第二章无人直升机总体设计解读
小型四旋翼低空无人飞行器综合设计
3、传感器应用
传感器技术在小型四旋翼低空无人飞行器中扮演着重要的角色。通过使用多种 传感器，可以实现飞行器的定位、导航、控制等功能。为了保证数据的准确性 和可靠性，需要对传感器进行定期校准和维护。
实验结果与分析
通过仿真实验，本次演示提出的混合控制方法取得了显著的实验效果。在轨迹 跟踪实验中，飞行器能够快速准确地跟踪给定的轨迹，具有良好的动态性能和 稳定性。此外，通过与单一控制方法的对比实验，本次演示提出的混合控制方 法在跟踪精度和稳定性方面均表现出明显的优势。
结论与展望
本次演示针对四旋翼无人飞行器的非线性控制问题，提出了一种基于鲁棒控制 和滑模控制的混合控制方法。通过仿真实验验证了该方法的有效性。然而，仍 然存在一些不足之处，例如对飞行器的动态特性分析不够准确、控制系统的实 时性有待提高等。
设计思路
1、总体设计
小型四旋翼低空无人飞行器主要由机身、旋翼、遥控器等部分组成。机身采用 轻量化材料制成，以减小飞行器的重量，便于携带；旋翼则由四个电机驱动， 以实现飞行器的稳定飞行；遥控器则用于控制飞行器的飞行轨迹和高度。
2、硬件设计
硬件配置是小型四旋翼低空无人飞行器的核心部分，主要包括电池、传感器、 遥控设备等。电池选用高容量、轻量化的锂离子电池，以延长飞行器的续航时 间；传感器则采用GPS、加速度计、陀螺仪等，以实现飞行器的定位、导航和 控制；遥控设备则选用2.4GHz遥控器，以实现遥控设备的无线传输。
小型四旋翼低空无人飞行器综 合设计
01 引言
03 参考内容
目录
无人机平台设计知识点总结
无人机平台设计知识点总结无人机作为一种自主飞行的飞行器，其平台设计是其实现各种功能和任务的基础。
本文将总结无人机平台设计的关键知识点，包括结构设计、动力系统、控制系统和其他相关要素。
一、结构设计无人机的结构设计是确保其在飞行中具有良好的稳定性、飞行性能和可靠性的基础。
主要包括以下要素：1. 机身结构：无人机的机身结构应具备适当的刚度和强度，以保证在各种外界环境和飞行负荷下的稳定性。
2. 机翼设计：机翼的设计需要考虑到对飞行性能的影响，包括升力系数、阻力系数、气动力等因素，同时还要确保机翼的强度和刚度充分满足要求。
3. 起落架设计：起落架设计要考虑无人机在起降过程中的稳定性和安全性，为不同类型的无人机设计适合的起落架结构。
二、动力系统动力系统是无人机能够实现飞行的关键要素，常见的动力系统包括内燃机、电动机、喷气发动机等。
以下是动力系统设计的要点：1. 动力源选择：根据无人机的使用环境和任务需求，选择适合的动力源，并考虑功率输出和能源消耗等因素。
2. 动力系统布局：根据无人机机身结构和空气动力学特性，合理布局动力系统的位置和安装方式，以降低飞行噪音和振动。
3. 电力管理系统：对于采用电动机的无人机，电力管理系统需要确保充电、放电和能量转换的有效性和安全性。
三、控制系统无人机的控制系统是实现飞行控制和任务执行的核心部分，以下是控制系统设计的要点：1. 飞行控制：选择合适的姿态控制和平衡控制方法，确保无人机在不同飞行状态下的稳定性和操控性。
2. 导航系统：采用惯性导航系统、全球卫星定位系统（GPS）等技术，实现无人机的定位、航线规划和航迹跟踪。
3. 通信系统：无人机的控制和监控需要通过可靠的通信系统来完成，选择适合的通信技术和协议，确保数据传输的安全和稳定。
四、其他要素除了结构设计、动力系统和控制系统外，还有其他一些关键要素需要考虑：1. 负载和传感器：根据无人机的任务需求，选择适合的负载和传感器，如高清摄像机、红外传感器等，以实现数据采集和信息获取。
无人直升机的设计方案 无人机的设计与组装(完整版)
无人直升机设计方案前言—个简单的无人直升机被称为非线性控制技术的测试平台。
无人机直升机包括：１、先进的无线电遥控作为一项基本载体;２、一个简单的航空电子系统；３、地面支持系统。
航空电子系统包括一个小型的PC－104电脑系统和微机电系统（微机电系统）导航和惯性测量装置作为主要测量感应组件。
一对全双工收发器是用来给直升机和地面之间提供无线通信。
地面接收器和一个在地面的计算机系统形成一个支撑体系。
无人直升机是用来实现自动飞行的控制系统。
一、引言在过去几年里学术界无人飞行器（UAV）引起了极大的兴趣。
它可以服务于许多应用平台和纯学术研究。
作为一个有机动性和多功能性的学科，无人驾驶飞行器具有潜在军事以及在民用领域的科学意义。
许多世界各地的研究小组选择了无人机直升机作为学科研究方向，探索和测试先进的控制技术。
多样的方法如近似线性，神经网络和学习控制，已用于设计无人直升机的飞行控制规律。
提高自动着陆，悬停和自动飞行的性能。
我们的动机是为了发展一个无人直升机，作为一个试验平台验证我们提出非线性控制系统。
一个典型的无人机飞行器应包括以下基本组成部分：1）有引擎的飞行器以完成一些基本的飞行功能2）一个简单的航空电子系统实现自动飞行的控制系统。
这种系统应包括：a）一个机载计算机系统，以收集数据，以执行飞行控制，以及完成与地面系统的通信;b）必要的传感器来测量和控制信号用于驱动执行机构;c）通信系统，以提供无线通信，其中包含两个全双工收发器，一个是机载另一个是在地面上;d）一个机载电源系统;e）自动飞行控制系统。
3）地面支持系统，包括：a）一个全双工收发器提供飞机无线通信; b）计算机系统，以预先安排飞行路线，并收集飞行数据。
据悉，该无人机飞行上面列出的组件是比较简单的一种。
集成的无人驾驶直升机只是用于学术研究。
军用或商用无人机更为复杂。
在了解无人飞行器的基础上，我们设计并组装一个简单的原型无人直升机。
先进的无线电遥控玩具直升机被选择作为基本飞行器。
直升飞机的设计原理应用
直升飞机的设计原理应用1. 引言直升飞机是一种以旋翼产生升力，并通过尾桨或尾推器产生推力的航空器。
它与固定翼飞机和其他垂直起降飞行器相比，具有独特的设计原理和应用。
本文将介绍直升飞机的设计原理，并讨论其在军事、民用和科研领域的应用。
2. 直升飞机的设计原理直升飞机的设计原理涉及气动、结构和动力学等多个领域。
以下是直升飞机设计的主要原理：2.1 旋翼设计原理直升飞机的核心部件是旋翼，它通过产生升力来使飞机悬浮在空中。
旋翼的设计原理包括旋翼桨叶的形状、尺寸、材料等。
通过调整旋翼的参数，可以实现不同速度、悬停和机动性能。
2.2 尾桨设计原理尾桨用于平衡直升飞机旋翼产生的扭矩，并控制飞机的方向。
尾桨的设计原理包括桨叶的数量、形状、旋转速度等。
良好设计的尾桨能够提高直升飞机的稳定性和操纵性能。
2.3 结构设计原理直升飞机的结构设计原理涉及机身、起落架、机舱等部件的设计。
合理的结构设计可以提高飞机的强度、减轻重量，并提供良好的空气动力学特性。
2.4 动力学设计原理直升飞机的动力系统是其推进和操纵的关键。
动力系统包括发动机、传动系统和驾驶舱控制系统等。
合理的动力学设计可以提供足够的推力和响应时间，实现直升飞机的各类任务。
3. 直升飞机的应用3.1 军事应用直升飞机在军事领域有广泛的应用。
它可以执行运输兵员和货物、空中侦察、攻击敌方目标等任务。
直升飞机具有垂直起降的能力，能够在复杂地形和条件下快速部署。
在战场上，直升飞机能够提供迅速的支援和火力压制，成为重要的战术武器。
3.2 民用应用直升飞机在民用领域也有广泛的应用。
它们被用于警察巡逻、消防救援、医疗紧急救援和航空旅游等领域。
直升飞机的垂直起降能力使其能够在城市中进行点对点的交通服务，缩短了交通时间和提高了交通效率。
3.3 科研应用直升飞机在科研领域也扮演着重要角色。
科研人员利用直升飞机进行大气观测、地质勘探和环境监测等任务。
直升飞机能够低空飞行，并且具有稳定的悬停能力，能够为各类科学研究提供重要的数据和样本。
小型无人直升机建模与分析
第42卷第10期 2008年10月上海交通大学学报JOU RN AL O F SH AN G HA I JIA OT O N G U N IV ERSIT YVol.42No.10 Oct.2008收稿日期:2007 12 19基金项目:国家自然科学基金资助项目(60475039)作者简介:杜建福(1976 ),男,山东临沂人,博士,研究方向为机器人建模与控制,计算机仿真.吕恬生(联系人),男,教授,博士生导师,电话(T el.):021 ********;E mail:tslu@s .文章编号:1006 2467(2008)10 1726 05小型无人直升机建模与分析杜建福1, 吕恬生1, K onstantin Kondak 2, 张亚欧1(1.上海交通大学机械与动力工程学院,上海200240; 2.Faculty o f Electrical Engineering andComputer Science,T echnische Univ er sit t Berlin,Ber lin 10587,Germany)摘 要:由于小型无人直升机具有不同于大型直升机的独特特点,提出采用结构分析法推导小型无人直升机的数学模型.将小型直升机看作2个刚体(机体和主旋翼),借助Kane 方法推导了小型直升机的动力学模型,并与单刚体建模进行了比较.分析表明,2种建模方法的运动学方程和平移动力学方程相同,但旋转动力学模型完全不同.采用2种刚体所建模型的响应具有余弦规律而单刚体所建模型则呈线性规律.飞行试验验证了模型的有效性.关键词:无人直升机;动力学建模;Kane 方法中图分类号:TP 242;V 278 文献标识码:AModeling of a Small Scale U nm anned HelicopterD U J ian f u 1, L Tian sheng 1, K onstantin K ondak 2, ZH AN G Ya ou1(1.School of M echanical Engineering,Shanghai Jiaotong University,Shanghai 200240,China;2.Faculty of Electrical Eng ineer ing and Com puter Science,T echnische Universit t Berlin,Ber lin 10587,Germany)Abstract:Based on the analysis of the difference betw een small scale unmanned helicopters and nor mal scale helico pters,the small scale helicopter was mo deled as tw o rigid bo dies:fuselage and m ain tail rotor.The dynam ical m odel w as deduced by Kane method,and another m odel co nsidering the helicopter as onerigid bo dy w as also deduced fo r com parison.It sho ws that the kinem atics and translational dy namics are the sam e,but they have different r otational dy namics.The response of the dynamics m odeled as tw o rig id bo dy is co sine w hile the r espo nse of the dynam ics m odeled as one rigid body is linear.T he real flight ex periments ver ify the v alidity o f the m odel.Key words:unmanned helicopter;dynamics m odeling;Kane m ethod直升机可以定点悬停、垂直起降,具有其他飞行器所不具有的突出优点,可广泛用于地形勘测、灾情监视、环境检测、森林防火、高压线巡检、大桥、水坝检查等场合.研究开发无人驾驶直升机自主飞行控制系统具有非常重要的现实意义.然而,由于它是一个典型的强耦合、多变量、有滞后的非线性系统,实现精确建模与自主控制颇具挑战性[1,2].文献[3 7]中对直升机动力学建模进行了详细阐述.动力学建模多以刚体动力学为基础,并辅以辨识方法.常规建模方法是将直升机作为一个刚体建模,没有考虑主旋翼的惯性效应.文献[4,5]中仔细分析了小型无人直升机主旋翼惯性效应在建模中的作用,发现旋翼惯性效应,需简化为刚体而不能简化为质点;但在推导模型时,欧拉角为绕体坐标轴1 2 3的旋转角而非Yaw Pitch Ro ll(YPR).采用YPR 建模,各个通道可以独立控制且便于系统的线性化[8].本文以双刚体建模方法[4,5]为基础,采用YPR 为欧拉角重新建模,并通过试验对模型进行了验证.1 系统建模小型直升机和大型直升机相比,除了在结构尺寸上有明显差别外,还具有以下特点: 更高的主旋翼转速; 没有挥舞铰且主旋翼具有更强的刚性.这些特点使得主旋翼的惯性效应在小型无人驾驶直升机的旋转运动中起主要作用.本文不仅将机体视作刚体,而且把主旋翼也看作刚体,采用双刚体建模.图1所示为小型无人直升机简化模型示意图.图中:O N n 1 n 2 n 3为惯性坐标系;O f 1 f 2 f 3为机体坐标系;O F为机体质心;OMR为主旋翼质心;O TR为尾翼质心;主旋翼产生的升力为F MR 3,产生的力矩为TMR 1、TM R2和阻力距TMR 3,尾翼产生的拉力为F TR 2,阻力矩为T TR 2;F 表示机体,M R 表示主旋翼,TR 表示尾翼.图1 小型无人直升机简化模型Fig.1 Simplified model of small scale unmanned helico pt er无人机的平移运动方程和旋转运动方程可以根据运动学基本原理得到,在此不再赘述.下面直接给出计算结果:平移运动方程x =u, y =v , z =w(1) 旋转运动方程!=p +tan (q sin +r cos )(2) !=q cos -r sin (3)=(q sin +r cos )/cos (4)式中:x 、y 、z 为直升机在惯性坐标系下的三维空间位置; 、 、 分别为俯仰、横滚和航向角;u 、v 、w 为直升机在惯性系下的平移速率;p 、q 、r 分别为直升机绕体坐标轴f 1、f 2、f 3的旋转速率.对于动力学方程,需要将直升机考虑为2个刚体.在此选择计算量小、求解简单的Kane 方法建模.在动力学建模前,首先需对系统做如下简化和假设.(1)f 3轴和主旋翼旋转轴重合,并假定机体质心在f 3轴上(可用配平得到);(2)r 为常数(可用独立的航向控制环实现);(3)主旋翼转速!M R 为常数;(4)主旋翼转动惯量I MR 11=I MR22;(5)忽略平尾升力、平尾阻力、垂尾侧向力、垂尾阻力和机身空气动力;(6)忽略尾翼惯性效应.利用Kane 方法建模需要定义广义坐标和广义速率.本文将直升机的空间位置x 、y 、z 以及俯仰、横滚、航向角 、 、 定义为广义坐标,平移速率u 、v 、w 和旋转角速率p 、q 、r 定义为广义速率.为了建立Kane 方程,首先需求出机体坐标系原点O 、O TR 、飞机质心CM 、O F 、O MR 的速度以及机体和主旋翼的角速度,然后求出相应的偏速度和偏角速度.O F 对各个广义速率的偏速度为: v OF1= v O Fu =n 1v O F2= v O Fv =n 2v O F 3= v O F w=n 3vO F 4= v O F p =-(L F -L MR )m MR mf 2v O F5= v O Fq =(L F -L M R )m MRm f1vO F6= v O Fr=0 O TR对各个广义速率的偏速度为: vO T R1= v OT Ru=n 1v O T R2= v O T Rv =n 2vOT R3= v O T Rw=n 3v O TR 4= v O TRp =L F m F +L M R m MR mf2vO T R5= v O T R q =-L F m F +L MR m M R mf 1+L T f 31727第10期杜建福,等:小型无人直升机建模与分析vO TR 6=v O TRr=-L Tf 2O MR对各个广义速率的偏速度为:v O MR 1= v OMRu =n 1v O MR2= vO MRv=n 2vO MR 3= v O MRw =n 3 v O MR4= v O MR p =-(L MR -L F )m F mf2vO MR5= v O MRq =(L MR -L F )m Fmf1v O MR6= v OTRr=0机体F 和主旋翼M R 对各个广义角速度的偏角速度(F 和M R 具有相同的偏角速度)为: !F 1(!MR 1)= !Fu=0,!F 2(!MR 2)= !Fv=0!F 3(!MR 3)= !F w =0, !F 4(!MR 4)= !Fp=f 1 !F 5(!MR 5)= !F q =f 2, !F 6(!MR 6)= !F r=f 3其中,n 1、n 2、n 3、f 1、f 2、f 3为单位向量;mM R为主旋翼质量,m F为机体质量,m =m F+m MR,为直升机总质量;L MR 为主旋翼质心O MR 到体坐标系原点O 的距离;L F 为机体质心O F 到O 的距离;L T 为尾翼中心到O 的距离.施加于直升机的主动力有尾翼拉力F T R2、阻力距TTR 2、主旋翼升力FMR 3、力矩T MR 1、TMR2和阻力距T MR 3.广义主动力F i (i =1,2,∀,6)根据下式计算:F i =F TR 2f 2!vO T R i+FM R 3f 3!vO M Ri+m Fg n 3!v O F i+m M R g n 3!v O MR i+(T MR 1f 1+T MR2f 2+T MR3f 3)!!M Ri +T TR2f 2!!Fi相应的广义主动力为: F 1=F MR 3(sin sin ∀+sin cos cos ∀)-F TR 2(sin ∀cos -sin sin cos ∀)F 2=F TR 2(cos cos ∀+sin sin sin ∀)-FMR3(sin cos ∀-sin sin ∀cos )F 3=F TR 2sin cos +F MR 3cos cos -mgF 4=T M R1+LMRmM R+L F m FmF TR2F 5=T M R 2+T T R 2, F 6=T MR3-L T F TR 2计算广义惯性力F *i (i =1,2,∀,6)需要求解机体和主旋翼的惯性力和惯性力矩,对应于u i 的广义惯性力可由下式求解:F *i =m FaFO F!v O Fi+[I F a F +!F #(I F !F )]!!F i +m MRa MRO MR !v O MRi +[I MRaMR+!M R#(IMR!M R)]!M Ri相应的广义惯性力为:F *1=-m u , F *2=-m v , F *3=-m w F*4=-I MR 11+IF 11+m F m MRm (L F -L MR )2p !+IF22-I F 33-IMR 11+m F mM Rm(L F -L MR )2#qr -2I MR11!M RqF*5=-I F 22+IMR 11-(LMR-L F)2m FmMRmq !+2I MR 11!MRp +I F 33+I MR11-I F11+(L F-LMR)2#m F mMRmp rF *6=(I F11-I F22)pq -(2I MR11+I F33)r!其中,I F11、I F22、I F33分别为机体相应于各轴的转动惯量.由Kane 方程F i +F *i =0(i =1,2,∀,6)可得下面的平移和旋转动力学方程:平移动力学方程m u =F MR 3(sin sin ∀+sin cos cos ∀)- F TR2(sin ∀cos -sin sin cos ∀)m v =F TR 2(cos cos ∀+sin sin sin ∀)- F MR 3(sin cos ∀-sin sin ∀cos )m w =F TR 2sin cos +F MR 3cos cos -mg (5)旋转动力学方程q !=a 21p +b u 22T MR 2+b v 22T TR2+b p r pr(6) p !=a 12q +b u 11T MR 1+b v 11F TR 2+b q r qr (7) r !=b u 31F TR 2+b v 33T MR 3+b pq p q(8)式中:a 12=-2mI MR 11!MRm(I F 11+I MR 11)+(L F -L MR )2m F mMR b u11=(L F m F +L MR m MR)m m(I F 11+I MR 11)+(L F -L MR )2m F mMRb v11=L MR m MRm(I F 11+I MR 11)+(L F -L MR )2m F mMRb q r =-m(I MR 11-I F 22+I F 33)-(L F -L MR )2m F mMRm(I F 11+I MR 11)+(L F -L MR )2m F m MR a 21=-2mI MR 11!MRm(I F 22+I MR 11)+(L F -L MR )2m F mMRb u 22=-mm(I F22+I MR 11)+(L F -L MR )2m F m MRb v 22=-m m(I F 22+I MR11)+(L F -L MR )2m F m MR b p r =-m(I F 33+I MR 11-I F 11)+(L F -L MR )2m F m MRm(I F 22+I MR 11)+(L F -L MR )2m F mMR b u31=-L TI F 33+2I MR 11, b v 33=1I F 33+2I MR111728上 海 交 通 大 学 学 报第42卷b p q=I F11-I F22 I F33+2I MR112 模型分析方程(1)~(8)描述了系统的运动学方程和动力学方程.可以看出,方程是常系数线性方程.根据假设r、!MR为常数,I F11=I F22.方程(6)~(8)也是常系数线性方程,但存在严重的耦合.方程(2)~(5)都是超越方程,给直升机控制器设计带来较大挑战.因此,在控制器设计中不仅要考虑旋转动力学的解耦,还需要考虑平移动力学和旋转运动学的非线性问题.当无人驾驶直升机做悬停或低速运动时,由于俯仰角、横滚角较小,即cos ∃1,cos ∃1,sin ∃ , sin ∃ ,忽略二阶小量,可以将旋转运动学方程(2)、(3)简化为!=p, !=q(9) 由式(9)可以看出,该模型已经是线性模型.需要提及的是,在文献[4,5]中,旋转运动学方程无法线性化,其旋转运动学方程如下:q!4=(u4cos q6-u5sin q6)/cos q5q!5=u4sin q6+u5cos q6q!6=u6+tan q5(u4cos q6-u5sin q6)(10)式中:q4、q5、q6为欧拉角(Euler1 2 3);u4、u5、u6分别为绕体坐标轴f1、f2、f3的角速率.由于q!4、q!5与q!6密切相关,从而使该式无法进行线性化,不便于控制器的设计.对于式(5),由于非线性严重,控制器设计中需特别考虑.另外,为了便于比较常规单刚体建模和本文双刚体建模的异同.在此给出采用单刚体建模的结果(单刚体建模时将直升机看成一个刚体,不考虑主旋翼惯性效应).运动学方程及平移动力学方程和前面结果相同,而旋转动力学方程则变为:p=1I11(T MR1-L F F TR2)-I33-I22I11q r(11)q=1I22(T MR2+T TR2)-I11-I33I22p r(12)r=1I33T MR3-I22-I11I33pq-LTI33F TR2(13)式中,I11、I22、I33为直升机各相应轴的转动惯量.比较式(6)~(8)和(11)~(13)可以看出,采用2种建模方法所得结果差异较大.为了便于进一步分析,可以认为F TR2和T TR2是干扰,r=0,则式(6)、(7)以及式(11)、(12)可分别变为p=a12q+b u11T MR1, q=a21p+b u22T MR2(14)p=T MR1I11, q=TMR2I22(15) 由式(15)可以看出,T MR1决定了 p,T MR2决定了 q.由式(14)中可见,T MR1不仅影响 p,还影响到q; T MR2不仅影响 q,还影响p,耦合现象非常严重.当T MR1、T MR2是常量时,式(14)、(15)很容易求解.对于式(14):p=b u22a12T MR2+C1cos(a12t)+C2sin(a12t)q=-b u11a12T MR1+C2cos(a12t)-C1sin(a12t)(16)对于式(15):p=1I11T MR1t+C1q=1I22T MR2t+C2(17)从以上结果可以看出,2种情况下p、q的变化规律完全不同.由式(16)可以看出,p、q的变化符合余弦规律;而式(17)则揭示p、q的变化呈线性规律.分析式(14)~(17)可以看出,纵横向通道的相互耦合是p、q成余弦变化规律的直接原因.3 模型验证本文模型已经通过实飞实验验证了其有效性.实验中采用了MPC控制算法.但由于篇幅所限,这里仅给出采用MPC算法的控制结果.图2所示为室内的实飞场景.直升机被固定在1个保护架上(由炭纤维杆制成,质量1.2kg).保护架上有4个高亮度的指示灯,用于直升机的位置检测(通过三维视觉系统).图3所示为直升机实飞和仿真实验x、y、z3个坐标的曲线.实验中,直升机先悬停在(0,-1.5,0.9)位置,然后x轴有一个阶跃变化,从0到1m,其他2个轴位置保持不变.由图可见,x、y轴的控制误差分别为%0.15m,z轴为%0.05m.因此,该控制系统的最大控制误差在%0.15m以内,可以满足绝大多数应用场合的控制要求.图2 实飞场景Fig.2 Real fli g ht scene1729第10期杜建福,等:小型无人直升机建模与分析图3 直升机飞行位置坐标Fig.3 T he coordinate of helicopter flig ht4 结 语本文考虑直升机主旋翼惯性效应,采用Kane 方法推导了系统的数学模型,并分析了直升机系统非线性的原因.其中平移动力学方程和旋转运动学方程的非线性是导致直升机非线性的重要原因.另外,文中还分析了双刚体模型和单刚体模型的异同.分析结果表明,2种建模方法得到的运动学方程和平移动力学方程相同,但旋转动力学方程不同.采用2种刚体建立的模型响应具有余弦规律;而采用单刚体所建模型则呈线性规律.最后给出实验验证了模型的有效性.参考文献:[1] 周建军,陈 超,崔麦会.无人直升机的发展及其军事应用[J].航空科学技术,2003(1):38 40.ZHOU Jian jun,CHEN Chao,CU I M ai hui.Development and militar y application of unmanned helico pters [J].A ero nautica l Science and T echnolog y ,2003(1):38 40.[2] 张亚欧,吕恬生,杜建福.无人直升机纵、横向姿态建模与稳定控制[J].上海交通大学学报,2007,41(1):100 103.ZHANG Ya ou,L T ian sheng,DU Jian fu.T he pitch and roll attitude modeling and stable contro l of unmanned helico pter [J].Jo urnal o f Sha ng ha i J iaotong University ,2007,41(1):100 103.[3] Sung K K .M odeling,identification,and trajectory planningfor a model scale helicopter [D].Ann Arbor:U niversity of Michigan,2001.[4] Kondak K ,Bernard M ,Losse N,et al .Elaborated modelingand control for autonomous small size helicopters [J].V DI Berichte ,2006(1956):207 219.[5] Kondak K,Deeg C,Hommel G,et al .Mechani cal modeland contro l of an autonomous small size helicopter with a stiff main rotor [C]//2004IEEE/RSJ International C o nfer ence on Intelligent R obots and Sy stem s .New York,U nited States:Institute of Electrical and Electronics Engineers Inc,2004:2469 2474.[6] An S,Park B,Suk J.Intelligent attitude control of an unmanned helicopter [EB/OL ].(2005 06)[2007 10]./submission/paper/upload/2full -paper.pdf.2005.[7] 高 正,陈仁良.直升机飞行动力学[M].北京:科学出版社,2003.[8] Tait Bryan angles [EB/OL ].(2007 05)[2007 10].http:///wiki /Tait Bryan -angles.2007.下期发表论文摘要预报网络外部性下我国企业技术引进策略刘 展, 陈宏民(上海交通大学安泰经济与管理学院,200052)摘 要:利用Hotelling 模型所构建的多维产品差异化模型,深入研究了在具有产品网络外部性特征的行业中,我国政府和企业的优化技术引进策略,指出当国际可选择技术与我国自主研发技术质量差距较大时,技术引进国政府应鼓励本国企业引进尽可能高质量的技术;当国际可选择技术与我国自主研发技术质量差距较小时,我国政府应限制本国的技术引进活动;在推动本国企业技术引进活动时,技术引进国应权衡比较引进技术与原有技术的质量差距、技术之间兼容性、技术许可收费比例、技术引进的技术溢出强度等因素,并强调技术企业拥有新技术的知识产权.在此基础上,提出相应的政策建议.1730上 海 交 通 大 学 学 报第42卷。
第二章无人直升机总体设计解读
图2-1 直升机的典型使用曲线
5．重量——最大起飞重量、正常起飞重量、空机重量、燃油重量、 最大任务载荷等 6、几何尺寸——全机尺寸、旋翼直径、高度等 7、飞行姿态平稳度——俯仰角、滚转角、偏航角平稳度 8、航迹控制精度——无人机定位导航精度、航迹控制精度 9、目标定位精度——对侦查无人直升机要提出目标定位精度或者校 射精度等特殊要求 10、控制半径——地面测控与信息传输设备与无人直升机之间进行测 控和信息传输的最大距离。 11、环境适应性——参照gjb-150的规定气候环境、力学环境、生物环 境、其他特殊要求 12、可靠性与维修性——GJB368A，GJB450A，GJB2547等无人机的 可靠性与维修性要求 可用性-起飞准备时间、再次起飞时间、准备撤收时间 可靠性-基本可靠性和任务可靠度。基本可靠性为：平均故障 时间。任务可靠度：根据无人机任务剖面确定任务可靠度。
设计定型：
无人直升机的设计定型由专门组织的定型委员会依据研制总要 求和设计规范对新机研制全过程进行审查、考核和验收， 通过后颁发定型证书；
生产定型： 经过设计定型或技术鉴定后的无人直升机系统，新产品生产还 可能会有一定的更改，特别是工艺改进，改进后的无人直 升机系统进入小批量生产。首批生成的无人直升机，经检 验、试飞、工艺质量审查、确认其符合批量生产标准，质 量稳定可靠后，生产定型，转入批生产。
1.1 无人直升机设计技术要求
无人直升机系统因无人直升机的任务不同而不同 1.1.1 设计技术要求的主要内容：
1、任务使命或用途 （1）任务使命或用途
直升机总体课程设计
直升机总体课程设计一、课程目标知识目标：1. 学生能够理解直升机的基本结构、工作原理及分类。
2. 学生能够掌握直升机的主要性能指标及其影响因素。
3. 学生能够了解直升机在军事、民用领域的应用及其重要性。
技能目标：1. 学生能够通过观察、分析，识别直升机的各种部件及其功能。
2. 学生能够运用所学知识，分析直升机性能与设计参数之间的关系。
3. 学生能够运用团队合作，设计并制作一个简易的直升机模型。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对直升机及其相关领域的兴趣，激发学生探索科学技术的热情。
2. 培养学生尊重和珍视团队合作，树立良好的团队协作意识。
3. 培养学生关注国家航空事业的发展，增强国家荣誉感。
课程性质：本课程为直升机相关知识的学习，结合理论教学与实践操作，以提高学生的理论素养和实际操作能力。
学生特点：学生处于好奇心强、动手能力逐渐提高的年级，对直升机有一定的兴趣，但相关知识体系尚不完善。
教学要求：教师应注重理论与实践相结合，关注学生的个体差异，引导学生在探究中学习，培养学生的创新精神和实践能力。
通过课程目标的分解，使学生在知识、技能和情感态度价值观方面取得具体的学习成果，为后续教学设计和评估提供依据。
二、教学内容1. 直升机概述- 直升机的定义、发展历史- 直升机的分类及特点2. 直升机基本结构- 机体结构、动力装置- 旋翼系统、尾桨系统- 起落架、飞行控制系统3. 直升机工作原理- 旋翼的空气动力学原理- 直升机的稳定性和操纵性- 直升机的主要飞行性能指标4. 直升机的应用领域- 军事应用：侦查、作战、救援等- 民用应用：交通、旅游、消防、医疗等5. 直升机设计与制作- 直升机设计原则与流程- 直升机模型制作方法与技巧- 团队合作与分工教学内容安排和进度：第一课时：直升机概述、基本结构第二课时：直升机工作原理、应用领域第三课时：直升机设计与制作（理论）第四课时：直升机设计与制作（实践）教学内容与教材关联性：本教学内容与教材中关于直升机的基础知识、工作原理和应用领域等内容密切相关，旨在帮助学生构建完整的直升机知识体系，培养学生的实践操作能力。
无人直升机任务规划与控制系统课件
• 无人直升机概述 • 无人直升机任务规划 • 无人直升机控制系统 • 无人直升机任务规划与控制系统的挑战与
解决方案 • 案例分析
01
无人直升机概述
无人直升机的定义与分类
无人直升机定义
无人直升机是一种能够自动或远 程操控的飞行器，具有自主飞行、 导航、避障等功能，可用于军事、 民用等多种领域。
仿真能力强：MATLAB具有强大的仿真能力，可以对无 人直升机的各种任务进行模拟和验证。
可视化界面友好：MATLAB提供了丰富的可视化工具， 可以将任务规划和控制系统的界面变得更加直观和友好。
基于Arduino的无人直升机控制系统案例
总结词：低成本、易实现、适用于小型无人机
低成本：Arduino板卡的价格较为低廉，降低了无人直升 机控制系统的成本。
支持多种编程语言：ROS支持C、Python等多种编程 语言，方便开发人员根据需求选择合适的编程语言。
高度可扩展性：ROS具有丰富的功能模块和工具包，可 以根据需求进行定制和扩展。
开源性：ROS是开源的，可以免费获取和使用源代码， 方便开发人员进行二次开发和优化。
基于PIXHAWK的无人直升机控制系统案例
无人直升机控制系统的特点与优势
无人直升机控制系统的特点
无人直升机控制系统具有高精度、快速响应、稳定性好等特点。其中，高精度能够实现对无人直升机 的精确控制，快速响应能够及时处理突发情况，稳定性好能够保证无人直升机的飞行安全。
无人直升机控制系统的优势
无人直升机控制系统具有高效、灵活、经济等优势。其中，高效能够提高任务完成效率，灵活能够适 应各种复杂环境，经济能够降低成本。
无人直升机的动力学模 型具有非线性特点，给 控制系统设计带来挑战。
无人直升机自主飞行控制系统设计与工程实现
无人直升机自主飞行控制系统设计与工程实现摘要：无人直升机因造价低、效益好、无人员伤亡、使用灵活等特点，广泛应用于军事、民用以及科研领域。
但无人直升机有着操纵响应迟缓、稳定性差、通道耦合严重等缺点，尤其是在悬停小速度段不稳定性更为明显，再加上飞行模态众多，因此对无人直升机飞行控制系统有着很高的要求。
无人直升机自主飞行控制技术涉及多学科交叉技术，具有极大的研究价值。
另外，无人机自主飞行控制技术是编队飞行控制技术的基础，只有实现良好的自主飞行性能，才能实现多机编队飞行。
因此无人直升机自主飞行控制技术研究是具有十分重要的意义。
关键词：无人直升机；自主飞行控制；系统设计；工程实现1无人直升机自主飞行控制系统概述飞行控制系统包含飞行控制器硬件、软件及算法设计；飞行地面站包含硬件平台和软件设计两部分；数据链路通信系统由物理线路、软件通信协议和通信拓扑结构构成。
无人直升机飞行控制系统是自主飞行控制系统的载体，是自主飞行控制系统的执行层。
飞行地面站系统是自主飞行控制系统的控制指令生成及发送终端，是自主飞行控制系统的决策层。
数据链路通信系统是飞行控制系统和地面站系统的信息交互桥梁，是自主飞行控制系统的数据交互层。
地面站系统通过无线数据链路向无人直升机飞行控制系统发送航点等飞行指令，无人直升机飞行控制系统收到指令后，运行控制算法按照指定路线飞行，同时与地面站保持实时通信，地面站软件实时显示无人直升机飞行轨迹并可以随时改变其飞行轨迹，由此形成了本文无人直升机自主飞行控制系统基本逻辑。
2无人直升机飞行控制器设计2.1飞行控制器总体设计无人直升机飞行控制器总体设计包含硬件和软件两大部分。
控制器硬件部分由内置主控电路、传感器电路、输入输出电路设计、外置硬件选型及无线数传设备等部分组成。
软件设计由飞行控制、传感器数据融合、无线数据通信与解析、任务管理、舵机驱动等模块构成。
底层硬件为上层软件提供数据来源及硬件基础，上层硬件为底层硬件提供数据驱动，底层硬件和上层软件有机地结合，构成了一个完整的无人直升机自主飞行控制器系统。
无人机总体设计
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扑翼无人机视频
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1.4.2.2 无人机种类或型式选择：固定翼
1、常规飞机布局 与有人飞机的常规式布局类似，平尾和垂尾后置的布局，有时设计V形 尾代替平尾和垂尾。 但无人机的机身体积较小，动力系统通常为前置螺旋桨或涡轮（或冲压 ）喷气发动机。
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航标 HB 6717
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飞行性能要求：
续航时间 航程
飞行高度 飞行速度 本体尺寸 有效载荷质量 爬升率 经济性 可靠性 发射回收方式
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1.4.2.1 无人机系统技术要求
• 根据任务确定，分正常任务载重和最大任务载重 • 需要在一定的环境适应性考虑航程指标，与任务信息传输能力有关 • 最大使用高度、巡航高度、最低飞行高度、使用升限 • 最大飞行速度，巡航速度、最小速度、最大爬升速度 • 能够影响其使用性能和抵抗恶劣环境的能力 • 衡量能够携带任务载荷多少的指标 • 单位时间内上升的高度 • 与任务重要性有关； • 可用性、可靠性、可维修性、安全性、便携性 • 直接影响无人机的易用性
3、多旋翼无人机 目前有四旋翼、六旋翼、八旋翼等小型无人机，每一对旋翼旋转方向相反 ，以抵消反扭矩。利用对角旋翼转速差动来改变航向。
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1.4.2.2 无人机种类或型式选择：混合式
1、倾转旋翼无人机 相当于螺旋桨安装在无人机上，螺旋桨（旋翼）可以绕机体Y轴线倾 转，起飞时旋翼呈水平位置可以像直升机一样垂直起飞和悬停，而 旋翼转至垂直位置则可像固定翼飞机一样飞行。 实现倾转旋翼无人机的关键是倾转过程中的自动控制技术。
直升机总体设计课程设计
直升机总体设计课程设计一、课程目标知识目标：1. 了解直升机的基本结构、原理及其组成部分的功能；2. 掌握直升机总体设计的基本流程、方法和评价指标；3. 掌握直升机飞行性能、稳定性和操纵性的基本知识；4. 了解直升机设计中的限制因素和优化方法。
技能目标：1. 能够运用直升机总体设计的基本方法，进行初步的直升机设计方案制定；2. 能够分析直升机的飞行性能、稳定性和操纵性，提出改进措施；3. 能够运用相关软件工具，进行直升机总体设计的计算和分析；4. 能够撰写规范的直升机总体设计报告，并进行口头汇报。
情感态度价值观目标：1. 培养学生对直升机总体设计及相关工程问题的兴趣，激发创新意识；2. 培养学生严谨、务实、团结协作的科学态度，增强工程实践能力；3. 培养学生关注国家航空事业的发展，树立民族自豪感和社会责任感；4. 培养学生尊重知识产权，遵循职业道德，具备良好的职业素养。
课程性质：本课程为专业选修课，以直升机总体设计为主线，结合理论知识与实践操作，旨在提高学生的专业素养和工程实践能力。
学生特点：学生具备一定的航空基础知识，对直升机设计有一定兴趣，但实践经验不足。
教学要求：结合课程性质和学生特点，注重理论与实践相结合，强化设计方法与工程实践能力的培养，提高学生的综合素质。
通过课程学习，使学生能够达到上述具体的学习成果。
二、教学内容1. 直升机基本原理与结构：包括直升机分类、旋翼原理、尾桨作用、机身结构等；参考教材章节：第一章《直升机概述》2. 直升机总体设计流程与方法：介绍直升机设计的基本步骤、方法和评价指标；参考教材章节：第二章《直升机总体设计方法》3. 直升机飞行性能分析：涉及飞行速度、升限、航程、载荷等方面的知识；参考教材章节：第三章《直升机飞行性能》4. 直升机稳定性与操纵性分析：研究直升机的稳定性、操纵性及其影响因素；参考教材章节：第四章《直升机稳定性与操纵性》5. 直升机设计限制与优化：探讨设计过程中的限制因素、优化目标及方法；参考教材章节：第五章《直升机设计限制与优化》6. 直升机总体设计实践：结合实际案例，进行直升机设计方案制定、计算与分析；参考教材章节：第六章《直升机总体设计实践》7. 直升机总体设计报告撰写与口头汇报：规范报告格式，锻炼学生表达与沟通能力。
飞行器工程学概述：彻底了解飞机、直升机和无人机
飞行器工程学概述：彻底了解飞机、直升机和无人机1. 引言1.1 概述飞行器工程学是研究和设计飞机、直升机和无人机的学科领域。
随着科技的进步，飞行器在现代社会中发挥着重要的作用。
它们不仅在军事领域发挥关键作用，也在民用领域广泛应用，如航空旅行、货运运输、搜救等方面。
1.2 文章结构本文将首先介绍飞机工程学，在该部分中将包括飞机的概述、设计原理以及飞行原理。
接下来，我们将探讨直升机工程学，内容包括直升机的概述、结构与运行原理以及应用领域。
最后，我们将讨论无人机工程学，主题包括无人机的概述、分类和特点以及应用及发展趋势。
最后一部分将是结论和展望，总结各种飞行器的工程学内容及重要性，并对未来飞行器技术发展进行展望，并探讨了飞行器工程学在现代社会中的作用和意义。
1.3 目的本文旨在全面深入地介绍飞行器工程学，并对不同类型的飞行器进行细致分析。
通过了解飞机、直升机和无人机工程学的基础知识，读者可以更加清晰地了解这些飞行器的原理和应用，以及它们在现代社会中所扮演的角色。
此外，本文还将展望未来飞行器技术的可能发展趋势，并探讨了飞行器工程学对现代社会的重要性和影响。
2. 飞机工程学：2.1 飞机概述：飞机是一种能够在大气中飞行的航空器。
它由多个组件构成，包括机翼、推进系统、起落架和驾驶舱等。
飞机的设计目标是实现稳定、高效的飞行，并能够携带乘客或货物。
2.2 飞机设计原理：飞机的设计原理基于气动力学和结构力学。
在飞机设计中，要考虑到重量和强度平衡，以及最大限度地提高气动效率。
常见的飞机形状包括固定翼和旋翼两种类型。
固定翼飞机是最常见的一种类型，通常具有一个主翼和一个尾翼。
主翼负责提供升力以支持飞行，而尾翼则用于控制姿态和方向。
在设计固定翼飞机时，需要考虑到翼型选择、操纵性、阻力和升力等因素。
另一种类型是直升机，它通过旋转桨叶产生升力。
直升机可以在垂直方向上起降，并且能够悬停在任意位置上空。
直升机的设计涉及到旋翼的结构和工作原理，以及尾桨的功能。
小型自主飛行無人飛行載具設計
小型自主飛行無人飛行載具設計Design of Small UAV with Autonomous Fligh t陳作舟1許朝淵2李哲宇2Tso-Cho Chen chao-yuan Hsu Je-Yu Lee1中華科技大學航空電子系副教授2中華科技大學飛機系統工程研究所碩士班 研究生Department of Avionics, China University of Science and Technology摘要本文旨在設計一套具備自主視距外飛行、導航與目標監視功能的小型無人飛行載具系統。
系統以飛控電腦為核心，結合各類感測器和全球衛星定位系統，設計飛行控制系統，將無人飛行載具導航在預定的路徑上；飛行控制系統設計了具有雙迴路的PID控制的縱橫向飛行控制律，以及以全球衛星定位系統為基礎的導航演算法，形成僅需少量感測器和執行機構的飛行控制。
本文的設計方法可廣泛適用於低速穩定飛行的小型無人飛行載具，其具有良好的靜態和動態性能。
關鍵詞：無人飛行載具、自主飛行、全球衛星定位系統導航。
AbstractThis paper presents the design of an unmanned aerial vehicle (UA V) system with autonomous beyond-visual-range flight, navigation, and surveillance capability. A flight control system equipped with flight control computer, several sensors and GPS is designed for controlling the UAV to fly on the presumptive route. In the process of designing, the two negative feedback loops with PID controller and the navigation methodology based on the GPS are built up. Just a few sensors and servos are required by this flight control system. The system is widely applicable to the low-speed, small-scaled, nature-stability UAVs. It has good static and kinetic qualities.一、前言無人飛行載具UAV（Unmanned Aerial Vehicle），美國國防部之定義為：「一77種無人員乘坐之動力飛行載具，利用空氣浮力為升力，以自主或遙控方式飛行，可以為消耗品，亦可重複使用。
无人直升机设计概论
■1）概念设计（Conceptural Design） 2）初步设计 （Preliminary Design） 3）详细设计（Detail Design）
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概念设计（方案设计或总体设计）
概念设计阶段的任务是依据设计技术要求形成对所设计无人直 升机的构思及基本概念, 并拟定出能满足设计要求的初步技术方 案。现代无人直升机设计都采用计算机辅助设计, 因此, 在这个 阶段中通常可以选择几个方案进行对比分析, 经过充分论证后初 步确定无人直升机的构型和气动布置方案。
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无人直升机分类
按照功能分 军用无人直升机
按照大小分 微型无人直升机 小 于 1kg
侦查无人直升机
小型无人直升机 1-100kg
电子对抗无人直升机 通信中继无人直升机
中型无人直升机 1001000kg
攻击无人直升机
大型按无照人活直动升半机径分1000kg以上
无人直升机靶机 民用无人直升机
上海雏鹰公司的LE-110无人直升机
机
• 注: 另有仿制的小型无人直升机
第9页/共31页
已有无人直升机一览（续）
（一）单旋翼/尾桨式（续）
★ 国外研制成功的单旋翼/尾桨无人直升机
美国: VIGILANTE 496
无人直升机飞行控制系统设计报告
无人直升机飞行控制系统设计报告摘要：本文介绍了用于无人直升机控制的飞行控制系统结构和分部分的主要性能，详细阐述了系统设计方案以及设计思想。
一整体系统描述整个系统可以分为机载部分和地面部分，机载部分负责维持飞机的稳定飞行并提供图像信息给地面部分，地面部分根据飞机的状态以及得到的图像信息作出下一步飞行的目标规划并发送给机载部分，同时为了确保安全，防止自主飞行机构失控，添加了可由操作手控制的控制器。
地面部分与机载部分之间有两条数据链路——负责传送图像和传送飞行状态和指令。
图像传送的数据链路通过购买成品解决，另外负责传送飞行状态和指令的部分也已经有方案可以解决（目前正在开发的部分虽然包括扩频通信，但是由于技术原因不能确保在比赛中的可用性，所以这部分只是作为研究性的项目）。
地面部分可以分为地面站和图像处理平台，前者与机载飞行控制器通讯以发送控制命令并获得飞机状态信息，后者获取机载摄像头的图像并做处理以搜寻比赛目标。
机载部分将在后一部分详述。
二飞机内部系统描述为了完成自主飞行任务，飞机需要相关功能部件完成对飞机状态信息的采集、对执行部分的控制以及对地面站命令的响应等功能。
在无人机上，替代飞行员或操作手完成飞行任务的自主机构包括图像设备、飞控模块、高度测量、舵机控制、数据链路以及航姿仪等，如下图所示：图像设备飞控模块高度测量舵机控制数据链路航姿仪各个模块之间相对独立，均可单独完成一定的功能，模块之间的相互连接采用总线实现，硬件上采用PC104标准，便于安装和系统集成。
虽然采用的总线是较可靠的通讯标准，但是在直升机实际飞行的环境中存在震动、电磁等干扰因素，可能影响到数据传输的可靠性，为了保证正确的数据传输，采用了两套互为备份的总线系统——422总线和CAN总线。
422总线为现有UAV系统采用的标准，具有技术较成熟的优势；CAN总线对于数据包的传送更为方便，克服了422只能采用主从模式以及工作在轮询模式的缺点，并且具有更高的数据传输速度，是一种较新的标准，使用CAN总线也是对系统方案升级的尝试。