadrotor UA V were detailed and extensive research, summarized the main classification, research areas, key technology and application prospect of and according to Dr. dot quadrotor actual object, the modeling method and control scheme were preliminary study.First, for the dynamic characteristics of quadrotor UA V, dynamic model of quadrotor UA V is established according to the theorem of Euler and Newton's laws, and consider the air resistance and rotation torque for the effects of blade, the establishment of the physical model of the quadrotor UA V; root according to experimental data and repeated calculation, the establishment of system simulation equation of state; under the MATLAB environment built the nonlinear model of the quadrotor UA V Select the attitude of the quadrotor angle as the control object, with the help of matlab fuzzy toolbox to design the fuzzy PID controller and according to experience of experts to edit the corresponding fuzzy rules; through the simulation and real-time control verify the effectiveness of the control scheme, and this control scheme under the collection to the data input and output; written by SCM fuzzy PID control algorithm, dots, Quad rotor UA V real attitude control. The design of the Matlab simulation and the physical control design, the use of fuzzy PID algorithm, the stability of the four rotor aircraft attitude control.Keywords:Quadrotor UA V;F uzzy PID;Attitude controlⅡ目录摘要（中文） (Ⅰ)摘要（英文） (Ⅱ)第一章概述 (1)1.1 课题背景及意义 (1)1.2 四旋翼飞行器的研究现状 (2)1.3 四旋翼飞行器的关键技术 (5)1.3.1 数学模型 (6)1.3.2 控制算法 (6)1.3.3 电子技术 (6)1.3.4 动力与能源问题 (6)1.4 本文主要内容 (6)1.5本章小结 (7)第二章四旋翼飞行器的运动原理及数学模型 (7)2.1四旋翼飞行器简介 (7)2.2 四旋翼飞行器的运动原理 (8)2.2.1 四旋翼飞行器高度控制 (8)2.2.2 四旋翼飞行器俯仰角控制 (9)2.2.3 四旋翼飞行器横滚角控制 (9)2.2.4 四旋翼飞行器偏航角控制 (10)2.3四旋翼飞行器的数学模型 (11)2.3.1坐标系建立 (11)2.3.2基于牛顿-欧拉公式的四旋翼飞行器动力学模型 (12)2.4 本章小结 (15)第三章四旋翼飞行器姿态控制算法研究 (15)3.1模糊PID控制原理 (15)3.2 姿态稳定回路的模糊PID控制器设计 (16)3.2.1 构建模糊PID控制器步骤 (17)3.2.2 基于Matlab的姿态角控制算法的仿真 (22)3.3 本章小结 (25)第四章四旋翼飞行器飞行控制系统软件设计 (25)4.1 模糊PID控制算法流程图 (25)4.2 系统实验及结果分析 (26)4.3 本章小结 (27)第五章总结与展望 (28)5.1 总结 (28)5.2 展望 (28)参考文献 (28)第一章概述有史以来，人类一直有一个梦想，那就是可以像蓝天上自由翱翔的鸟儿一样。

飞行器姿态测量系统设计

This system uses the architecture Cortex-M3 as kernel STM32F103CBT6 microcontroller as the microcontroller, with the world's first integrated 3 axis accelerometer and 3 axis of gyroscope movement processing components to induce x axis, the y axis, the z axis angular speed and the gravity acceleration separately. Two attitude determination algorithms are designed, i.e. one using attitude quaternion, the first-order pirkanmaa method, and the other using accelerometer and gyroscope. Then, Mahony complementary filter function is used to carry on the modeling and compensation of the MEMS gyroscope random drifting error.
本系统采用 Cortex-M3 为内核的 STM32F103CBT6 单片机作为微控制器，由全球首例整合 3 轴加速度计和 3 轴陀螺仪的运动处理组件作为惯性测量单元分别感应 x 轴、 y 轴、z 轴的角速度和重力加速度。论文分析了基于姿态四元数、一阶毕卡解法的捷联惯导姿态确定方法、基于加速度计/陀螺仪的姿态确定方法，利用 Mahony 的互补滤波函数对 MEMS 陀螺仪随机漂移误差进行了建模和补偿。

微型扑翼飞行器虚拟设计与飞行仿真系统开发

维普资讯
第３１卷第１期
２００８年２月
武汉科技大学学报（自然科学版）
ＪｆＷｕａｉｆＳｉ＆Ｔｅｈ（ｔｒｌＳｉｎｅＥｉｏ）．ｏｈｎＵｎ．ｏｃ．ｃ．Ｎａｕａｃｅｃｄｔｎｉ
微扑翼飞行器（ｌｐｉｇｗｉｇｍｉｏａｅＦａｐｎ－ｎｃｉｖ— ｒｒ
观认识，同时进行结构与运动干涉检测；飞行控 ③ 制模块。它根据处理的外部信号由预先确定的控制策略来控制飞行姿态及飞行路径；虚拟飞行 ④ 仿真模块。它用于虚拟实现微型扑翼飞行器的实际飞行效果，中主要工作为对地形与外界环境其
法。
关键词：型扑翼飞行器；拟设计；行仿真；视化技术微虚飞可
中图分类号：Ｐ９．Ｔ３１９
文献标志码：Ａ
文章编号：６２３９（０８０ — ０９０１７００２０）１０９ — ５
收稿日期：０７０ — ４２０ —９１
标，其余参数由程序自动生成。可以根据某些特
由于与大飞行器有明显的差异，此关于微因
的建模与描述。软件程序主体由ＶｉａＣ＋＋ｓｌｕ
６０开发而成。．
在微型飞行器的总体仿真中，维可视化研三究是一个很重要的研究方向。不仅微型飞行器的总体结构和运动情况需要直观形象地显示，而且飞行时的升力、推力的变化以及各种控制算法对飞行姿态的控制作用都需要通过可视化的飞行器三维模型来体现。并且在地形仿真的基础之上，还可以进行微型飞行器的虚拟飞行仿真，以进用

微型扑翼飞行器驱动系统工程设计方法

机械设计与制造
３４
Ｍａｃｈｉｎｅｕｒｅ
第８期２０１３年８月
微型扑翼飞行器驱动系统工程设计方法
王利光，宋笔锋，付鹏，安伟刚１，２
中图分类号：ＴＨＩ６；Ｖ２７６
文献标识码：Ａ
文章编号：１００１ — ３９９７（２０１３）０８ — ００３４ — ０４
ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＤｅｓｉｇｎｏｆＤｒｉｖｉｎｇＳｙｓｔｅｍｆｏｒＦｌａｐｐｉｎｇ－ＷｉｎｇＭｉｃｒｏＡｉｒＶｅｈｉｃｌｅｓ
２．ＳｈｅｎｚｈｅｎＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＭｉｃｒｏ－ｂｉｏｎｉｃＵＡＶＤｅｓｉｇｎ，ＧｕａｎｇｄｏｎｇＳｈｅｎｚｈｅｎ５１８０５７，Ｃｈｉｎａ）
原理，对微型扑翼飞行器的总体参数进行了初步设计，提出了驱动系统的设计目标。进行了扑动翼风洞实验，以实际能达到的飞行状态为标准对实验数据进行分析处理，获得了扑动参数的可行范围和功耗需求。对微型无刷电机进行了工作特
性测试，得到了电机转速、转矩、输出功率、效率等的拟合关系。综合考虑扑动参数可行范围、功耗需求和电机特性等多个
ＷＡＮＧＬｉ－ｇｕａｎｇ，ＳＯＮＧＢｉ－ｆｅｎｇ，ＦＵＰｅｎｇ，ＡＮＷｅｉ－ｇａｎｇ，。（１．ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ，ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，ＳｈａａｎｘｉＸｉ ’ ａｎ７１００７２，Ｃｈｉｎａ；

微型扑翼飞行器的仿生翼设计技术研究

西北工业大学博士学位论文微型扑翼飞行器的仿生翼设计技术研究姓名：***申请学位级别：博士专业：机械设计及理论指导教师：***20070101西北工业大学博士学位论文第一章绪论问和建筑物上方的敌情，还可以穿堂入室查找建筑物内部的敌情，甚至可停留在窗户上窃听办公室内的谈话，获取重要情报。

（３）电子干扰、通信中继。

微型飞行器可以非常靠近目标区侦察敌方信号，对敌方雷达、通信设备工作区实施干扰，还能够检测和维护通讯线路，提供通信中继。

（４’）核、生化探测。

进入核污染与生化禁区执行探测与取样等特殊任务。

（５）精确投放。

包括用指示器标记目标，例如红外反射涂料或一种无线电频率标记，以使射入的军火能够“看到”目标，或者投放微型地面传感器。

（６）民用领域。

微型飞行器除了军事应用外，在民用领域也有广泛的应用潜力，如野外作业人员的勘测，通信，自然灾害的监视与支援．环境和污染监测，以及公安保安部门的缉毒、边境巡逻与控制等。

１。

１．２几神典型的微型飞行器国内外目前研制的微型飞行器，按其飞行原理与布局方式划分大致可分为以下三种：固定翼（Ｆｉｘｅｄ砸ｎｇ）微型飞行器、旋翼型（Ｒｏｔａｒｙｗｉｎ曲微型飞行器和扑翼型（ＦｌａｐｐｉＩｌｇ谢ｎ曲微型飞行器。

其中的固定翼和旋翼型微型飞行器由于更接近常规飞机，研制难度相对较小，因此这两种ＭＡｖ的研究较多也比较成功。

●典型的固定翼微型飞行器（ａ）ＢｌａｃｋＷｉｄｏｗ（ｂ）ＭｉｃｒｏＳｔａｒ（ｃ）柔性固定萁Ｍ＾Ｖ图１．１固定翼微型飞行器Ｂ１ａｃｋｗｉｄｏｗ（黑寡妇）如图１．１（ａ）是美国Ａ＿ｅｒｏⅥｒｏ唧ｅｎｔ公司严格按照ＤＡ耻＇Ａ提出的特定技术指标而研制的一种微型飞行器【３Ｊ。

该机为飞翼式微型飞行器，外型类似予盘状飞碟，由微电机驱动前置螺旋桨产生拉力。

其翼展１５厘米，起飞重量８０克。

该机也是第一种广为人知的ＭＡＶ。

ＭｉｃｒｏＳｔａｒ（微星）如图１．１（ｂ）是美国Ｌｏｃｋｈｅ以Ｍａｎｉ公司在ＤＡＲＰＡ支持下发展的一种飞翼式微型飞行器ｌ射。

微型共轴双旋翼气动布局优化设计与试验研究

微型共轴双旋翼气动布局优化设计与试验研究摘要：本文针对微型共轴双旋翼飞行器，在保持飞行稳定性的前提下，优化其气动布局设计，以提高其续航能力和飞行效率。

通过建立数学模型，利用CFD仿真分析工具，对不同布局参数进行优化设计和分析研究。

在优化后，设计制作了双旋翼原型机，并进行试飞验证。

结果表明，优化后的气动布局设计显著提高了微型共轴双旋翼飞行器的性能，续航时间和飞行效率均得到明显提升，验证了优化设计的有效性。

关键词：微型共轴双旋翼；气动布局；优化设计；试验研究；飞行性能1.引言微型共轴双旋翼飞行器由于其紧凑灵活、垂直起降等优势被广泛应用于军事、消防、救援、科研等领域。

然而其双旋翼结构和较小的体积也导致了其续航时间和飞行效率上的局限。

因此，优化设计其气动布局成为提高飞行性能和应用效果的重要途径。

2.问题分析2.1 双旋翼结构特点微型共轴双旋翼飞行器是指采用两个同轴旋转的双旋翼，旋翼之间无传动装置，互相协同工作，保持飞行平稳。

其结构较为简单，但双旋翼之间空间的限制也导致了其装载、续航等方面的技术难题。

2.2 优化设计研究进展当前，微型共轴双旋翼飞行器的优化设计研究主要针对双旋翼的气动布局。

以提高其抗风稳定性和生产能力为目标，研究者从气动布局参数和旋翼构型入手，进行了大量的优化设计研究。

例如：长方形双旋翼结构、反向旋翼设计、桥式机身结构等。

这些优化设计方案表明，通过改进双旋翼结构和调整布局参数，可以有效提高微型共轴双旋翼飞行器的性能表现。

3.气动布局优化设计3.1 数学模型建立根据微型共轴双旋翼飞行器结构特点，建立数学模型，利用CFD仿真分析工具，对优化方案进行分析。

3.2 优化设计方案从空气动力学原理和规范要求出发，对双旋翼气动布局参数进行分析和优化设计，包括旋翼形状、旋翼间距、旋翼转速等方面。

该方案以提高微型共轴双旋翼飞行器的续航时间和飞行效率为目标。

4.试验研究4.1 制作双旋翼原型机根据优化设计方案，制作微型共轴双旋翼飞行器原型机，并进行试飞验证。

基于STM32的四旋翼飞行器控制系统设计

基于STM32的四旋翼飞行器控制系统设计杨萌;雷建和;胡廷轩;宫汝林【摘要】四旋翼飞行器控制系统的性能决定了飞行效果的优劣,如何改善飞行控制系统使其拥有更良好的表现成为近几年的研究热点.根据四旋翼飞行器的飞行原理,设计了一种新型四旋翼飞行器控制系统.该系统以STM32作为主控制器,配合各姿态传感器实现飞行器姿态及位置的控制,并结合以姿态角为主要误差源的双环结构PID控制器,提高了飞行器的平稳性.经实际飞行验证,该飞行控制系统方案能够取得较稳定的飞行效果.【期刊名称】《微型机与应用》【年(卷),期】2015(034)012【总页数】4页(P76-79)【关键词】四旋翼;飞行控制;STM32;PID控制【作者】杨萌;雷建和;胡廷轩;宫汝林【作者单位】青岛理工大学自动化工程学院,山东青岛266520;青岛理工大学自动化工程学院,山东青岛266520;青岛理工大学自动化工程学院,山东青岛266520;青岛理工大学自动化工程学院,山东青岛266520【正文语种】中文【中图分类】TP391.8目前，以精确的电子技术取代复杂的机械结构已成为一种趋势，四旋翼飞行器（four-rotor）以机载电子设备控制机身的姿态及运动，机械结构得到简化，降低了生产成本及维护成本。

它可以实现垂直起降、悬停等空中动作，飞行速度为每秒几米甚至十几米，具有较高的机动性与操控性，与其他类型飞行器相比具有较明显的优势，在军工、警用、民用等诸多领域有广泛的应用前景。

四旋翼飞行器具有4个输入力，但却有6个状态输出，是一个欠驱动系统，具有非线性、强耦合、多变量等特性，因此对控制器的设计要求较高［1］。

根据四旋翼飞行器结构特点及实际需求，选用意法半导体公司生产的STM32F405RG微处理器作为控制系统的主控制器，其强大的运算处理能力及丰富的片上资源能够满足四旋翼控制的需求。

四旋翼飞行器结构形式是一种最直观、最简单的稳定控制形式。

四旋翼飞行器机身为两根刚性支架呈十字形交叉结构，飞控板、外部设备及电池等安装在支架的交叉处，作为飞行器动力来源的4个电机及旋翼轴对称地安装在支架的4个末端，相邻两个旋翼旋转方向相反，空中平衡飞行时相邻旋翼产生的反作用力相互抵消，防止机身自旋［2］。

一种通用微型飞行控制器设计的开题报告

一种通用微型飞行控制器设计的开题报告
1. 研究背景
在无人机技术的高速发展中，微型飞控作为无人机控制系统的核心组成部分，起着重要作用。

然而，市场上的微型飞控器不具有通用性，需要不同的飞机型号配备不同的控制器。

因此，在此背景下，设计一种通用微型飞行控制器变得尤为重要。

2. 研究内容
本项目旨在设计一种通用微型飞行控制器，具有以下研究内容：
（1）选取合适的处理器和传感器，保证控制器的稳定性和精度；
（2）开发适合通用化的控制算法，在不同的飞机型号中，能够精确控制飞行姿态和运动；
（3）设计用户友好的控制面板和调试界面，方便使用和调整参数；
（4）针对现有微型飞控在飞行过程中常见的问题，进行改进。

3. 研究方法
本项目将采用如下研究方法：
（1）文献综述：对市场上已有的微型飞控器进行研究和分析，摸清其优点与不足之处，为设计提供依据；
（2）硬件设计：选定处理器、传感器等元器件，并进行硬件电路设计，确保其在功能上满足设计要求；
（3）软件设计：针对不同类型的飞机，编写通用控制算法，并进行软件编程；
（4）调试和测试：对设计完成的微型飞行控制器进行调试和测试，验证其稳定性和精确性，并针对不足进行改进。

4. 预期成果
通过本项目的研究，预期实现以下成果：
（1）设计出一种性能稳定、使用灵活、坚固耐用的通用微型飞行控制器；
（2）解决市场上微型飞控器互不兼容的问题，为用户提供更加便利的解决方案；
（3）提高微型飞行器控制技术的水平，为无人机技术的发展做出贡献。