四旋翼飞行器设计
摘要
本设计采用瑞萨R5F100LEA单片机作为主控制器。超声波传感器实时发送飞行高度数据给主控系统，主控制器通过判断、分析、处理产生控制信号进而控制各个电机，使其在不同的飞行高度具有不同的速度，保证了飞行器在某一高度范围内飞行；主控制器读取MPU6050陀螺仪的数据，通过对采集数据的分析，使飞行器做出相应的姿态调整，来保持飞行器能够平稳飞行；激光传感器能够对白色场地上的黑线进行识别，达到循迹的目的。本设计通过对飞行控制系统的总体框架设计，实现了飞行控制系统的硬件设计和软件设计，并对设计中的关键技术问题进行了研究，最终实现了四旋翼飞行器的一键启动自主飞行控制。
关键词：R5F100LEA 传感器姿态控制四旋翼飞行器
1. 四旋翼自主飞行器简介
1.1 结构形式
四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，旋翼1和旋翼3逆时针旋转，旋翼2和旋翼4顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。四旋翼飞行器的结构形式如图 1.1 所示。
图1.1 四旋翼飞行器结构形式
1.2 工作原理
传统直升机是通过控制舵机来改变螺旋桨的桨距角，从而控制直升机的姿态和位置。四旋翼飞行器与此不同，是通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，这样会导致其动力部稳定，所以需要一种能够长期保稳定的控制方法。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。
图 1.2 四旋翼飞行器垂直和俯仰运动
四旋翼飞行器结构形式如图所示，电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。与传统的直升机相比，四旋翼飞行器有下列优势：各个旋翼对机身所施加的反扭矩与旋翼的旋转方向相反，因此当电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，可以平衡旋翼对机身的反扭矩。
四旋翼飞行器在空间共有6个自由度（分别沿3个坐标轴作平移和旋转动作），这6个自由度的控制都可以通过调节不同电机的转速来实现。基本运动状态分别是：
垂直运动、俯仰运动、滚转运动、偏航运动、前后运动、侧向运动。
在图1.2中,电机1和电机3作逆时针旋转,电机2和电机4作顺时针旋转，规定沿x 轴正方向运动称为向前运动，箭头在旋翼的运动平面上方表示此电机转速提高，在下方表示此电机转速下降。
(1)垂直运动
垂直运动相对来说比较容易。在图中，因有两对电机转向相反，可以平衡其对机身的反扭矩，当同时增加四个电机的输出功率，旋翼转速增加使得总的拉力增大，当总拉力足以克服整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小四个电机的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿z轴的垂直运动。当外界扰动量为零时，在旋翼产生的升力等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停状态。保证四个旋翼转速同步增加或减小是垂直运动的关键。
(2)俯仰运动
在图(b)中，电机1的转速上升，电机3的转速下降，电机2和电机4的转速保持不变。为了不因为旋翼转速的改变引起四旋翼飞行器整体扭矩及总拉力改变，旋翼1与旋翼3转速该变量的大小应相等。由于旋翼1的升力上升，旋翼3的升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕y 轴旋转(方向如图所示)，同理，当电机1的转速下降，电机3的转速上升，机身便绕y 轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。
2. 系统方案
2.1 系统结构框图
本次设计主要由电源模块、传感器模块、主控制器模块、电机及电机驱动等模块组成。电源采用3S 锂铁电池组成11.1V 可充电电池，其作用是为电机供电和作为稳压模块的输入，输出5V 给主控板供电。传感器主要由陀螺仪、激光传感器和超声波传感器组成，用来完成飞行姿态的调整和循迹功能。采用瑞萨R5F100LEA 单片机作为主控制器，电机采用飞控专用电机。其系统结构图如图2.1所示。
电 源 模
块
电机驱动模块电机
主控制器
传感器模块陀螺仪
激光传感器超声波传感器
图2.1 系统结构框图
2.2 系统硬件框架方案设计
2.2.1机架
方案一：考虑到碳纤管强度大、质量轻等优点，适合做航模材料，所以选用碳纤管进行硬件框架加工，整体来看，还算轻盈，但是在调试过程中发现碳纤管只要经过轻微碰撞就会变形甚至破裂，在安装过程中碳纤维管不能局部承受较大的力，最为麻烦的是不能开孔上螺丝进行紧固，所以我们决定更换框架材料。
方案二：基于方案一的思路，我们拟采用木头作机架材料，可是我们测试到一根一米的方木头重量达到300克左右，即便使用轻木也在150克上下，木头制作的机架也容易变形。
方案三：在方案一与二的基础上，我们选择了正方形铝管，规格大小外方尺寸为12mm*12mm，厚度为1mm。虽然每根铝管的重量达到碳纤维管的2倍，都是其打孔较为方便，便于安装，而且铝管的重量也在飞行器承受范围之内。综合考虑飞行器的重量、尺寸、能耗，我们最终采用方案三。
2.2.2系统软件方案设计
方案一：采用在飞行器四个角各固定一个超声波传感器进行垂直测距，如果超声波传感器接收到信号时间相同，则飞行器能保持姿态平衡，经多次试验，发现飞行器漂移厉害最终放弃此方案。
方案二：经过查找资料，发现采用MPU6050陀螺仪代替方案一中的超声波传感器能解决飞行器的平衡问题。
3. 设计方法与论证
3.1 PID算法
PID控制是一种常见的反馈回路控制方法，它不同于其他控制方法，是因为他可以根据历史的数据和差别率来调整输入值，这样才能提高系统的鲁棒性。
(1)比例环节
e t；偏差一旦产生，控制器立即产生调节
及时成比例的反映控制系统的偏差信号()
作用，以减少偏差。
(2) 积分环节
主要用于消除静差提高系统的无差度，积分作用的强弱取决于积分时间常数i T ，i
T 越大，积分作用越弱，反之则越强。
(3) 微分环节
能够反映偏差信号的变化趋势，即偏差信号的变化速率，并能在偏差信号值变得太大之前，在系统中引入一个有效的早期修正信号，从而加快系统的动作速度，减小调节时间。
PID 控制器的控制算法为：
01(t)
[e (t)dt T ]t t p t d i de u K e T dt
=++? (3-1) 式中t u 是PID 控制器的输出，e t 是PID 控制器的输入，p K 是比例系数，i T 是积分时间常数，d T 是微分时间常数。
图3.1 PID 调节子程序流图
计
算
偏
差
|e(k)|=em
计算控制变量u(k)
△D=u(k)/T*PR
|e(k)|>em
u(k-1)=u(k),c(k-1)=c(k)
e(k-2)=e(k-1)
返回
|e(k)|>e0
△D=0
开始
N
Y
Y
N
PID 调节子程序的流程图如图3.1所示。当进入PID 调节子程序时，首先需要根据
系统给定值和采样值来计算偏差。为了防止在系统运行初期，由于控制量()u k 过大使得开关管占空比D 过大，需要对代入式(3-1)运算的()e k 做一定的限幅处理。因为瞬间过大的占空比有时候可能会引起过大的电流，从而导致开关管的损坏。另外，在系统进入稳态后，将会输出一个微小的控制量，此时输出的控制值在一个很小的范围内，不断改变自己的方向，频繁动作，发生振颤，这样不利于正在充电的蓄电池。因此，当控制过程进入这种状态时，就进入系统设定的一个输出允许带0e ，即当采集到的偏差0()e k e 时，不改变控制量，使充放电过程能够稳定的进行。
控制算法的核心是对陀螺仪输出角速度做PI 计算，比例(P )的作用就是使四旋翼能够产生对于外界干扰的抵抗力矩，I 的作用就是让四旋翼飞行器产生一个与角度成正比的抵抗力。如果只采用P 控制，四旋翼飞行器能够产生抵抗外界干扰力矩的作用，能够较快克服扰动影响，只要手妄图改变四旋翼的转速，四旋翼就会产生一个抵抗力矩，但是如果飞行器飞行过程中受到风的干扰倾斜了一个角度，则四旋翼飞行器无法自己回到水平位置，这就需要I 的调节作用。对角速度做积分(I )控制可获得四旋翼飞行器倾斜的角度，那么飞行器就会自我调整，直到倾角为零，它所产生的抵抗力是与这个倾角成正比的。但是，如果只有I 的作用，四旋翼飞行器将会产生震荡。因此，PI 控制可使四旋翼飞行器在稳定后无稳定误差。
当四旋翼飞行器处于悬停核准稳态飞行时，可以把四旋翼飞行器这一非线性系统近似为线性系统，这样，在控制飞行器稳定飞行时就可以把四旋翼飞行器的姿态稳定分为三个独立通道（偏航、俯仰、横滚）分别控制。在实际系统中，控制对象是无刷电机和螺旋桨。螺旋桨的转动产生力、力矩和扭矩，作用于四旋翼飞行器，就得到陀螺仪输出的各姿态角角速率，对角速率积分就得到各姿态角。
4. 电路与程序设计
本系统主要由主控模块、传感器模块、电调、电源模块和电机组成，下面分别论证这几个模块。
4.1主控模块
主控部分采用瑞萨的RL78/G13单片机，它有如下特点：
图4.1 瑞萨的RL78/G13单片机
(1)最短指令执行时间可在高速和超低速之间更改；
(2)通用寄存器：8bit*32个寄存器；
(3)ROM:16至512K；RAM:2至32K；数据闪存：-/4/8KB；
(4)内置高速片上振荡器时钟；
(5)内置单电源闪存（具有禁止块擦除/写入功能）；
(6)支持自编程功能（具有引导交换功能/flash屏蔽窗口功能）；
(7)On-chip调试功能；
(8)内置上电复位（POR）电路和电压检测电路（LVD）；
(9)内置看门狗定时器（可在专用低速片上振荡时钟下运行）；
(10)内置乘除法器和乘加器；
(11)内置中断按键功能；
(12)内置时钟输出/蜂鸣器输出控制电路；
(13)内置十进制调整（BCD）电路；
(14)输入/输出端口：16至120；
(15)定时器；
(16)串行接口；
(17)不同电位接口：可以连接1.8/2.5/3v运行的器件；
(18)8/10位的分辨率A/D 转换器(DD V = E DD V =1.6至5.5V)：6至26通道； (19)待机功能：HALT,STOP,SNOOZE 模式； (20)电源电压：DD V =1.6至5.5V ； (21)运行环境温度：A T =-40至85摄氏度；
4.2传感器模块 4.2.1激光传感器
由于激光具有方向性强、亮度高、单色性好等许多优点，所以激光在检测领域中的应用十分广泛,技术含量十分丰富,对社会生产和生活的影响也十分明显。激光传感器工作时,先由激光二极管对准目标发射激光脉冲。经目标反射后激光向各方向散射，部分散射光返回到传感器接收器，被光学系统接收后成像到雪崩光电二极管上。雪崩光电二极管是一种内部具有放大功能的光学传感器,因此它能检测极其微弱的光信号，记录并处理从光脉冲发出到返回被接收所经历的时间,即可测定目标距离。激光传感器因为光速太快，必须极其精确地测定传输时间。利用激光传输时间来测量距离的基本原理是通过测量激光往返目标所需时间来确定目标距离。
图4.2.1 激光传感器实物图
4.2.2超声波传感器
超声波是指频率高于20KHZ的机械波。为了以超声波作为检测手段，必须产生超声波和接收超声波，完成这种功能的装置就是超声波传感器。超声波传感器有接收器和发送器两部分，但有的超声波传感器也可具有发送和接受的双重作用，超声波传感器是利用压电效应原理将电能和超声波相互转化，即在发射超声波的时候，将电能转换，发射超声波；而在收到回波的时候将超声振动转换成电信。
超声波测距一般采用渡越时间法。首先测出超声波从发射到遇到障碍物返回所经历的时间，再乘以超声波的速度等于2倍的声源到障碍物的距离。
此次设计我们采用HC-SR04超声波传感器，它的一些参数要求如下：
图2.2.2 超声波传感器实物图
1、使用电压：DC5V
2、静态电流：小于2mA
3、电平输出：+5V
4、电平输出：底0V
5、感应角度：不大于15度
6、探测距：2cm-450cm
7、高精度可达0.2cm
其基本工作原理是：
(1)采用IO口TRIG触发测距，给至少10us的高电平信号；
(2)模块自动发送8个40khz的方波，自动检测是否有信号返回；
(3)有信号返回，通过IO口ECHO输出一个高电平，高电平持续的时间就是超声波从发射到返回的时间。测试距离=(高电平时间*声速(340M/S))/2。
4.3 电调
电调的作用就是将飞控板的控制信号，转变为电流的大小，以控制电机的转速。因为电机的电流是很大的，通常每个电机正常工作时，平均有3A左右的电流，如果没有电调的存在，飞控板根本无法承受这样大的电流（另外也没驱动无刷电机的功能）。同时电调在四轴当中还充当了电压变化器的作用，将11.1V的电压变为5V为飞控板和遥控器供电。本系统采用的电调为30A的电调，电调最重要的参数为其过载的电流，其中30A表示该电调能输出负载为30A的电流，由于四轴飞行器的飞行要求其高响应速度，而在电调的快速反应上一些区别，普通的用于舵机的电调，其要求响应速度较低，精度较高。而四轴飞行器则不仅要就高速而且要求高精度，所以电调的好坏也在一定程度上决定了飞行器的稳定性。
经本人测试当电机转速最高时，其电流为5.17A因此需要购买至少20A的电调，目前一般情况下购买电调为30A的负载电流。
图4.3 电调实物图
4.4电源模块
电源模块相当于房屋的基石，关系到整个系统的运行。综合考虑后选择可充电锂铁电池，由3S锂铁电池组成11.1V可充电电池，且性能比较稳定，如图3.4。又因为控制
器模块和传感器模块需要5V电源，因此，采用了集成三端稳压模块，通过稳压输出了5V电源。
图4.4.1 11.1V可充电电池
集成三端稳压器主要有两种：一是线性稳压芯片，另外一种是开关型稳压芯片。线性稳压芯片输出纹波小，电路简单，但是功耗较大，效率较低，典型芯片为LM7805；开关型稳压芯片则功耗小，效率高，单输出纹波大，电路复杂，典型芯片为LM2596。对于单片机来说，单片机本身功耗低，但它对电源要求相对高。经过选型实验对比，最终选定为集成三端稳压芯片为LM2596的电源稳压模块，如图 4.4.2是本设计选用的电源稳压模块实物图。
图4.4.2 电源稳压模块
4.5电机
本系统采用的电机型号为2212，电机的转子为22毫米，电机定子高度为12毫米，转速为1400KV,即每分钟电机能转过的圈数，1400KV为加上1V的电压电机每分钟能转1400转，加上2V电压电机能转2800转，以此类推，但必须保证电压在安全范围内。于此同时飞行器电机上配备的螺旋桨大小为8寸，本系统使用的是8038ATG浆，下表为不同参数电机配备不同的螺旋桨，其产生的升力。
电机KV值螺旋桨大
小电压电流转速推力
1000 1047 11 15.6 6810 886
1000 1047 10 14 6530 820
1000 1060 11 13.1 7630 745
1000 9050 11 10.5 8430 681
1000 9050 10 9.2 7900 603
1400 1047 8 18 6380 775
1400 1047 4 15.1 5860 650
1400 1060 8 15.2 7220 670
1400 1060 7 12.7 6560 553
1400 9050 11 18.9 9720 903
1400 9050 7 12.7 6560 553
1400 8040 11 12.6 11800 700
1400 8040 10 15.4 9240 816
注：其中浆的大小四位数表示的意思为例如1047即为螺旋桨的直径为10寸，47即为4.7表示螺距。电压单位为V，电流为A，转速表示电机每分钟转的圈数，推力为单个螺旋桨的推力单位为克。
在制作飞行器之前需要评估自己飞行器的整机载重量，一般情况下四轴飞行器的裸机重量为1千克左右。那么我们设计的电机推力应为其两倍比较合适，一则可使得电机不用长时间负载过重，二则减少飞行器坠机的可能性。
图4.5 为电机的实物图
4.6 软件流图
5. 测试方案与测试结果
5.1 测试方案
将位于A 点的飞控正对于B 点，按下按键，测试其从A 起飞到B 点降落所需的时间
y
Y
y
开始 初始化 起飞
飞行高度30cm ？
到达终点？
直飞 左调整 右调整
直线循迹
降落
结束
N
N
以及飞控与B的偏差距离，测试10次，测试结果如下：
测试时间（单位:s）测试距离（单位:cm）
测试次数 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 A区到B区的时间15.6 15.5 16 16.2 14.9 17 13.7 16.5 17.1 15.8 飞控与B点的距离37 15 10 38 17 30 18 20 21 9
由上面的结果可知，从A区到B区的平均时间：15.83ms，所需时间较短。飞控与B 点的平均距离：21.5cm，与目的点B的偏离距离也较好。
将位于B点的飞控正对于A点，按下按键，测试其从B起飞降落到A点所需的时间以及飞控与A的偏差距离，测试10次，测试结果如下：
测试时间（单位:s）测试距离（单位:cm）
测试次数 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 A区到B区的时间15.7 16.5 15 13.7 16.9 17 16.7 12.5 16.1 17.8 飞控与B点的距离9 20 21 18 17 30 38 20 11 37
由上面的结果可知，从B区到A区的平均时间：15.79ms，所需时间较短。飞控与A 点的平均距离：22.1cm，与目的点A的偏离距离也较好。
参考文献
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附录
元件清单：
元件名称数量
螺旋桨 4 瑞萨单片机 1 信息电源管理模块 1 激光传感器 3
超声波传感器 4
2212电机 4
电调 4
稳压模块 1
陀螺仪 1
导线若干
泡沫若干
铝条若干
碳纤管若干
电池 1
扎带若干
基于STM32的四旋翼飞行器设计
摘要 四轴飞行器是一种结构紧凑、飞行方式独特的垂直起降式飞行器，与普通飞行器相比，具有结构简单、故障率低和单位体积能够产生更大升力等优点，所以在军事和民用多个领域都有广阔的应用前景，非常适合在狭小空间内执行任务。 本设计采用stm32f103zet6作为主控芯片，3轴加速度传感器mpu6050作为惯性测量单元，通过2.4G无线模块和遥控板进行通信，最终使用PID控制算法以PWM方式控制电子调速器驱动电机实现了四轴飞行器的设计。 关键词：四轴飞行器,stm32;mpu6050,2.4G无线模块.PID.PWM
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2015年全国大学生电子设计竞赛多旋翼自主飞行器（C题） 2015年8月15日
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目录 1系统方案 (1) 1.1电机的论证与选择 (1) 1.2红外对管检测传感器的论证与选择 (1) 1.3电机驱动方案的论证与选择 (2) 2系统控制理论分析 (2) 2.1控制方式 (2) 2.2 PID模糊控制算法 (2) 3控制系统硬件与软件设计 (4) 3.1系统硬件电路设计 (4) 3.1.1系统总体框图 (4) 3.1.2 飞行控制电路原理图 (4) 3.1.3电机驱动模块子系统 (5) 3.1.4电源 (5) 3.1.5简易电子示高模块电路原理图 (6) 3.2系统软件设计 (6) 3.2.1程序功能描述与设计思路 (6) 3.2.2程序流程图 (6) 4测试条件与测试结果 (7) 4.1 测试条件与仪器 (7) 4.2 测试结果及分析 (7) 4.2.1测试结果(数据) (7) 4.2.2测试分析与结论 (8) 附录1：电路图原理 (9) 附录2：源程序 (10)
四旋翼设计报告
四旋翼自主飞行器(A题) 摘要 四旋翼飞行器是无人飞行器中一个热门的研究分支，随着惯性导航技术的发展与惯导传感器精度的提高，四旋翼飞行器在近些年得到了快速的发展。 为了满足四旋翼飞行的设计要求，系统以STM32F103VET6作为四旋翼自主飞行器控制的核心，处理器内核为ARM32位Cortex-M3 CPU，最高72MHz工作频率，工作电压3.3V-5.5V。该四旋翼由电源模块、电机电调调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行姿态检测模块是通过采用MPU-6050模块，整合3轴陀螺仪、3轴加速度计，检测飞行器实时飞行姿态，实现飞行器运动速度和转向的精准控制。传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块，在动力学模 型的基础上，将四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID 控制回路，即位置控制回 路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。 关键词：四旋翼飞行器；STM32；飞行姿态控制；串口PID
目录 1 系统方案论证与控制方案的选择...................................................................- 2 - 1.1 地面黑线检测传感器...................................................................... .............- 2 - 1.2 电机的选择与论证...................................................................... .................- 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证...................................................................... .- 2 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计...................................................................- 3 -
电子设计大赛四旋翼设计报告最终版
四旋翼飞行器（A 题）参赛队号：20140057号
四旋翼飞行器 设计摘要： 四旋翼作为一种具有结构特殊的旋转翼无人飞行器，与固定翼无人机相比，它具有体积小，垂直起降，具有很强的机动性，负载能力强，能快速、灵活的在各个方向进行机动，结构简单，易于控制，且能执行各种特殊、危险任务等特点。 因此在军用和民用领域具有广泛的应用前景如低空侦察、灾害现场监视与救援等。多旋翼无人机飞行原理上比较简单，但涉及的科技领域比较广，从机体的优化设计、传感器算法、软件及控制系统的设计都需要高科技的支持。 四旋翼无人机的飞行控制技术是无人机研究的重点之一。它使用直接力矩，实现六自由度（位置与姿态）控制，具有多变量、非线性、强耦合和干扰敏感的特性。此外，由于飞行过程中，微型飞行器同时受到多种物理效应的作用，还很容易受到气流等外部环境的干扰，模型准确性和传感器精度也将对控制器性能产生影响，这些都使得飞行控制系统的设计变得非常困难。 因此，研究既能精确控制飞行姿态，又具有较强抗干扰和环境自适应能力的姿态控制器是微小型四旋翼飞行器飞行控制系统研究的当务之急。
一、引言： 1.1 题目理解：四旋翼飞行器，顾名思义，其四只旋转的翅膀为飞行的动力来源。四只旋转翼是无刷电机，因此对于无刷电机的控制调速系统对飞行器的飞行性能起着决定性的作用。在本次大赛中，需要利用四旋翼飞行器平台，实现四旋翼的起飞，悬停，姿态控制，以及四旋翼和地面之间的测距等功能。 1.2 设计思路：为了满足飞行器的设计要求，要使用以微控制器为核心的控制系统，使本系统以MC9S12XS128模拟出控制信号，用STM32 MMC10接收模拟信号，然后翻译出模拟信号，利用加速度与陀螺仪传感器采集飞行器的飞行数据，加以闭环调控和精准的控制算法。进行上升、下降以及悬停等动作。 1.3 特点：本飞行器脱离遥控器控制，用微处理器实现整个飞行过程全自动控制，控制精度高。 二、方案设计： 系统主要由STM32模块，微处理器MC9S12XS128模块，电源模块，电机模块，超声波模块，加速度陀螺仪模块等构成。 系统总体框图如下图（图2.0）： STM32 MMC10 四路 PWM 通道 电调 无刷电机 高度显示数码管 信号接收 MC9S12XS128 GPIO 模块 时钟 模块 超声波传 感器 电源 图2.0 其中微处理器MC9S12XS128模块的外围电路见附录一2.1 控制系统选择方案：
四旋翼飞行器建模与仿真Matlab概要
四轴飞行器的建模与仿真 摘要 具有广泛的军事和民事应用前景。本文根据对四旋翼飞行器的机架结构和动力学特性做详尽 的分析和研究，在此基础上建立四旋翼飞行器的动力学模型。四旋翼飞行器有各种的运行状 态,比如：爬升、下降、悬停、滚转运动、俯仰运动、偏航运动等。本文采用动力学模型来描 述四旋翼飞行器的飞行姿态。在上述研究和分析的基础上 是通过对飞行器的飞行原理和各种运动状态下的受力关系以及参考牛顿 真模型，模型建立后在 Matlab/simuli nk 软件中进行仿真。 关键字：四旋翼飞行器，动力学模型，Matlab/simulink Modeling and Simulating for a quad-rotor aircraft ABSTRACT The quad-rotor is a VTOL multi-rotor aircraft. It is very fit for the kind of reconnaissanee mission and monitoring task of near-Earth, so it can be used in a wide range of military and civilia n app licati ons. In the dissertati on, the detailed an alysis and research on the rack structure and dyn amic characteristics of the laboratory four-rotor aircraft is showed in the dissertatio n. The dynamic model of the four-rotor aircraft areestablished. It also studies on the force in the four-rotor aircraft flight principles and course of the camp aig n to make the research and an alysis. The four-rotor aircraft has many op erati ng status, such as climb ing, dow ning, hoveri ng and roll ing moveme nt, p itch ing moveme nt and yaw ing moveme nt. The dyn amic model is used to describe the four-rotor aircraft in flight in the dissertati on. On the basis of the above an alysis, modeli ng of the aircraft can be made. Dyn amics modeli ng is to build models un der the principles of flight of the aircraft and a variety of state of moti on, and Newt on - Euler model with reference to the four-rotor aircraft.The n the simulatio n is done in the software of Matlab/simuli nk. Keywords: Quad-rotor ，The dynamic mode, Matlab/simulink 四旋翼飞行器是一种能够垂直起降的多旋翼飞行器 ,它非常适合近地侦察、监视的任务， ,进行飞行器的建模。动力学建模 -欧拉模型建立的仿
四旋翼直升机的动力学原理
冯如杯论文 《四旋翼飞行器的设计与控制》 院（系）名称机械工程及自动化学院 作者姓名薛骋豪 学号35071422 指导教师梁建宏 2008年3月22日
四旋翼飞行器的设计与控制 薛骋豪 摘要 四旋翼直升机，其主旋翼分成前后与左右两组，旋转时方向相反，因此与一般直升机最主要的不同点为四旋翼直升机不需要用尾旋翼来平衡机体。因为四旋翼直升机为不稳定系统，因此需利用旋转专用的感测器：陀螺仪来感知机身的平衡程度并将讯号传送至微控制器，再通过微控制器内部程序的运算产生控制信号来控制机体上四个旋翼的转速，以维持整个机身的平衡促使四旋翼直升机能顺利飞行。 关键词：四旋翼、VTOL（垂直起降）、矩阵控制、 Abstract Quadrotor, its main rotor divides into with two about groups from beginning to end, in opposite direction while rotating, so Quadrotor and does not need to fasten the wing and having the balance organism for four with the end with the main difference of general helicopter. Whether four fasten wing helicopter stable system, need to utilize and rotate the special-purpose detecting device. The gyroscope comes to perceive balancing the degree and conveying the signal to the little controller of the fuselage, and then produce the control signal to control four rotational speed of fastenning the wings on the organism through the operation of the procedure within the little controller, impel four to fly smoothly while Quadrotor for the balance of maintaining the whole fuselage. Key words: Quadrotor、VTOL(Vertical Take-Off and Landing)、matrix control
基于WIFI的智能多功能微型四旋翼飞行器设计
基于WIFI的智能多功能微型四旋翼飞行器设计 摘要：本文基于WIFI无线传输技术，通过建立四旋翼飞行器的空气动力数学模型，结合实际需求分析，通过单片机总控，各功能模块有机整合，优化软硬件设计，完成最终制作调试，实现飞行器的自由巡航、悬停、降落和视频探测等功能，达到了预期设计目标。 关键词：WIFI;四旋翼;飞行器 1.引言 四旋翼飞行器是一种可以实现垂直起降的旋翼式无人飞行器，具有操控简单，体积小，机动性强，启动快，方便拍摄等优点，能及时地将诸如地震、矿难等特殊现场第一手资料传送回控制中心，帮助我们了解现场状况并作出正确判断[1]。 国外对旋翼式飞行器的研究较多且较深入，我国在该领域的研究起步较晚，成果相对较弱，并且侧重点有所不同，有的侧重数学建模，有的侧重自动控制与研发等等[2]。 本文于是针对自然灾害等特殊现场设计了一种基于WIFI的智能多功能四旋翼飞行器，采用独立控制的四旋翼，升力更大，同时可狭小空间内起降，还具有机械结构简单、机动灵活、操控性高及成本低等优势。 2.建立动力学模型 2.1 坐标变换 四旋翼飞行器的四个旋翼都高速旋转，其所受的空气动力比较复杂，要建立非常准确的空气动力学模型比较困难，为了简化四旋翼飞行器的数学模型，可忽略其弹性形变[3]。为了相对准确的描述飞行器运动状态，建立三维数学坐标系，也叫机体坐标系。OX轴指向地平面方向，由右手定则确定OY轴和OZ轴的方向。用原点O表示飞行器的重心，则OX轴指向飞行器的前方，OY轴指向飞行器的右方，OZ轴指向飞行器的上方。地面三维坐标系与机体坐标系之间存在三个欧拉角：偏航角ψ（沿Z轴方向）、滚动角φ（沿X轴方向）和俯仰角q（沿Y轴方向）。两个坐标系之间的关系如下： ，，（1） 可进一步的转换矩阵得： （2） 经计算可得如下坐标转换公式：
四旋翼飞行器论文(原理图 程序)..
四旋翼自主飞行器(B题) 摘要 系统以R5F100LE作为四旋翼自主飞行器控制的核心，由电源模块、电机调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行控制模块包括角度传感器、陀螺仪，传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块、TLS1401-LF模块，瑞萨MCU综合飞行器模块和传感器检测模块的信息，通过控制4个直流无刷电机转速来实现飞行器的欠驱动系统飞行。在动力学模型的基础上，将小型四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID控制回路，即位置控制回路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。
目录 1 系统方案论证与控制方案的选择............................................................................................. - 2 - 1.1 地面黑线检测传感器............................................................................................................. - 2 - 1.2 电机的选择与论证................................................................................................................. - 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证................................................................................................. - 3 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计............................................................................................. - 3 - 2.1 四旋翼飞行器动力学模型..................................................................................................... - 3 - 2.2 PID控制算法结构分析.......................................................................................................... - 3 - 3 硬件电路设计与实现................................................................................................................. - 5 - 3.1飞行控制电路设计.................................................................................................................. - 5 - 3.2 电源模块................................................................................................................................. - 6 - 3.3 电机驱动模块......................................................................................................................... - 6 - 3.4 传感器检测模块..................................................................................................................... - 7 - 4 系统的程序设计......................................................................................................................... - 8 - 5 测试与结果分析......................................................................................................................... - 9 - 5.1 测试设备................................................................................................................................. - 9 - 5.2 测试结果................................................................................................................................. - 9 - 6 总结........................................................................................................................................... - 10 - 附录A 部分程序清单.................................................................................................................. - 11 -
四轴飞行器结题报告
学校名称： 队长姓名： 队员姓名： 指导教师姓名：2013年9月6日
摘要 本次比赛我们需要很好地控制飞行器，让它自主完成比赛应该完成的任务。 本文的工作主要针对微型四旋翼无人飞行器控制系统的设计与实现问题展开。首先制作微型四旋翼无人飞行器实验平台，其次设计姿态检测算法，然后建立数学模型并设计姿态控制器和位置控制器，最后通过实验对本文设计的姿态控制器进行验证。设计机型设计全部由小组成员设计并制作，部分元件从网上购得，运用RL78/G13作为主控芯片，自行设计算法对飞行器进行，升降，俯仰，横滚，偏航等姿态控制。并可以自行起飞实现无人控制的自主四轴飞行器。 关键字：四旋翼无人飞行器、姿态控制、位置控制
目录 第1章设计任务.................................................................................... 错误！未定义书签。 1.1 研究背景与目的........................................................................ 错误！未定义书签。 1.2 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 1.3...................................................................................................... 错误！未定义书签。第2章方案论证.................................................................................... 错误！未定义书签。 2.1...................................................................................................... 错误！未定义书签。 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 2.2 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第3章理论分析与计算........................................................................ 错误！未定义书签。 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第4章测试结果与误差分析................................................................ 错误！未定义书签。 4.1...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.2...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.3...................................................................................................... 错误！未定义书签。 4.4 .................................................................................................... 错误！未定义书签。 ........................................................................................................... 错误！未定义书签。第5章结论心得体会............................................................................ 错误！未定义书签。 5.1 .................................................................................................................. 错误！未定义书签。.................................................................................................................. 错误！未定义书签。 2设计任务： 基本要求 （1）四旋翼自主飞行器（下简称飞行器摆放在图1所示的A区，一键式
四旋翼飞行器实验报告
实验报告 课程名称：《机械原理课内实验》 学生姓名：徐学腾 学生学号：1416010122 所在学院：海洋信息工程学院 专业：机械设计制造及其自动化 报导教师：宫文峰 2016年6 月26 日
实验一四旋翼飞行器实验 一、实验目的 1.通过对四旋翼无人机结构的分析，了解四旋翼无人机的基本结构、工作的原理和传动控制系统； 2. 练习采用手机控制终端来控制无人机飞行，并了解无人机飞行大赛的相关内容，及程序开发变为智能飞行无人机。 二、实验设备和工具 1. Parrot公司AR.Drone 2.0四旋翼飞行器一架； 2. 苹果手机一部； 3. 蓝牙数据传输设备一套。 4. 自备铅笔、橡皮、草稿纸。 三、实验内容 1、了解四旋翼无人机的基本结构； 2、了解四旋翼无人机的传动控制路线； 3、掌握四旋翼无人机的飞行控制的基本操作； 4、了解四旋翼无人机翻转动作的机理； 5、能根据指令控制无人机完成特定操作。 四、实验步骤 1、学生自行用IPHONE手机下载并安装AR.FreeFlight四旋翼飞行器控制软件。 2、检查飞行器结构是否完好无损； 3、安装电沲并装好安全罩； 4、连接WIFI，打开手机AR.FreeFlight软件，进入控制界面； 5、软件启动，设备连通，即可飞行。 6、启动和停止由TAKE OFF 控制。 五、注意事项 1.飞行器在同一时间只能由一部手机终端进行控制； 2. 飞行之前，要检查螺旋浆处是否有障碍物干涉； 3. 飞行之后禁止用手去接飞行器，以免螺旋浆损伤手部； 4. 电量不足时，不可强制启动飞行； 5. 翻转特技飞行时，要注意飞行器距地面高度大于4米以上； 6. 飞行器不得触水； 7. 飞行器最大续航时间10分钟。
四旋翼飞行器的结构形式和工作原理
四旋翼飞行器的结构形式和工作原理 1.结构形式 直升机在巧妙使用总距控制和周期变距控制之前，四旋翼结构被认为是一种最简单和最直观的稳定控制形式。但由于这种形式必须同时协调控制四个旋翼的状态参数，这对驾驶员认为操纵来说是一件非常困难的事，所以该方案始终没有真正在大型直升机设计中被采用。这里四旋翼飞行器重新考虑采用这种结构形式，主要是因为总距控制和周期变距控制虽然设计精巧，控制灵活，但其复杂的机械结构却使它无法再小型四旋翼飞行器设计中应用。另外，四旋翼飞行器的旋翼效率相对很低，从单个旋翼上增加拉力的空间是非常有限的，所以采用多旋翼结构形式无疑是一种提高四旋翼飞行器负载能力的最有效手段之一。至于四旋翼结构存在控制量较多的问题，则有望通过设计自动飞行控制系统来解决。四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，旋翼1和旋翼3逆时针旋转，旋翼2和旋翼4顺时针旋转，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。四旋翼飞行器的结构形式如图1.1所示。
图1.1四旋翼飞行器的结构形式 2.工作原理 典型的传统直升机配备有一个主转子和一个尾桨。他们是通过控制舵机来改变螺旋桨的桨距角，从而控制直升机的姿态和位置。四旋翼飞行器与此不同，是通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，这样会导致其动力部稳定，所以需要一种能够长期保稳定的控制方法。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。
电子设计大赛国赛_四旋翼自主飞行器A题
2013年全国大学生电子设计竞赛课题:四旋翼自主飞行器（B 题） 【本科组】 2013年9月7日
摘要 为了满足四旋翼飞行器的设计要求，设计了以微控制器为核心的控制系统和算法。首先进行了各单元电路方案的比较论证，确定了硬件设计方案。四旋翼飞行器采用了固连在刚性十字架交叉结构上的4个电机驱动的一种飞行器，以78K0R CPU內核为基础,围绕新的RL78 CPU內核演化而来的RL78/G13作为控制核心，工作频率高达32MHz，工作电压1.6V-5.5V，适合各种类型的消费类电子和工业应用, 满足8/16位微控制器的需求，有助于降低系统功耗，削减总系统的构建成本。采用9926B MOS管芯片的驱动直流电机，该驱动芯片具有内阻小、负载电流大、且控制简单的特性。通过采用MPU-6050整合的3轴陀螺仪、3轴加速器，并含可藉由第二个I2C端口连接其他厂牌之加速器、磁力传感器、或其他传感器的数位运动处理(DMP: Digital Motion Processor)硬件加速引擎，由主要I2C端口以单一数据流的形式，向应用端输出完整的9轴融合演算技术InvenSense的运动处理资料库，可处理运动感测的复杂数据，降低了运动处理运算对操作系统的负荷，实现了四旋翼飞行器运动速度和转向的精准控制。通过HC-SR04超声波测距模块实现了对四旋翼飞行器飞行高度的准确控制。通过激光传感器，实现了四旋翼飞行器沿黑线前进，在规定区域起降，投放铁片等功能，所采用的设计方案先进有效，完全达到了设计要求。 关键词：四旋翼自主飞行器，E18-D50NK光电传感器，寻线，超声波，单片机。
四旋翼自主飞行器（B 题） 【本科组】 1系统方案 本系统主要由电源模块、电机驱动模块、光电循迹模块模块、超声波测高模块、姿态传感器模块组成，下面分别论证这几个模块的选择。 1.1 电源模块的论证与选择 方案一：采用线性元器件LM7805三端稳压器构成稳压电路，为单片机等其他模块供电，输出纹波小，效率低，容易发热。 方案二：采用元器件2596为开关稳压芯片，效率高，输出的纹波大，不容易发热。 方案三：采用线性元器件2940构成稳压电路，为单片机等其他模块供电，输出纹波小，效率高，不容易发热，综合性能高。 综合以上三种方案，选择方案三。 1.2 电机驱动模块的论证与选择 方案一：采用三极管驱动，由于输出电流很大，容易发热， 方案二：采用L298N电机驱动模块，通过电流大，容易发热，使得电机转速变慢，载重量变小。 方案三：采用场效应管9926B芯片组成的电机驱动模块，驱动能力好。能承受的最大电流为7.5A，符合要求。 综合以上三种方案，选择方案三。 1.3 光电循迹模块的论证与选择 方案一：采用CCD摄像头采集图片经过算法处理循迹，前瞻性比较好、循迹效果好，但是处理程序复杂、成本高。 方案二：采用红外对管，有效距离太短，不能满足实际循迹要求。 方案三：采用E18-D50NK光电传感器，这是一种集发射与接收于一体的光电传感器, 检测距离可以根据要求进行调节。探测距离远、受可见光干扰小、前瞻性较好、抗干扰性较好。
四轴飞行器制作
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1楼 发表于2011-1-20 12:12:02|只看该作者|倒序浏览 一、相关技术文件: 1. 程式控制基底ATmega 8 ATmega8 技术文件点击此处下载ourdev_611065Q176XE.PDF(文件大小:2.45M) (原文件名: ATmega8_cn.PDF) 2. 无线模组 CC2500 (2.4G Hz 无线IC) 技术文件点击此处下载ourdev_611064KBBYJG.pdf(文件大小:1.26M) (原文件名: cc2500_cn.pdf) RDA T212 (PA+LNA) 技术文件点击此处下载ourdev_611063XH619C.pdf(文件大小:229K) (原文件名: RDA_T212.pdf) RDA ES02 (SP2T Switch )技术文件点击此处下载ourdev_611062ACP4OA.pdf(文件大小:29K) (原文件名: RDA_ES02.pdf) 3. 无刷马达电子调速模组 FDS7764A (N-Channel) 技术文件点击此处下载ourdev_612408FW8MGC.pdf(文件大小:273K) (原文件名:FDS7764A.pdf) TPC810 (P-Channel) 技术文件点击此处下载ourdev_612409Y3Y2UA.pdf(文件大小:293K) (原文件名:TPC8103.pdf) 4. 液晶萤幕显示模组 16x02 (液晶萤幕) 技术文件点击此处下载ourdev_612410MVKKXZ.zip(文件大小:365K) (原文件名:LCD_1602.zip) 5. MAG 9 FOD 飞行姿态感测模组(3轴磁力计＋3轴线性加速计＋3轴陀螺仪) LSM303DLH (磁力计＋线性加速计) 技术文件点击此处下载ourdev_612411H66HEH.zip(文件大小:2.02M) (原文件名:LSM303DLH.zip) IMU-3000 (陀螺仪) 技术文件点击此处下载ourdev_612412ORGL5T.zip(文件大小:1.93M) (原文件名:IMU_3000.zip) 6. GPS模组 U-BLOX NEO-5Q (GPS) 技术文件点击此处下载ourdev_612413K5MRZI.zip(文件大小:3.03M) (原文件名:NEO_5.zip) 7. 超音波测距模组 HIN-232 (RS-232 5V至10V升压IC) 技术文件点击此处下载ourdev_612414E8JL5V.pdf(文件大小:564K) (原文件名:HIN232.pdf) LM-324 (OP) 技术文件点击此处下载ourdev_612415WGYN7Y.pdf(文件大小:599K) (原文件名:LM324.pdf) 二、TWI(I2C) 通讯规划(用于各个电路模组通讯) M8 TWI(I2C) 规划(PDF档) 电路图档(Eagle档) 点击此处下载ourdev_611067JVY9ZR.zip(文
四旋翼飞行器设计资料
四旋翼飞行器的设计 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
任务与通信等子与能源、动力导航与控制、 ( 个集成多个子系统系统) 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。 二．四旋翼飞行器的国内外研究现状 目前世界上存在的四旋翼飞行器基本上都属于微小型无人飞行器，一般可分为3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。 (1)遥控航模四旋翼飞行器 遥控航模四旋翼飞行器的典型代表是美国Dfaganflyer公司研制的Dragan．flyer III和香港银辉(silverlit)玩具制品有限公司研制的X．UFO。Draganflyer III是一款世界著名的遥控航模四旋翼飞行器，主要用于航拍。机体最大长度(翼尖到翼尖)76．2cm，高18cm，重481．19：旋翼直径28cm，重69；有效载荷113．29；可持续飞行16--20min。Draganflyer III采用了碳纤维和高性能塑料作为机体材料，其机载电子设备可以控1书1]4个电机的转速。另外，还使用