微小型四旋翼无人直升机建模及控制方法研究
微小型四旋翼无人机研究进展及关键技术浅析
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国内开展了 微 小型 四 旋翼 无 人机 的 相关 技 术研 究。主要两种四旋翼, 图 4所 示四旋 翼机 身由两 支空 心铝竿构成; 动 力 设备 采 用 Dragan flyer ! 旋 翼、 瑞士 M axon 电机以及自行 设计 的齿轮 减速 装置; 飞行 控制 系统主要包括飞行控 制计 算机、 旋 翼转速 伺服 控制子 系统、 传感器子系统、 无线通信子系统。图 5 所示四旋 翼采用玻纤板结构, 重量轻, 且不易损坏。螺旋桨采用 10 in( 1 in = 2. 54 c m ) GW S 三叶正反桨, 经过多次飞行 试验证明该桨抗 撞击 力强, 不 易折断。视 频采 集模块 可以实时传输视频 (图 像压 缩, 可以 通过 W iF i实时传 输 ) , 数据加载卡可记录飞行数据。下一步的研究目标 是实现在室外环境中 高精 度姿态 稳定控 制、 全 自主航 点飞行、 碰撞规避等实验。
图 2 X 4 F ly er 图 3 X 4 F lyer M ark I 四旋翼平台 F ig . 3 X 4 F lye rM a rk I M ark II四旋翼 平台 F ig . 2 X 4 F lye rM ark II
1 . 1 微小型四旋翼原型探索研究与开发 主要介绍瑞士洛桑联邦科技学 院 ( EPFL ), 澳 大利 亚国立大学 ( AUN ) 以 及 国内 某大 学在 微 小型 四旋 翼 无人机原型探索方面的研究进展。 瑞士洛桑联 邦科技 学院 OS4项 目 ( Omn id irect ional
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人机是由电 力驱动的 (见图 1) , 可在室内 /外环 境全自 主飞行。 OS4原型是全自主四旋翼平台, 该项目的研究 目标是设 计和 开发一 个自主 控制 四旋翼 直升 机系统。 此外, EPFL 还研究了 OS4的避障问题 , 使用 4个超声 波传感器探测障碍物、 一个 超声波传感 器测高度, 并在 M atlab /S m i u link仿真环 境下进行了 OS4 避障模 型的测 试, 设计了避障控制器、 基于 位置和速度 控制的 5 种不 同避碰方法, 并做了 相关测试 实验证 明, OS4在 仿真环
四旋翼飞行器动力学建模与控制技术研究
四旋翼飞行器动力学建模与控制技术研究随着无人机技术的不断发展，四旋翼飞行器已经成为了无人机市场中的一种重要机型。
四旋翼飞行器由于其体积小、操作灵活、便携性强等特点，被广泛应用于农业、地质勘探、安防、航拍等领域。
然而，四旋翼飞行器的稳定性及控制问题一直是制约其广泛应用的关键性技术之一。
因此，本文将探究四旋翼飞行器动力学建模及控制技术的研究现状和趋势。
一、四旋翼飞行器动力学建模四旋翼飞行器的动力学模型一般包括四个方程，分别是运动学方程、动力学方程、气动平衡方程以及电机方程。
首先，运动学方程是描述四旋翼飞行器在空间的运动轨迹和姿态的方程。
这个方程组包括七个微分方程，包括三个表示位置的方程和四个表示姿态的方程。
位置方程描述飞行器在三个自由度上的运动，姿态方程描述飞行器在三个方向上的旋转。
接下来，动力学方程主要描述四旋翼飞行器的运动和状态方程。
四旋翼飞行器的动力学方程主要包括牛顿定律、欧拉定理、动量定理和角动量定理。
气动平衡方程则描述了四旋翼飞行器在空气中的运动状态。
这个方程组包括六个方程，其中四个方程描述四个电机的输出，两个方程描述飞行器的速度和角速度。
电机方程则描述了四个电机的动力输出。
这个方程通常采用电机的转矩和输出功率来进行建模，用来计算四旋翼飞行器的运动状态。
二、四旋翼飞行器控制技术四旋翼飞行器的控制技术是保障其稳定飞行的关键之一。
控制技术的核心是设计合理的控制算法和系统结构，通过对飞行器的状态进行控制，以达到预定的控制目标。
其中，传统的PID控制算法无法适应四旋翼飞行器的高自由度、快速响应的特点。
针对这个问题，目前研究较多的是基于模型预测控制（MPC）和切换控制的方法。
MPC将控制问题视为一个优化问题，通过对未来状态进行预测，优化当前状态，从而实现系统控制。
而切换控制则通过将控制问题分成多个子空间，通过切换不同的控制子空间，实现系统控制。
同时，四旋翼飞行器的控制技术也离不开传感技术的支撑。
四旋翼飞行器需要准确地获取各种姿态、位置、速度等信息才能进行控制。
微小型无人直升机建模与姿态控制
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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
微小型四旋翼无人直升机建模及控制方法研究
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国防科学技术大学研究生院学位论文 ＡＢＳＴＲＡＣＴ
Ｍｉｃｒｏ／ｍｉｎｉ ｑｕａｄｒｏｔｏｒ ｉｓ ａｌｌ ｅｘｃｅｌｌｅｎｔ，ｎｏｖｅｌ ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅ－ｏｆｆａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ Ｕｎｍａｎｎｅｄ Ａｅｒｉａｌ ＶｅｈｉｅｌｅｆＯＡＶ）ｆｏｒ ｂｏｔｈ ｍｉｌｉｔａｒｙ ａｎｄ ｃｉｖｉｌｉａｎ ｕｓａｇｅｓ．Ｂａｓｅｄ ＯＲ ａ ｓｕｍｍａｒｙ ｏｆ ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｓｔａｔｕｓ ｑｕｏ，ｔｈｅ ｋｅｙ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ ａｎｄ ｔｈｅ ｆｕｔｕｒｅ ａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ ｏｆ ｔｈｅ ｍｉｃｒｏ／ｍｉｎｉ ｑｕａｄｒｏｔｏｒ，ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ｃｏｎｃｅｎｔｒａｔｅｓ ｏｎ ｉｔｓ ｓｐｅｃｉａｌ ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ，ｍａｉｎｌｙ ｒｅｓｅａｒｃｈｅｄ ｔｈｅ ｐｒｏｂｌｅｍｓ Ｏｎ ｍａｔｈｅｍａｔｉｃａｌ ｍｏｄｅｌｉｎｇ，ｎｏｎｌｉｎｅａｒ ｃｏｎ仕ｏｌｌｅｒ ａｎｄ ｓｔａｔｅ ｅｓｔｉｍａｔｉｏｎ．Ｓｏｍｅ ｉｍｐｏｒｔａｎｔ ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ
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四旋翼无人机控制原理
四旋翼无人机控制原理1、控制原理飞控通过接收机接收遥控器发送的遥控信号（地面站控制时：地面站通过云航灯或电台发送给飞控的自主飞行指令），经过飞控程序处理后，通过电调来控制各个电机的转速，从而达到控制飞行器动作的目的。
2、飞控飞控即飞行控制系统是飞机的大脑，无人机在飞行过程中，利用自动控制系统，能够对飞行器的构形、飞行姿态和运动参数实施控制，其载有加速度计、陀螺仪、气压计、罗盘等传感器。
由它来控制各个电机的转速进而控制飞机的姿态，加上GPS或差分GPS可完成定点悬停，自主航线飞行等功能。
3、遥控器遥控器模式常用的有美国手和日本手，遥控器上油门的位置在左边是美国手，右边是日本手。
个人觉得美国手比较符合认知规律。
美国手（左边遥杆：上下控制油门，左右控制方向；右边遥杆：上下控制前进后退，左右控制左右移动）日本手（左遥杆：上下控制前进后退，左右控制方向；右遥杆：上下控制控制油门，左右控制左右移动）。
4、电调动力电机的调速系统成为电调，全称电子调速器（Electronic Speed Controller，简称ESC），它根据控制信号调节电动机的转速。
根据动力电机不同可分为无刷调和有刷电调，无刷电调控制无刷电机，有刷电调控制有刷电机。
无刷电调输入是直流，可以接稳压电源或锂电池。
输出是三相交流，直接与电机的三相输入端相连。
选择电调时要注意电调与电机匹配，一般根据额定载荷下通过单个电机的最大电流选择电调。
5、电机无人机上用的电机一般分为有刷电机和无刷电机，有刷电机一般用的微型航模上比如空心杯电机，目前无人机上的电机大部分用的都是无刷电机。
无刷电机通过三相交流电产生一个旋转磁场驱动转子转动，通过pwm控制速度。
小体积、高效率和稳态转速误差小等特点，无刷电机要配合电子调速器（电调）使用。
6、桨螺旋桨，将电机转动功率转化为推进力或升力。
螺旋桨高速转动时，由于桨叶特殊的机构，会在桨上下面形成一个压力差，产生一个向上的拉力，螺旋桨有两个重要的参数，桨直径和桨螺距，单位均为英寸。
基于反步法的小型四旋翼无人飞行器飞行控制系统研究与设计
摘要小型四旋翼无人飞行器由于具有精确悬停、垂直起降以及机械结构简单等特点，已经成为众多研究机构的研究热点，无论是在军事领域，还是在民用领域，四旋翼无人机都有着广泛的应用。
由于四旋翼无人飞行器是一个具有6自由度和4个控制输入的欠驱动系统，其数学模型具有强耦合、非线性、多变量等特点，以及建模不精确和外部干扰等不确定因素，均使得飞行控制复杂化。
因此本文以反步法为基础，结合不同策略，研究与设计了四旋翼飞行器的控制系统，并利用仿真实验验证与分析了所设计系统的飞行性能。
首先，将四旋翼无人飞行器看作刚体，选取合适的坐标系，分析了四旋翼无人飞行器空气动力学特性和飞行原理，在此基础上，推导并建立四旋翼飞行器的数学模型。
其次，在不考虑不确定因素的情况下，详细分析了基于反步法的四旋翼无人飞行器飞行控制系统的设计。
设计过程中，将四旋翼的控制系统结构分为位置环路和姿态环路分别进行设计。
接着，针对飞行器姿态环路存在复合干扰的情况下，论文采用了基于反步法和RBF神经网络的控制策略。
利用RBF神经网络对任意非线性连续函数具有逼近的特点，在控制系统设计过程中在线估计出复合干扰，同时对于逼近误差进行了补偿。
最后，针对在位置和姿态环路均存在复合干扰的情况下，论文采用了基于反步法和ESO的控制策略。
为避免反步设计过程中出现“微分爆炸”现象，提出了动态面策略，以及为提高系统鲁棒性，采用了滑模面；为减轻控制系统的复杂计算，对于系统中出现的复合干扰项，提出了ESO方法对其在线实时估计，并在控制律设计中实时补偿。
关键词：四旋翼无人飞行器，反步法，RBF神经网络，扩张状态观测器，复合干扰，轨迹跟踪ABSTRACTDue to its advantages such as precise hovering, vertical taking off and landing (VTOL), and simple mechanical structure, the quadrotor unmanned aerial vehicle(UA V) has become hotspot in the unmanned aerial vehicle area, and whether in the military field or in the field of civil, the vehicle has been widely used. The vehicle is a typical uneractuated system, and it has six degrees of freedom and four control input. The mathematical model has the characteristics of strong coupling, nonlinear, multivariable, and modeling imprecision and uncertainty factors such as external disturbance, are complicated flight control. So this paper adopts control method based on the backstepping to study and design the flight control system of the vehicle and through the simulation to the control system analysis and verification.Firstly, this paper takes the vehicle as a rigid body, selects the appropriate coordinate system, and analyzes the aerodynamic characteristic and the flying principle. On this basis, the mathematical model of the vehicle is derivated and established.Secondly, without considering various uncertain factors, this paper introduces in detail the flight control system design based on the backstepping. In the design process, the whole control structure can be divided into position loop control and attitude loop to design respectively.Thirdly, for the aircraft attitude loop under the existence of the compound disturbance, this paper adopts the backstepping and RBFNN strategy. Using the characteristic of the RBFNN to approximate arbitrary nonlinear continuous function to estimate the compound disturbance online and compensate the approximation error. The controller can guarantee the vehicle to track the desired trajectory.Finally, for the position loop and attitude loop under the existence of the compound disturbance, this paper adopts the backstepping and RBFNN strategy. For avoiding the complex calculation, the interference is observed by ESO online and the algorithm composites the interference in the control law. For avoiding the problem of “explosion of terms” in backstepping control and improving the robust, the dynamic surface control method and the sliding mode surface are applied to design the controller.KEY WORDS：Quadrotor Unmanned Aerial Vehicle, Backstepping, Netural Network, Extended State Observer, Compound Interference, Trajectory Tracking目录摘要 (I)ABSTRACT .................................................................................................................. I I 第1章绪论 (1)1.1 论文的研究背景与意义 (1)1.2 四旋翼飞行器的国内外研究现状 (2)1.2.1 四旋翼飞行器的应用研究现状 (2)1.2.2 四旋翼飞行器的控制算法研究现状 (8)1.3 论文主要内容与论文结构 (9)第2章小型四旋翼无人飞行器的建模 (11)2.1 四旋翼飞行器的机体结构和飞行原理 (11)2.1.1 四旋翼飞行器的机体结构 (11)2.1.2 四旋翼飞行器的飞行原理 (12)2.2 四旋翼飞行器的数学模型 (12)2.2.1 坐标系分析 (13)2.2.2 四旋翼飞行器的空气动力和力矩分析 (14)2.2.3 四旋翼飞行器的位置子系统模型 (15)2.2.4 四旋翼飞行器的姿态子系统模型 (15)2.3 本章小结 (16)第3章基于反步法的小型四旋翼无人飞行器飞行控制系统设计 (17)3.1 反步法基本概念 (17)3.1.1 李雅普诺夫稳定性 (17)3.1.2 反步法及其稳定性 (18)3.2 四旋翼飞行器飞行控制系统设计 (20)3.2.1 姿态回路控制律设计 (22)3.2.2 位置回路控制律设计 (23)3.3 仿真分析 (24)3.4 本章小结 (27)第4章基于反步法和RBFNN的小型四旋翼无人飞行器飞行控制系统设计 (29)4.1 RBF神经网络基本概念 (29)4.1.1 RBF神经网络结构 (30)4.1.2 RBF神经网络的逼近 (31)4.2 四旋翼飞行器飞行控制系统设计 (32)4.2.1 位置环路控制律设计 (34)4.2.2 姿态环路控制律设计 (35)4.3 仿真分析 (38)4.4 本章小结 (40)第5章基于反步法和ESO的小型四旋翼无人飞行器飞行控制系统设计 (43)5.1 扩张状态观测器(ESO)以及相关基础知识 (44)5.1.1 ESO的设计及其误差有界性分析 (44)5.1.2 动态面策略 (46)5.2 四旋翼飞行器飞行控制系统设计 (47)5.2.1 位置环路控制律设计 (48)5.2.2 姿态环路控制律设计 (49)5.3 仿真分析 (52)5.4 本章小结 (55)第6章总结与展望 (57)6.1 论文总结 (57)6.2 论文展望 (58)参考文献 (59)发表论文和科研情况说明 (63)致谢 (65)第1章绪论第1章绪论在本章中首先简单描述了四旋翼无人飞行器的研究背景和意义，其次简单介绍了四旋翼无人机的发展历程以及目前的发展现状，最后概述了本论文的内容安排和论文的结构安排。
四旋翼飞行器飞行控制技术综述
四旋翼飞行器飞行控制技术综述四旋翼飞行器是一种由四个旋翼组成的无人机，可以垂直起降和定点悬停，具有灵活性和机动性。
它的飞行控制技术可以分为姿态控制和位置控制两种基本类型。
姿态控制是指控制飞行器姿态（包括横滚、俯仰和偏航），而位置控制则是控制飞行器的定点飞行或航线飞行。
下面将对这两种控制技术进行详细介绍。
一、姿态控制技术1. 传统PID控制PID控制是一种经典的控制方法，它通过比例、积分和微分三个分量的组合来调节系统的输出。
在四旋翼飞行器中，PID控制可以用来控制姿态，使飞行器保持平稳的飞行状态。
通过对角速度和角度的反馈控制，可以实现对飞行器姿态的精确控制。
但是PID控制也存在一些问题，比如对于非线性系统和参数变化的系统，PID控制的性能会受到影响。
2. 模糊控制模糊控制是一种可以应对非线性系统和模糊环境的控制方法。
在四旋翼飞行器中，可以利用模糊控制来实现对姿态的精确控制。
通过建立模糊规则库，可以将模糊的输入与输出进行映射，实现对飞行器姿态的控制。
模糊控制可以有效地应对系统的非线性特性，但是对规则库的设计和参数的选择需要较大的经验和技巧。
3. 神经网络控制4. 遗传算法控制遗传算法是一种模拟生物进化的优化算法，可以用来优化系统的控制参数。
在四旋翼飞行器中，可以利用遗传算法来寻找最优的姿态控制参数，从而实现对飞行器姿态的精确控制。
遗传算法能够全局寻优，但是需要大量的计算资源和较长的优化时间。
1. GPS定位控制GPS定位是一种全球定位系统，可以实现对飞行器位置的精确控制。
在四旋翼飞行器中，可以利用GPS定位进行位置控制，实现定点飞行或航线飞行。
通过GPS模块获取飞行器的位置信息，可以实现对飞行器位置的精确控制。
但是GPS在室内或密集城市地区信号可能不太可靠。
3. 惯性导航控制惯性导航是一种通过加速度计和陀螺仪获取飞行器运动信息，并通过积分计算得到飞行器位置信息的导航方法。
在四旋翼飞行器中，可以利用惯性导航进行位置控制，实现对飞行器位置的精确控制。
四旋翼飞行器飞行控制技术综述
四旋翼飞行器飞行控制技术综述四旋翼飞行器是一种利用四个独立旋转的螺旋桨来实现飞行的航空器。
它可以垂直起降，并且具有灵活的飞行能力，因此在无人机、航拍等领域得到了广泛的应用。
要保证四旋翼飞行器的安全飞行，飞行控制技术起着至关重要的作用。
本文将对四旋翼飞行器的飞行控制技术进行综述，包括飞行原理、飞行控制系统、姿态稳定控制、导航控制、避障技术等方面的内容。
一、飞行原理四旋翼飞行器的飞行原理是利用四个螺旋桨产生的升力来支撑整个飞行器，再通过改变螺旋桨的转速和倾斜角来实现飞行方向和姿态的控制。
螺旋桨的旋转产生的气流通过空气动力学原理产生升力，从而支持飞行器的重量。
通过改变四个螺旋桨的转速和相对倾斜角，可以控制飞行器的上升、下降、向前、向后、向左、向右的运动。
利用螺旋桨的差速旋转可以实现飞行器的姿态控制，从而使得飞行器可以实现各种飞行动作。
二、飞行控制系统飞行控制系统是四旋翼飞行器的核心部件，它由传感器、处理器、执行器等多个部分组成，用于感知环境、执行控制指令，实现飞行器的姿态稳定控制、导航控制和避障等功能。
传感器用于获取飞行器的姿态、位置、速度等信息，包括加速度计、陀螺仪、磁力计、气压计等。
处理器用于处理传感器获取的数据，并根据飞行器的姿态、位置和控制指令来生成执行器的控制信号，执行器包括电动调节器和螺旋桨。
飞行控制系统的核心是飞控芯片，它是飞行控制系统的“大脑”，负责控制飞行器的姿态稳定、导航和飞行动作的执行。
常用的飞控芯片包括Pixhawk、Naze32、Ardupilot等，它们具有强大的计算能力和丰富的控制算法，可以实现飞行器的高度稳定性和精确控制。
三、姿态稳定控制姿态稳定控制是指通过控制飞行器的姿态角度来实现飞行器的稳定飞行。
四旋翼飞行器的姿态包括俯仰角、横滚角和偏航角，分别对应飞行器绕前后轴、左右轴和上下轴的转动姿态。
姿态稳定控制主要通过改变四个螺旋桨的转速和相对倾斜角来实现，可以采用PID控制算法、自适应控制算法等方法来实现。
四旋翼动力学建模
四旋翼动力学建模一、引言四旋翼无人机是近年来飞行器领域的热门话题，其广泛应用于农业、环保、安全监控等领域。
为了更好地掌握四旋翼的运动规律，需要对其进行建模分析。
本文将介绍四旋翼动力学建模的基本原理和方法。
二、四旋翼结构和工作原理1. 四旋翼结构四旋翼主要由机身、电机、螺旋桨和控制系统等组成。
其中，机身是支撑整个飞行器的主体部分，电机驱动螺旋桨产生升力，控制系统负责调节电机转速和方向。
2. 四旋翼工作原理四旋翼通过调节各个螺旋桨的转速和方向来实现飞行姿态调整和位置控制。
当四个螺旋桨转速相等时，飞行器保持平衡状态；当某一侧或某一角度需要调整时，相应螺旋桨的转速会发生变化以产生所需的力矩。
三、四旋翼运动学建模1. 坐标系选择在进行运动学建模时，需要选择合适的坐标系。
通常选择惯性坐标系和机体坐标系。
惯性坐标系是固定不动的，用于描述四旋翼在空间中的位置和速度；机体坐标系则随着四旋翼运动而改变，用于描述其姿态。
2. 姿态表示四旋翼的姿态通常用欧拉角表示。
欧拉角包括滚转角、俯仰角和偏航角，分别表示飞行器绕x、y、z轴旋转的角度。
3. 运动方程根据牛顿第二定律和欧拉定理，可以得到四旋翼的运动方程。
其中，力和力矩来自于螺旋桨产生的升力和扭矩，阻力主要来自于空气阻力和重力。
四、四旋翼动力学建模1. 动力学方程四旋翼的动力学方程可以通过牛顿第二定律和欧拉定理推导得到。
其中，电机输出扭矩与电机转速成正比；螺旋桨产生升力与螺旋桨转速的平方成正比。
2. 状态空间模型将四旋翼的动力学方程转化为状态空间模型可以方便地进行控制设计和仿真分析。
状态空间模型包括状态向量、输入向量和输出向量，其中状态向量包括四旋翼的位置、速度和姿态等状态变量。
3. 控制系统设计四旋翼的控制系统通常采用PID控制器。
PID控制器由比例、积分和微分三个部分组成，用于调节电机转速和方向以实现飞行姿态调整和位置控制。
五、结论本文介绍了四旋翼动力学建模的基本原理和方法。
四旋翼无人机研究现状及研究意义
四旋翼无人机研究现状及研究意义虽然目前四旋翼飞行器因为自身诸多优点吸引了很多研究者的注意, 并且己经被应用到各种领域, 但是在技术方面依然存在很多难题需要克服。
其中, 最为关键的问题便是飞行控制问题, 在设计控制策略方面主要存在两个方面的困难:第一, 难以对其建立精确的数学模型。
和一般飞行器一样, 四旋翼飞行器在飞行过程中, 不仅要受到重力、空气动力、本体升力等作用, 还要受到未知并且变化的气流等外部干扰的影响, 这导致很难获得准确的气动性能参数, 从而难以建立精确有效的数学模型, 大大阻碍了设计控制效果优良的控制策略的设计。
第二, 四旋翼飞行器是一个典型的多输入多输出(MIMO)、非线性、强耦合的欠驱动系统, 同时对干扰比较敏感, 这大大增加了控制的难度, 使得飞行控制系统的设计变得非常困难。
针对四旋翼飞行器, 目前主要有三种控制策略：局部线性化、非线性控制和智能控制。
(1)局部线性化方法局部线性化方法是基于线性化的思想, 首先将四旋翼飞行器的非线性模型通过小扰动模型思想或者局部线性化的思想转化为线性模型, 然后基于线性控制方法设计控制器, 其主要包括传统PID控制和最优LQR控制。
PID控制基本思想是将四旋翼飞行器的模型分为化个独立的线性化通道, 并分别对每个通道设计PID控制律, 步骤简单, 易于实现。
例如, Salih设计了一种PID控制器对四旋異飞行器进行飞行控制, 他将四旋翼系统分为全驱动和欠驱动通道, 分别对两个通道设计ＰＩＤ控制器, 并通过仿真证明了控制器的有效性[8]。
LQR(Linear Quadratic Regulator)即线性二次型调节器是一种最优控制策略, 基本思想是在满足性能函数取得最优值的约束下, 根据相应原理设计控制器。
例如, 高青等人为四旋翼飞行器的姿态稳定控制提出了新的LQR控制器, 该控制器能够实现姿态的快速稳定控制并跟踪参考输入[9]；李一波等人采用一种指令跟踪増广LQR方法设计了飞翼式无人机纵向姿态控制律, 并取得不错的控制效果[10]。
国防科学技术大学研究生院学位论文...
第二章微小型四旋翼无人直升机建模§２．１引言本章的研究目的是通过数学方法对微小型四旋翼无人直升机进行建模．首先，简要介绍微小型四旋翼无人直升机的机体构造与飞行原理；其次，在详细分析旋翼和桨叶的相对气流的基础之上，应用叶素理论和动量法对旋翼空气动力学进行分析，得到了旋翼空气动力学模型；．再次，建立了动力系统的数学模型；最后，对微小型四旋翼无人直升机的动力学模型进行研究，得到了具有仿射非线性方程形式的模型．§２．２机体构造与飞行原理国防科技大学机器人实验室于２００４年开展了微小型四旋翼无人直升机的相关技术研究，白行设计、制作的原型样机如图２．１（ａ）。
该原型机总重约７５吧，最大长度约７０ｃｍ，可依靠旋翼升力离地起飞；机身由两支等长空心铝竿正交安装构成；动力设备采用了ＤｒａｇａｎｆｌｙｅｒⅢ旋翼、瑞士Ｍａｘｏｒ）电机（ＲＥ－ｍａｘ２１）以及自行设计的齿轮减速装置（减速比为６：１）；机载传感器包括：日本Ｍｕｒａｔａ单轴陀螺仪ＥＮＶ－０５Ｇ，美国Ａｎａｌｏｇ双轴加速度计ＡＤＸＬ２０２，美国Ｈｏｎｅｙｗｅｌｌ三轴电子罗盘ＨＭＲ３３００以及江苏吴江企诚光电码盘ＨＳ－３０２．目前，我们已经基本完成了控制系统硬件部分的开发和测试，并正在着手于微惯性测量单元Ｏ皿小１）的开发，如图２．１Ｃｂ）。
（ａ）（ｂ）图２．１国防科大机器人实验室的微小型四旋翼飞行器从图２．Ｉ（ａ）可以看到，四只旋翼分别安装于正方形机体的四个顶点位置，分为顺时针和逆时针两组，位于同一对角线上的两只旋翼同组．由于旋翼攻角固定，只能通过控制四只旋翼的转速来实现飞行器的飞行控制．悬停时，四只旋翼的转速相等，以相互抵消反扭力矩；同时等量地增大，减小四只旋翼的转速，会引起上升厂Ｆ降运动；增大某一只旋翼的转速的同时，等量地减小同组另一只旋翼的转速，则可以产生俯仰／横滚转动；增大某一组。
四旋翼飞行器建模、仿真与PID控制
可得由机体坐标系变换至地面坐标系的转换矩阵Rg / b。
角速度之间的关系。 (11)
根据前文假设，本文研究的情况为四旋翼无人机小角度、低速 度飞行，因此可以做如下近似。
(12) 即：
(13) 通过对进行变换，令：
(14)
可得四旋翼飞行器最终模型。
(4)
(15)
最终得到Rg / b。
(5) 2.2 四旋翼动力学建模
图3 地面坐标系与机体坐标系
四旋翼动力学分析中常用的坐标系是机体坐标系
与地面坐标系
（张海星.四旋翼飞行器建模与控制器设计
[D].南昌:华东交通大学,2018）。
其中，地面坐标系定义如下：选取地面上的一点，即四旋翼至地球
中心连线与地面的交点，定义X轴指向水平正东方向，Y轴指向水平正
北方向，Z轴垂直于XOY平面，指向天空，即与重力方向相反。
过三次欧拉旋转获得（许喆.四旋翼无人机控制系统的设计与实现 [D].南京:南京理工大学,2017）：
首先，绕Zb转动ψ角，变换至中间坐标系A，此变换矩阵记作RA / b。
(1) 之后，绕转动θ角，变换至中间坐标系B，此变换矩阵记作RB /A。
(2) 最后，绕转动φ 角，变换至地面坐标系，此变换矩阵记作Rg / B。
为X、Y、 (8)
同理，可以写出机体坐标系下三个力矩平衡方程（冯培晏.四旋翼 无人机建模与PID控制器设计[J].工业设计,2018(6):135-137）。
(9)
其中p、q、r为绕机体坐标系三轴的角速度，
为绕
机体坐标系三轴所受力矩，
为绕机体坐标系三轴的转动惯
量。进一步对转动力矩进行分析：
(10)
其中，l为四旋翼机臂长，d为电机反扭矩系数。 可以写出机体坐标系下各轴角速度与四旋翼滚转、俯仰、偏航
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。
四旋翼无人机设计与制作毕业论文
四旋翼无人机设计与制作毕业论文标题：四旋翼无人机设计与制作摘要：随着无人机技术的发展与广泛应用，四旋翼无人机成为了目前市场上最常见的无人机之一、本论文对四旋翼无人机的设计与制作进行研究，并详细介绍了设计思路、飞行控制器选用、整体结构设计以及实际制作过程。
最终通过实验验证了设计方案的可行性与有效性，并对无人机的未来发展进行了展望。
一、引言无人机作为一种新兴的飞行器，广泛应用于军事、民航、航测等领域。
其中四旋翼无人机由于其结构简单、操作容易、机动性好而备受瞩目。
因此，设计与制作一台稳定、可靠的四旋翼无人机具有很高的现实意义。
二、设计思路本论文选择了X型四旋翼的结构，通过电机及相应的叶片产生协同作用，实现四旋翼的稳定飞行。
首先，确定无人机的使用目的，然后确定设计的主要指标，例如飞行时间、载荷能力等。
接下来，根据主要指标和材料性能选用相关部件，并进行整体结构设计。
三、飞行控制器选用飞行控制器是无人机的核心部件，起到飞行稳定性控制的作用。
在本论文中，采用了先进的飞控行业中广泛应用的飞控PX4、通过与传感器、执行器等硬件的连接，完成对无人机飞行状态的监测与控制。
四、整体结构设计通过根据飞行控制器的要求设计机身结构，保证传感器的稳定性与可靠性。
同时，根据载荷能力要求设计相应的云台结构，使无人机具有较大的灵活性，适应不同任务的需求。
在设计过程中，需要考虑重量分配和整体结构的强度，确保无人机的安全与稳定。
五、实际制作过程在制作过程中，根据设计方案拟定材料清单，并选择符合规格要求的电机、无人机螺旋桨、电子元器件等进行购买和组装。
然后，按照设计方案将各个部件进行装配，最后进行整体调试与测试。
六、实验验证通过对设计制作的四旋翼无人机进行实验验证，测试其飞行稳定性、载荷能力等性能指标。
结果显示，设计的无人机能够实现稳定、可靠的飞行，并具备较好的载荷能力，能满足实际工作的需求。
七、未来展望虽然本论文设计与制作的四旋翼无人机取得了较好的成果，但仍存在一些局限性，比如飞行时间短、控制精度有限等。
四旋翼飞行器控制算法设计与研究的开题报告
四旋翼飞行器控制算法设计与研究的开题报告一、选题背景和意义四旋翼飞行器是一种灵活、便携、多用途的无人机，广泛应用于军事、民用、科研等领域，如遥感、地质勘探、气象观测、灾害救援等。
其中，控制算法是决定四旋翼飞行稳定性和性能的核心因素，对四旋翼飞行器的飞行效率、准确性和可靠性等方面有重要的影响。
本课题旨在探究四旋翼飞行器控制算法的设计与研究，分析四旋翼飞行器的运动特性、建立四旋翼飞行器的运动学和动力学模型，并应用控制理论和方法设计出稳定、高效、灵活的控制算法，提高四旋翼飞行器的飞行稳定性和性能。
二、课题研究目标和内容2.1 研究目标（1）分析四旋翼飞行器的运动特性，建立四旋翼飞行器的运动学和动力学模型；（2）综述四旋翼飞行器控制算法的现状和发展趋势，包括位置控制算法、姿态控制算法、路径规划算法等；（3）应用控制理论和方法设计出高性能、高稳定性的四旋翼飞行器控制算法，并进行仿真验证。
2.2 研究内容（1）四旋翼飞行器运动特性分析：分析四旋翼飞行器的运动特性，包括六自由度运动、姿态变化、空气动力学特性等，建立四旋翼飞行器的运动学和动力学模型。
（2）四旋翼飞行器控制算法综述：综述四旋翼飞行器控制算法的现状和发展趋势，包括位置控制算法、姿态控制算法、路径规划算法等。
（3）四旋翼飞行器控制算法设计：应用控制理论和方法设计出高性能、高稳定性的四旋翼飞行器控制算法，包括位置控制算法和姿态控制算法。
（4）仿真验证和优化：进行控制算法的仿真验证，验证控制算法的稳定性和性能，并进行算法的优化调整。
三、研究方法和技术路线3.1 研究方法本课题主要采用理论分析和仿真实验相结合的方法。
理论分析：分析四旋翼飞行器的运动特性，建立四旋翼飞行器的运动学和动力学模型，应用控制理论和方法设计控制算法。
仿真实验：应用MATLAB/Simulink等仿真软件进行建模和仿真验证，对所设计的控制算法进行性能测试和仿真实验。
3.2 技术路线（1）四旋翼飞行器运动学和动力学模型的建立（2）四旋翼飞行器控制算法的综述与分析（3）位置控制算法的设计和实现（4）姿态控制算法的设计和实现（5）控制算法仿真验证和性能测试（6）算法优化和改进四、预期成果（1）分析四旋翼飞行器的运动特性，建立四旋翼飞行器的运动学和动力学模型；（2）综述四旋翼飞行器控制算法的现状和发展趋势；（3）设计出高性能、高稳定性的四旋翼飞行器控制算法；（4）控制算法仿真验证和性能测试；（5）提出控制算法优化和改进的方法和思路。
四旋翼无人机
微小型四旋翼无人机实时嵌入式控制系统设计与实现来源：《电子技术应用》作者：发表时间：2010-07-16 21:54:55 摘要：在四旋翼无人机飞行模式分析基础上，提出了一种四旋翼无人机的稳定姿态导航控制系统，改进了无刷电机控制驱动器，并应用多任务编程方案实现软件设计。
实验表明，该机载嵌入式系统具有可靠性高、功耗低、重量轻、成本低等优点。
关键词：四旋翼；无人航空器；嵌入式系统；无刷电机驱动器随着微机电系统技术在国防、军工、民用等各方面的广泛应用，飞行器的小型化和信息化的进程不断加速，这使得具有广泛用途的无人航空器UAV(Unmanned Aerial Vehicles)研制成为许多国家的研究热点。
微小型旋翼无人机具有使用灵活、体积小、成本低等特点，是无人机发展的主要类型之一，它可以完成超低空侦察、干扰、监视等各种复杂的任务。
无人机的核心部分是导航控制系统，要求具有高可靠性和高抗干扰能力。
按照项目要求，本文设计的导航控制系统具有飞行姿态测量、控制、增稳、视频监控等各种功能。
1 四旋翼无人机飞行模式分析由于微型无人机飞行姿态多变，为了增大无人直升机的带载能力，该无人机采用了四旋翼的机械结构，通过机载导航系统控制使其各旋翼之间协调运动，实现四旋翼无人机的飞行姿态自动调整，可按要求完成垂直起落控制、空中悬停控制、偏航控制、滚转控制、俯仰控制等多种动作及任务。
四旋翼无人机在各种结构特征参数确定的情况下，通过改变旋翼转速来改变拉力。
四旋翼飞行器结构简图及受力分析如图1所示。
四旋翼无人机是在改变旋翼拉力与自身重力间关系的基础上实现各种飞行姿态的变化。
每个旋翼的空气动力学拉力f dragi(i=1，2，3，4)的数学表达式为：式(1)中：ρ为空气密度，C T为拉力系数，A i为第i个旋翼桨盘面积，W i为第i个旋翼电机旋转速度，R i为第i个旋翼桨叶片长。
在四旋翼无人机设计中，四旋翼采用相同的电机与相同材质及相同大小的桨叶片，可近似把A i、C T、R i看作一常量，则式(1)可简化为：其中：k dragi>0为依赖于空气密度的常数，ωi为第i个电机旋转角速度。
基于solidworks的小型四旋翼无人机设计及仿真
第２期(总第２１９期)２０２０年４月机械工程与自动化M E C HA N I C A L ㊀E N G I N E E R I N G㊀&㊀A U T OMA T I O NN o ．２A pr ．文章编号:１６７２Ｇ６４１３(２０２０)０２Ｇ００７６Ｇ０３基于S o l i d W o r k s 的小型四旋翼无人机设计及仿真杨学文,马瑞阳,李志艺(中国民用航空飞行学院航空工程学院,四川㊀广汉㊀６１８３０７)摘要:对小型四旋翼无人机的结构进行了设计,并对无人机三维模型做了虚拟装配和运动仿真分析,仿真结果生动形象,可用于无人机结构及运动的认知教学,使学生可以直观地对无人机的复杂结构㊁精密模块等进行深入的学习,同时也提升了学习效率.关键词:无人机;结构设计;虚拟装配;运动仿真中图分类号:V ２７９＋２ʒT P ３９１ ７㊀㊀㊀文献标识码:A收稿日期:２０１９Ｇ１２Ｇ１８;修订日期:２０２０Ｇ０３Ｇ０３作者简介:杨学文(１９９２Ｇ),男,重庆人,在读硕士研究生,研究方向为航空发动机维修与检测.０㊀引言随着无人机技术的快速发展,其在无人机航拍㊁电力巡检㊁环境监测及灾后救援等领域得到广泛的应用.为了使无人机的飞行性能和任务性能达到一定的目标,所以大部分无人机的结构都需要进行一定的调整,以满足结构布局和控制系统㊁动力系统及通讯系统之间相互协调.良好的布局设计可以有效地提高无人机的空间利用率及日常维护的便捷性.参考市面上大部分小型消费级无人机的布局设计,考虑到对虚拟装配训练的教学性,本文采用具有良好飞行稳定性和机动性的X 构型无人机整机布局方案[１],对无人机各零部件的建模㊁虚拟装配以及运动仿真[２]过程进行详细介绍.１㊀无人机结构设计小型四旋翼无人机结构一般由机身㊁机臂㊁电机和转子叶片４个部分组成[３].本文对无人机中心板和配电板(组成机身)㊁机臂及其他部件(电机㊁转子叶片及连接部件等)进行了设计.１．１㊀中心板设计中心板分为中心顶板和中心底板,是无人机的主要承力部件,它可以承载单片机㊁配电板㊁摄像头㊁任务仓和电池等飞行控制元件和任务组件[４],并在飞行和降落时对各部件起到一定的保护作用.根据中心板的性能特点和要求,利用S o l i d W o r k s 对中心板进行三维建模,对非承力部分进行切除减重和结构设计优化,以便于其他模块化部件的安装和拆卸.设计的中心板如图１所示,中心设计４个Φ８的孔用于固定配电板,周围设计８个Φ３．２的孔通过机臂连接中心顶板和中心底板.中心顶板和中心底板的尺寸均为７２m mˑ７２m m .图１㊀中心板１．２㊀配电板设计配电板分为配电板底板和配电板顶板,主要用于承载单片机和电池等飞行控制元件.配电板结构设计如图２所示,配电板底板设计了４个Φ６的连接孔,通过螺栓固定于中心底板上.配电板顶板也设计了４个Φ６的连接孔,采用螺栓通过定位套筒与配电板底板相连.配电板边缘均设计了器件连接接口位,配电板尺寸为３６m mˑ３６m m .图２㊀配电板１．３㊀机臂设计机臂[５]为无人机的主要传力构件,当无人机工作时,机臂上安装的电机带动转子叶片工作,转子叶片转动时产生升力,带动机臂向上运动,机臂与中心板间通过螺栓螺母进行连接,承受一定的弯矩和剪切应力.由于四旋翼无人机是一种欠驱动系统[６],其主要运动状态有垂直运动㊁俯仰运动㊁滚转运动㊁前后运动和侧向运动５个,但只有４个电机进行力的输入,因此在飞行时,对机臂的结构强度要求较高.机臂的结构如图３所示,机臂左侧设计了２个Φ８的连接孔,与中心板间使用２个螺栓进行紧配合连接,同时设置了加强筋对连接处的强度进行加强;机臂右端设计了１个Φ６的中心定位孔和３个Φ４的固定孔,电机通过中心定位孔定位,通过周围３个固定孔固定在机臂的右端.中段采用边长为６ ６m m 的等边三角形抠除材料,形成人字形结构对机臂强度进行加强,同时达到了减轻无人机整体重量的目的.机臂整体尺寸为９４m mˑ１２m mˑ２０m m .图３㊀机臂１．４㊀其他部件的设计对无人机电机㊁转子叶片以及连接部件等进行了设计,如图４所示.图４㊀其他部件设计２㊀无人机结构虚拟装配零部件的装配是生成工程图以及运动仿真分析的基础,无人机的装配采用自下而上的装配方式[７],即将创建的零部件一一导入装配体中,在零部件间插入配合关系来调整它们在零部件中的位置和方向.本文结合装配流程(如图５所示)对无人机装配方法和步骤进行详细介绍.图５㊀装配流程按照装配流程进行装配:(１)打开S o l i d W o r k s 并新建装配体文件.(２)点击插入新零件,放置第一个零件 中心底板 ,插入第一个零件作为装配的基准,默认位置是固定的.(３)插入零件 机臂 ,将其放置于合适位置,点击 配合 按钮,在 中心底板 和 机臂 间建立２个 同轴心 和１个 重合 的配合关系.(４)插入零件 电机 ,点击 配合 按钮,在 电机 和 机臂 之间创建两个２个 同轴心 和１个 重合 的配合关系.(５)插入３个零件 螺柱 ,在 螺柱 和 机臂 之间创建１个 同轴心 和１个 重合 的配合关系.(６)插入零件 转子叶片 点击配合按钮,在 电机 和 转子叶片 之间创建１个 同轴心 和１个 重合 的配合关系.(７)插入 螺母 点击配合按钮,在 转子叶片 和 螺母 间创建１个 同轴心 和１个 重合 的配合关系.完成以上７个步骤得到装配图１,如图６所示.(８)重复步骤(３)~(７),完成其余３个机臂㊁电机㊁转子叶片的装配.装配效果如图７所示.图６㊀装配图１㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀图７㊀装配图２(９)插入零件 配电板底板 将其放置合适位置,点击 配合 按钮,在 中心底板 和 配电板底板 之间创建２个 同轴心 和１个 重合 的配合关系.(１０)插入零件 配电板支撑套筒 (４个),点击 配合 按钮,在 配电板支撑套筒 和 配电板底板 之间创建１个 同轴心 和１个 重合 的配合关系.(１１)插入零件 配电板顶板 ,点击 配合 按钮,在 配电板顶板 和 配电板支撑套筒 之间创建２个 同轴心 和１个 重合 的配合关系.至此完成配电板的安装,装配效果如图８所示.(１２)插入零件 中心顶板 ,点击 配合 按钮,在 中心顶板 和４个 机臂 之间创建４个 同轴心 和１个 重合 的配合关系.在整个装配过程中 螺栓 和 螺母 的安装均采用 同轴心 和 重合 配合关系.至此,无人机虚拟安装结束.无人机整体安装效果如图９所示.图８㊀装配图３㊀㊀㊀㊀㊀图９㊀无人机整体安装效果７７ ㊀２０２０年第２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀杨学文,等:基于S o l i d W o r k s 的小型四旋翼无人机设计及仿真完成无人机虚拟装配后,利用虚拟装配中的干涉检验[８]和质量属性等对模型进行一个直观的显示,并对其进行校验,对产生装配错误的部件进行修改和调整,以满足无人机模型的设计要求.３㊀无人机运动仿真无人机运动仿真[９],主要是为了生成以下动画效果:无人机四旋翼(转子叶片)在电机驱动下进行旋转运动产生升力,带动无人机机体向上运动.在装配体模式下,实现４个转子叶片的旋转运动仿真,具体实现如下:点击工具菜单栏下 插入 命令,然后点击 新建运动算例 ,在运动算例中点击 马达 按钮,选择 旋转马达 ,再选择模型中需要旋转的零件 转子叶片 作为旋转部件,选择 电机 作为旋转参考,再设置运动为等速转动,转速为１００r/m i n,完成 马达 设置,返回主界面拖动时间轴到２０s处.点击播放,完成一个转子叶片的旋转运动仿真.重复以上步骤,再设置３个 马达 ,完成其余３个转子叶片的旋转运动仿真.马达设置如图１０所示,无人机转子叶片转动如图１１所示.图１０㊀马达设置图１１㊀无人机转子叶片转动为实现无人机的上升运动仿真,需设置一个参考平面,点击 插入零部件 命令插入参考平面,点击 配合 按钮,在参考平面和无人机装配模型之间创建一个 平行 和 重合 的配合关系;然后点击 新建运动算例 ,在 运动算例 中拖动 时间轴 至１４．１s处,之后在模型界面拖动模型向上运动５００m m.点击播放按钮,即可实现无人机装配模型上升的运动仿真.动画设置界面如图１２所示.图１２㊀动画设置界面由于转子叶片的转动产生升力,无人机向上运动,上升运动仿真效果如图１３所示.图１３㊀无人机上升运动仿真效果４㊀结语本文基于S o l i d W o r k s三维建模软件,完成了小型四旋翼无人机的结构设计㊁装配及运动仿真.仿真结果生动形象,为教师制作出精美的虚拟教学模型,使得学生可以直观地对无人机的复杂结构㊁精密模块等进行深入式的学习,也为S o l i d W o r k s软件的学习者提供了有效参考.参考文献:[１]㊀蔡玉红,刘刚,洪冠新．一种连翼布局无人机气动特性计算与分析[J]．飞机设计,２０１６(３):６Ｇ９．[２]㊀赵丹,张伟华．基于S o l i d W o r k s千斤顶虚拟装配与运动仿真[J]．机械研究与应用,２０１８,３１(４):２３６Ｇ２４１．[３]㊀李金鹏,丁玉琳,李蔚敏．基于A R M的空中摄像四旋翼无人机[J]．电子世界,２０１９(４):１４６Ｇ１４７．[４]㊀李根．飞行器协同飞行控制系统的设计与实现[D]．呼和浩特:内蒙古大学,２０１７:６Ｇ１０．[５]㊀李选聪．多旋翼无人机的机械臂抓取动力学分析和控制研究[D]．哈尔滨:哈尔滨工业大学,２０１５:３８Ｇ４２．[６]㊀黄水长．四旋翼无人机一种复合控制方法的研究[D]．邯郸:河北工程大学,２０１６:１Ｇ５．[７]㊀方水良,杨维学,李金华．自下而上产品设计中的自适应装配建模[J]．计算机集成制造系统,２００８,１４(１１):２１５０Ｇ２１５４．[８]㊀颜云辉,张海燕,杨会林,等．虚拟装配系统的建模㊁干涉检验及仿真[J]．东北大学学报(自然科学版),２００４,２５(２):１５３Ｇ１５５．[９]㊀赵翔．某型无人机伞降回收过程动力学及运动仿真[D]．南京:南京航空航天大学,２０１０:１５Ｇ１８．D e s i g na n dS i m u l a t i o no f S m a l l Q u a d r o t o rU A VB a s e d o nS o l i d w o r k sY A N GX u eＧw e n,M AR u iＧy a n g,L IZ h iＧy i(A v i a t i o nE n g i n e e r i n g C o l l e g e,C i v i lA v i a t i o nF l i g h tU n i v e r s i t y o fC h i n a,G u a n g h a n６１８３０７,C h i n a)A b s t r a c t:T h e s t r u c t u r e o f t h e s m a l l q u a d r o t o rU A Vi s d e s i g n e d,a n d t h ev i r t u a l a s s e m b l y a n dm o t i o ns i m u l a t i o na n a l y s i so f t h e３D m o d e l o f t h eU A Va r e d o n e．T h e s i m u l a t i o n r e s u l t s a r e v i v i d a n d v i v i d,w h i c h c a n b e u s e d f o r t h e c o g n i t i v e t e a c h i n g o f d r o n e s t r u c t u r e a n dm o v e m e n t,s o t h a t s t u d e n t sc a n i n t u i t i v e l y s t u d y t h ec o m p l e xs t r u c t u r ea n d p r e c i s i o n m o d u l e so fd r o n e s,a n da t t h es a m e t i m e i m p r o v e s l e a r n i n g e f f i c i e n c y．K e y w o r d s:U A V;s t r u c t u r a l d e s i g n;v i r t u a l a s s e m b l y;m o t i o n s i m u l a t i o n８７ 机械工程与自动化㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀２０２０年第２期㊀。
小型四旋翼无人机建模与控制仿真
由于小型 四旋翼无人机特殊的结构 ， 使其仅通 过调整旋翼的转速 ， 使无人机的 ４ 个顶点受力不同，
收稿 日期 ： ２ ０ １ ２ — ０ ５ — ２ Ｏ
载能 力 和飞行控 制 原理 上 都 有 很 强 的优 越性 ． 加之 近年 来 ， 微 电子 、 微机 械技术 和计 算 机技术 的飞速发
和非线性等特性的复杂系统． 在对小型 四旋翼无人 机位姿控制研究时， 为了缩短研究周期和研究费用， 对该系统进行建模研究 ， 并对其进行仿真分析． 由于 悬停模式是飞行器的最基本和最关键 的飞行姿态 ， 本文基于悬停模式进行建模 ， 并基于近似扰动观点 建立 模型 的状 态 空 间方 程 ， 在 Ｍａ ｔ ｌ ａ ｂ ／ Ｓ ｉ ｍ— ｕ ｌ ｉ ｎ ｋ平 台上 ， 对模型的悬停模式进行 了 Ｐ Ｉ Ｄ控制仿真．
展， 使 的小型四旋翼无人机 的体积、 重量、 灵活性 和 机动性等多个方面有了很大改观． 四旋翼无人机是 种 具有六 个 自由度 和 四个 输 入 的欠 驱 动 飞行 器 ，
一
属 于旋 翼式 直升 机． 与常规 飞行 器相 比 ， 它除 了具有 垂直 起降 、 着陆 、 悬停 、 纵 飞和侧 飞 等飞行 特性 以外 ，
孟佳 东 ， 赵 志 刚
（ 兰州交通大学 机电工程学 院， 甘肃 兰州 ７ ３ ０ ０ ７ ０ ）
摘
要： 小型四旋翼无人机是 一种 具有六个 自由度和四个输入 的 欠驱 动 强耦 合 飞行 器 ， 四只旋 翼对称 均 匀分 布在
十字架结构的四个端点上 ， 仅 通过 改变四只旋翼的转速 即可改 变飞行 姿 态． 基 于微型 四旋翼无 人机特 有的机 械结 构和飞行原理， 为提 高其飞行性 能和控 制的稳 定性 ， 利用牛顿一欧拉方程 ， 建立小型 四旋翼飞行 器的非线性 动力 学 方程 ， 并针对该模型设计一解耦 Ｐ Ｉ Ｄ四通道控制 系统 ， 且在 Ｍａ ｔ ｌ ａ ｂ ／ Ｓ ｉ ｍｕ ｌ ｉ ｎ ｋ仿真平 台上， 对该 Ｐ Ｉ Ｄ控 制 系统进 行 仿真． 仿真 结果表 明： 通过改变旋翼的转速可 实现 四旋翼飞行器姿 态的控制 ， 同时该非线性模型和 Ｐ Ｉ Ｄ控制 系统为 其后续的四旋翼无人机的控制研 究奠定 了一定 的基础． 关键词 ： 四旋翼无人机 ； 飞行 原理 ； 动力学模 型； 模型仿真 中图分类号 ： Ｔ Ｐ ２ ７ ３ 文献 标志码 ： Ａ
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目录摘 要 (I)ABSTRACT (II)第一章 绪 论 (1)§1.1课题背景 (1)§1.2国内外研究现状 (1)§1.3本课题研究的科学意义与应用前景 (2)§1.4本文的主要内容 (3)第二章 微小型四旋翼无人直升机建模 (4)§2.1引言 (4)§2.2机体构造与飞行原理 (4)§2.3旋翼空气动力学 (5)§2.3.1旋翼和桨叶的相对气流 (5)§2.3.2空气动力与力矩 (6)§2.4动力系统模型 (11)§2.5微小型四旋翼无人直升机动力学 (12)§2.6本章小结 (15)第三章 基于Backstepping的微小型四旋翼无人直升机控制 (17)§3.1引言 (17)§3.2 Backstepping方法 (17)§3.2.1 Lyapunov稳定性 (17)§3.2.2严格反馈系统 (19)§3.2.3 Backstepping算法及其稳定性证明 (19)§3.3基于Backstepping的飞行控制系统设计 (22)§3.3.1动力学模型 (22)§3.3.2飞行控制系统设计 (23)§3.3.3 Backstepping控制器设计及其稳定性分析 (24)§3.4仿真结果与分析 (29)§3.5本章小结 (32)第四章 基于ADRC的微小型四旋翼无人直升机控制 (33)§4.1引言 (33)§4.2 ADRC基本原理 (33)§4.2.1 ADRC系统结构 (34)§4.2.2 ADRC数学模型 (35)§4.2.3 ADRC收敛性分析 (38)§4.2.4 ADRC典型应用 (38)§4.3基于ADRC的飞行控制系统设计 (39)§4.3.1动力学模型 (40)§4.3.2飞行控制系统设计及其稳定性分析 (40)§4.3.3 ADRC算法及其参数整定原则 (42)§4.4仿真结果与分析 (43)§4.4.1 ADRC控制仿真结果与分析 (44)§4.4.2 PD-ADRC控制仿真结果与分析 (47)§4.5本章小结 (48)第五章 微小型四旋翼无人直升机状态估计 (49)§5.1引言 (49)§5.2 SR-UKF滤波算法 (49)§5.2.1 UT变换 (50)§5.2.2矩阵QR分解与Cholesky分解因数更新 (51)§5.2.3状态估计SR-UKF滤波算法 (51)§5.3微小型四旋翼无人直升机状态估计算法 (53)§5.3.1状态方程与量测方程 (53)§5.3.2仿真实验与分析 (54)§5.4本章小结 (56)第六章 总结与展望 (57)参考文献 (59)硕士期间发表的学术论文 (61)致 谢 (62)摘要微小型四旋翼无人直升机是一种外型新颖、性能卓越的垂直起降无人机，具有重要的军事和民用价值。
本文在综述微小型四旋翼无人直升机的研究现状、关键技术与应用前景的基础之上，针对其独特性能，重点研究其数学建模、非线性控制以及非线性状态估计问题，主要研究内容和成果包括：首先，针对自行设计、制作的原型样机，建立旋翼空气动力学、动力系统动力学模型，推导出微小型四旋翼无人直升机动力学模型，并将之变换为仿射非线性形式。
其次，针对微小型四旋翼无人直升机的欠驱动特性，基于反步法(Backstepping)，设计微小型四旋翼无人直升机飞行控制系统，利用Lyapunov方法证明其稳定性，并通过仿真实验对算法有效性进行了检验。
再次，针对系统的直接驱动部分，设计自抗扰控制器(ADRC)，进行姿态增稳和飞行高度控制；针对系统零动态，设计PD-ADRC双闭环控制器，以实现悬停飞行控制，并利用Lyapunov方法分析其稳定性；此外，还通过仿真实验验证了算法有效性。
最后，基于平方根UKF滤波方法进行微小型四旋翼无人直升机状态估计，并给出了仿真结果。
关键词：微小型无人机；四旋翼；动力学模型；反步法；自抗扰控制；Lyapunov稳定性；平方根UKFABSTRACTMicro/mini quadrotor is an excellent, novel vertical take-off and landing Unmanned Aerial Vehicle(UA V) for both military and civilian usages. Based on a summary of the research status quo, the key technologies and the future applications of the micro/mini quadrotor, this paper concentrates on its special characteristics, mainly researched the problems on mathematical modeling, nonlinear controller and state estimation. Some important theoretical analysis and research results are as follows:Firstly, the dynamics and kinematics equations of the prototype quadrotor are established by mathematical modeling. And the system equations are transformed to affine nonlinear form.Secondly, the underactuated characteristic of the quadrotor is analyzed, based on the backstepping, a flight controller is designed for both hovering and tracking, then the Lyapunov stability of the system is analyzed. Simulations show that the proposed controllers are validity.Thirdly, the Active Disturbances Rejection Controllers(ADRC) are designed for the direct driven states of the quadrotor to stabilize the vehicle and control the flight height; the PD-ADRC double closed loops are introduced to diminish the zero dynamics, then the Lyapunov stability of the double closed loops is analyzed, so that the quadrotr can hover. The validity of these controllers is proved by simulations.Finally, the states of the quadrotor needed by the controllers are estimated by a Square Root Unscented Kalman Filter(SR-UKF).Keywords: micro/mini UA V; quadrotor;dynamic model;backstepping; ADRC; Lyapunov stability; SR-UKF第一章绪论§1.1课题背景无人机（Unmanned Aerial Vehicle）是指具有动力装置，不载操作人员的飞行器。
它利用空气动力来克服自身重量，可自主或遥控飞行，可一次性或多次回收使用，能够携带杀伤性或非杀伤性载荷[1]。
固定翼无人机在技术上已经非常成熟，而且在过去二十多年的局部战争中充分展现了它们的作战性能，为美国、以色列等国军队取得战争的胜利立下了功勋[1-2]。
20 世纪 80 年代初以色列军队在黎巴嫩对无人机的成功使用使得各国开始重新评估无人机对未来战争的影响，美国海军也因此采用了以色列 IAI 公司的“先锋”无人机在其战列舰上执行侦察、监视、目标获取及打击效果评估等任务，并在海湾战争中取得了极大的成功。
在“自由伊拉克行动”中，美军大量使用了“捕食者”和“全球鹰”无人侦察机。
“捕食者”的任务是为战斗机识别目标，其任务完成率达到了77.2%；“全球鹰”则为摧毁伊拉克防空武器的行动提供了一半以上的目标锁定视象。
相对固定翼无人机而言，可垂直起降(vertical take-off and landing,VTOL)的旋翼无人机发展要缓慢得多[2-3]。
这是因为VTOL飞行器的控制远比固定翼复杂，早期的技术水平无法实现其自主飞行控制。
但是VTOL无人机具有固定翼无人机难以比拟的优点：能够适应各种环境；具备自主起飞和着陆能力，高度智能化；能以各种姿态飞行，如悬停、前飞、侧飞和倒飞等。
这些优点决定了VTOL无人机比固定翼无人机具有更广阔的应用前景。
VTOL无人机作为一种具有独特飞行性能的无人机，正越来越受到人们的重视。
从20世纪50年代到现在先后涌现出了许多独特的小型VTOL无人机，各种新概念的VTOL无人机层出不穷，其中最引人注目的是一系列外形如飞碟的飞行器，如美国的“Cypher”、加拿大的“CL-327”等[4]。
微小型四旋翼无人直升机正是一种“碟形”飞行器，它以新颖的结构布局、独特的飞行方式引起了人们广泛的关注，迅速成为国际上新的研究热点。
§1.2国内外研究现状目前，世界上的四旋翼无人直升机基本上都属于微小型无人飞行器，一般可分为三类：遥控航模四旋翼飞行器、小型四旋翼飞行器以及微型四旋翼飞行器。
遥控航模四旋翼飞行器的典型代表是美国Draganflyer公司研制的Draganflyer Ⅲ。