四軸飛行器畢業(yè)設計

《四軸飛行器畢業(yè)設計》由會員分享，可在線閱讀，更多相關《四軸飛行器畢業(yè)設計（52頁珍藏版）》請在裝配圖網(wǎng)上搜索。

1、摘要 I ABSTRACT II 第1章緒論 1 1.1 前言 1 1.2 本課題研究意義 1 1.3 國內(nèi)外研究成果 2 1.4 本課題主要研究內(nèi)容 2 1.4.1 研究主要內(nèi)容 2 1.4.2 研究方案 3 1.5 系統(tǒng)設計框圖 3 第2章 四軸飛行器硬件組成 5 2.1 DIY四軸飛行器介紹 5 2.1.1 四軸飛行器 5 2.1.2 DIY 操作 5 2.2 部分器件的作用介紹 6 2.2.1 無刷直流電機 6 2.2.2 電子調(diào)速器 6 第3章姿態(tài)傳感器介紹 7 3.1 三軸加速度計 7 3.1.1 傳感

2、器原理 7 3.1.2 ADXL345 8 3.2 三軸陀螺儀 9 3.2.1 概述 9 3.2.2 傳感器原理 10 3.2.3 ITG-3200 11 3.3 三軸磁場傳感器 11 3.3.1 傳感器原理 11 3.4 本章小結(jié) 11 第4章飛行器模型分析 13 4.1 概述 13 4.1.1 飛行器飛行原理 13 4.1.2 四軸飛行器模型建立辦法 14 4.2 力或力矩與螺旋槳的關系 14 4.2.1 升力和扭矩關系 15 4.2.2 阻力和側(cè)向力矩的關系 15 4.2.3 CT、CD、CQ、CL 的

3、建立 16 第5章算法設計 19 5.1 懸停控制算法設計 19 5.1.1 懸停算法分析 19 5.1.2 PID 算法選擇分析 21 5.1.3 PID 三個參數(shù)的大小對于響應波形的影響 21 5.1.4 模糊控制規(guī)則的建立 21 5.1.5 模糊控制表的建立 22 5.1.6 小結(jié) 22 5.2 運動算法設計 22 5.2.1 運動時和懸停時的差別 23 5.2.2 Z軸旋轉(zhuǎn)解決辦法設計 23 5.2.3 固定傾斜解決辦法 24 5.2.4 控制算法小結(jié) 24 5.3 九軸數(shù)據(jù)的融合算法 24 5.3.1 關于

4、數(shù)據(jù)融合必要性的分析 25 5.3.2 加速度計與陀螺儀的數(shù)據(jù)融合 25 第6章程序設計 27 6.1 程序設計思想 27 6.1.1 程序方案 27 6.2 用口接收數(shù)據(jù)并重裝 27 6.2.1 概述 27 6.2.2 程序設計 28 6.3 PID算法程序 28 6.4 電調(diào) PWIM&號 29 總結(jié) 30 論文小結(jié) 31 致謝 32 參考文獻 33 附錄一： 34 附錄二： 41 2 2015屆電氣工程與自動化專業(yè)畢業(yè)設計（論文） 摘要 今年來航模界的目光已經(jīng)從固定軸飛行器轉(zhuǎn)移到了多旋翼飛行器的設計上。多旋 翼

5、飛行器和噴氣式飛機幾乎在同一時間誕生，但在過去的百年中極少有目光投向它的 原因就是因為它的控制、操作非常復雜，因為其方向的偏轉(zhuǎn)等操作都依靠不同電機不 同轉(zhuǎn)速配合形成，高度的非線性和其系統(tǒng)極差的魯棒性注定了在它誕生之初就無人問 津。 直到高精度的三軸加速度計和陀螺儀的出現(xiàn)，以及繼而為之引入的卡爾曼濾波原 理讓多旋翼的姿態(tài)實時監(jiān)測成為可能，有了姿態(tài)精確監(jiān)測又配合采用各種控制算法以 及高效能的微處理器，多旋翼的控制才成為了可能。又由于它本身兼有可以靈活應對 各種復雜飛行環(huán)境的特點（其它飛行器只能望其項背），迅速成為飛行器的焦點。 本文主要介紹利用MSP430G2553片機的LaunchPad和由

6、AVR為主控芯片的9軸 姿態(tài)結(jié)算傳感器搭建的四旋翼的飛控設計。從其模型建立、傳感器數(shù)據(jù)處理、算法設 計和軟件實現(xiàn)四個方面的研究制作可定目標的四軸飛行器。 關鍵詞：MSP430卡爾曼濾波，姿態(tài)結(jié)算，控制算法 I 可定方向的四軸飛行器設計 ABSTRACT This year the attention has shifted from the model aircraft industry to a fixed shaft multi-rotor aircraft design. Multi-rotor aircraft and jets born almost at the

7、same time, But in the past few hundred years has its sights reason is because of its control, Operation is very complex, Because of its direction of deflection and other operations depend on the formation of different motors with different speed, Highly nonlinear systems and its poor robustness doom

8、ed at the beginning it was born nobody cares. Until precision triaxial accelerometers and gyroscopes appeared, And Kalman filtering principle whom subsequently introduced allows real-time monitoring of multi-rotor attitude possible, With attitude to accurately monitor and coordinate the use of vari

9、ous control algorithms and high-performance microprocessors, Multi-rotor control became possible. Also, becauseit is itself the characteristics of both can respond flexibly to a variety of complex flight environment(Other aircraft can hold a candle). Quickly became the point of intersection of the a

10、ircraft. This paper describes the use MSP430G2553 MCU LaunchPad and 9-axis attitude sensor settlement by the A/R for the master chip to build a four-rotor flight control design. Its model, sensor data processing, algorithm design, and software realization of the four aspects of the research could b

11、e set goal of making four-axis aircraft. KEYWORDS: MSP430, Kalman filtering, attitude billing, control algorithm ii 2015屆電氣工程與自動化專業(yè)畢業(yè)設計（論文） 第1章緒論 1.1 前言 四軸飛行器最開始是由軍方研發(fā)的一種新式飛行器。隨著 MEMSt感器、單 片機、電機和電池技術的發(fā)展和普及，四軸飛行器成為航模界的新銳力量。 到今 大，四軸飛行器已經(jīng)應用到各個領域，如軍事打擊、公安追捕、災害搜救、農(nóng)林 業(yè)調(diào)查、輸電線巡查、廣告宣傳航拍、航模玩具等，已經(jīng)成為

12、重要的遙感平臺。 以農(nóng)業(yè)調(diào)查為例，傳統(tǒng)的調(diào)查方式為到現(xiàn)場抽樣調(diào)查或用航空航天遙感。抽 樣的方式工作量大，而且準確性受主觀因素影響；而遙感的方式可以大范圍同時 調(diào)查，時效性和準確性都有保證，但只能得到大型作物的宏觀的指標， 而且成本 很高。不連續(xù)的地塊、小種作物等很難用上遙感調(diào)查。因此，低空低成本遙感技 術顯得相當重要，而四軸飛行器正符合低空低成本遙感平臺的要求。 目前應用廣泛的飛行器有：固定翼飛行器和單軸的直升機。與固定翼飛行器 相比，四軸飛行器機動性好，動作靈活，可以垂直起飛降落和懸停，缺點是續(xù)航 時間短得多、飛行速度不快；而與單軸直升機比，四軸飛行器的機械簡單，無需 尾槳抵消反力矩，成

13、本低。 本文就小型電動四軸飛行器，介紹四軸飛行器控制設計原理和方案，重點講 解MEM暇性傳感器的數(shù)據(jù)處理，以及四軸飛行器算法設計等。 1.2 本課題研究意義 四軸飛行器除了能做到和直升飛機一樣垂直起降外， 因其由四個螺旋槳控 制，所以還能實現(xiàn)6個自由度的不同姿態(tài)飛行。相比較而言，四軸飛行器更加 靈活，可以實現(xiàn)在復雜環(huán)境下穩(wěn)定飛行。 研究它并實現(xiàn)控制可以讓其幫助實現(xiàn)禁飛區(qū)巡邏等軍事任務， 同時也可以 用于搜救、安全任務檢查等工作。現(xiàn)如今，在許多危險場所，以至于工作人員 不能進入進行設備狀態(tài)檢查，例如大型化工鍋爐、高壓輸電塔、水壩等。為了 滿足需要，使用無人機進入此類地區(qū)航拍、成圖、預

14、處理報警成為必然。四軸 飛行器以其完備的性能和成本，成為完成此類任務的不二之選。因此研究它的 價值顯而易見。 1.3 國內(nèi)外研究成果 四軸飛行器始誕于1907年的法國，它誕生之初功能及其有限，而且控制復 雜，起飛難度大，所以在曾經(jīng)鮮為人知。隨著嵌入式系統(tǒng)的發(fā)展以及傳感器技術 的應用，四軸飛行器開始走向小型化，智能化的過程。 2003年美國率先開始微 型無人機的研究，四旋翼逐漸進入人們的視線。 眾人皆知，四旋翼的機械結(jié)構(gòu)簡單但由于只有四個輸出控制六個自由度， 屬 于典型的“欠驅(qū)動”系統(tǒng)，并且具有強耦合、非線性、干擾敏感等，控制難度大。 20世紀90年代，MEM暇性導航系統(tǒng)的誕生以及相關

15、算法的研究， 四旋翼迎來了 春天。高性能的微處理器再加上乂乂制對應控制算法解決了四旋翼的控制難題。 在那之后至今，國內(nèi)外對于四旋翼的研究就趨于成熟， 人們已經(jīng)用它辦到了 很多事，例如航拍、勘測、送傳遞。但是比較四旋翼和固定翼的性能，不難發(fā)現(xiàn)， 四旋翼非線性度高，抗干擾能力弱。而最致命的在于四旋翼的載重問題和續(xù)航問 題一直無法解決。而從目前看來，解決的辦法已經(jīng)不是四旋翼本身， 而是研究出 帶電量大，體積小，重量輕的電池提供能源。 1.4 本課題主要研究內(nèi)容 1.4.1 研究主要內(nèi)容 主要研究包括三部分：四旋翼的動力學模型建立和分析、傳感器的數(shù)據(jù)處理 以及控制算法的研究。 四旋翼機械模型

16、主要是十字型機架和螺旋槳構(gòu)成。 在研究中，借助空氣動力 學知識等分析建立轉(zhuǎn)速和升力、扭矩、阻力（斜流狀態(tài)）等的直接關系，分析出 了受力后再結(jié)合姿態(tài)分析得到，在各個姿態(tài)下的轉(zhuǎn)速結(jié)構(gòu)以及姿態(tài)轉(zhuǎn)換的轉(zhuǎn)速變 化辦法等。 在此基礎上，再根據(jù)直流無刷電機的模型以及電調(diào)的分析獲得在一般狀態(tài) （螺旋槳旋轉(zhuǎn)只受空氣影響的狀態(tài)）下PWM波形和轉(zhuǎn)速的關系，也就是建立了 占空比和各個受力的直接對應關系。 這只是一個基礎模型，在一般狀態(tài)下提供在 控制算法中的給定值設定的參考，也是飛行器在一般飛行條件下對于姿態(tài)變化要 求的占空比改變值的基礎。 獲得了相關信息后，除了飛行器高度控制用超聲波傳感器測量獲得外，還必 須

17、對于飛行器的目前姿態(tài)做測量組成閉環(huán)系統(tǒng)， 而姿態(tài)測量的傳感器選擇使用陀 螺儀，它以在不同傾斜狀態(tài)下對于四壁壓力的不同感知姿態(tài)信息， 但是由于在飛 行器上，有抖動，變化速度快，其輸出波形干擾嚴重，目前大多采用卡爾曼濾波 的軟件濾波辦法濾波。 除此之外，研究內(nèi)容中還包括對于飛行器控制算法的選擇，擬定采用雙 PID控 制和神經(jīng)元算法兩種。 1.4.2 研究方案 四旋翼的動力結(jié)果主要由電子調(diào)速器、 直流無刷電機和螺旋槳構(gòu)成。模型分 析主要涉及空氣動力學、無刷電機模型和電子調(diào)速器硬件電路。 實施方案：利用 空氣動力學建立螺旋槳轉(zhuǎn)速和拉升力之間的關系，在利用無刷電機模型和螺旋槳 建立輸出波形和轉(zhuǎn)

18、速的關系并最終得出 PWM波和拉升力的直接對應關系。 陀螺儀的主要功能在于傳感三個軸向上的角度和加速度， 利用四元數(shù)法以及 卡爾曼濾波分析獲得濾波之后的陀螺儀數(shù)據(jù)也就是姿態(tài)數(shù)據(jù)， 為控制模塊給出當 前姿態(tài)信息。 控制算法擬采用雙PID環(huán)或BP神經(jīng)元網(wǎng)絡或模糊算法。實施方案：做成實物之 后，用三種不同的控制算法編程，擬采用MSP430微處理器。調(diào)試之后得出三種 不同算法的優(yōu)缺點以供參考。 1.5 系統(tǒng)設計框圖 對于四軸飛行器來說，其中最重要的組成部分就是機架、無刷電機、電子調(diào) 速器（下文簡稱電調(diào)）、飛控芯片四個部分。 機架用于支撐，無刷電機用于驅(qū)動螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生力。 而因為所提供的電源

19、 是直流電源，無刷直流電機雖然是直流但實際輸入是三相電， 電機轉(zhuǎn)速隨三相電 頻率變化而變化，所以在電源和電機之間需要一個部件來轉(zhuǎn)換電能和控制轉(zhuǎn)速， 這就是電子調(diào)速器的作用。 飛控芯片作為本設計最主要的部分，主要功能是傳感姿態(tài)、計算補償來控制 7 飛行器的穩(wěn)定。具體框圖如下: 第2章四軸飛行器硬件組成 2.1 DIY四軸飛行器介紹 2.1.1 四軸飛行器 四軸飛行器，又稱四旋翼飛行器、四旋翼直升機，簡稱四軸、四旋翼。這四 軸飛行器（Quadrotor）是一種多旋翼飛行器。四軸飛行器的四

20、個螺旋槳都是電 機直連的簡單機構(gòu)，十字形的布局允許飛行器通過改變電機轉(zhuǎn)速獲得旋轉(zhuǎn)機身的 力，從而調(diào)整自身姿態(tài)。 2.1.2 DIY 操作 DIY四軸飛行器需要材料包括：兩組正反螺旋槳、四個直流無刷電機、四個 匹配電機的電子調(diào)速器、機架、直流電池適配器、電池和飛控（可自己制作）。 在本設計中，采用新西達 A2212/13T 1000KV的無刷電機，由12V直流電池 供電；選擇XRotor （樂天）系列20A電子調(diào)速器；F450機架。 首先將四個電調(diào)首先焊接到 F450的機架上的焊盤上，同時焊接電池接線的 母頭。焊接好后按F450機架結(jié)構(gòu)組裝好飛行器。把電調(diào)固定在機架的四臂上后 插上電機和

21、電調(diào)連接的香蕉頭完成組裝整體。最后在電機軸上安裝子彈頭夾緊螺 旋槳完成整體。組成后的飛行器如下圖所示： 圖2.1 DIY四軸飛行器實物圖 電調(diào)的信號線和自制飛控的輸 注意：對角線上安裝的螺旋槳的形狀要一致 出管腳連接即可。 2.2 部分器件的作用介紹 2.2.1 無刷直流電機 電機是拖動螺旋槳旋轉(zhuǎn)產(chǎn)生動力的裝置。 對于直流無刷電機而言，雖然也稱 為直流電機，但是實際獲得的電源是三相交流電， 但并非接受正弦變化的電壓信 息，起轉(zhuǎn)動原理類似步進電機。所以采用直流電源輸出各相脈沖使其旋轉(zhuǎn)。 對于無刷電機而言，最重要的參數(shù)就是 KV （并不是千伏的意義），它表示 電壓每增加1伏時，轉(zhuǎn)

22、速增加的值。 2.2.2 電子調(diào)速器 電子調(diào)速器簡稱電調(diào)。是電機的驅(qū)動元件，它有三個端口， 一個連接電池獲 得電能，一個連接電機用于驅(qū)動電機，最后一個是信號線，兼容 TTL電平，接收 控制機的控制信號。 在實際過程中，檢測高電平寬度，有效信號為1-2ms的高電平長度。根據(jù)持 續(xù)時間輸出不同的電壓使電機的轉(zhuǎn)速不同。 2015屆電氣工程與自動化專業(yè)畢業(yè)設計（論文） 第3章姿態(tài)傳感器介紹 3.1 三軸加速度計 3.1.1 傳感器原理 對于加速度的測量，傳統(tǒng)的方式是在傳感器內(nèi)部放置一個質(zhì)量已知且恒定的 物體，用于感知慣性系統(tǒng)的加速度，其物體和某一直線方向的彈簧連接，當有該 軸加速度

23、產(chǎn)生時，物體施力于彈簧（彈簧和外殼連接，外殼和被測物直接連接固 定），產(chǎn)生拉升或擠壓，記錄此時的彈性形變量就能知道外力再通過牛頓第二定 律就能分析獲得當前的加速度。 目前所使用的加速度計中，測量的辦法很有多種，大體分為：閉環(huán)液浮擺式、 撓性擺式、振弦式和擺式積分陀螺四種。 對于閉環(huán)液浮擺式來說，與傳統(tǒng)的加速度測量原理比較，首先它是感知對應 軸的旋轉(zhuǎn)信息，其次它的信息輸出依據(jù)來源于閉環(huán)設計。當儀表殼體發(fā)生旋轉(zhuǎn)時 （依據(jù)牛頓第二定律，物體運行狀態(tài)的改變必然要有力的作用），由角度感測元 件測量變松旋轉(zhuǎn)信息，并閉環(huán)控制一個力矩器輸出抵抗力矩直到角度穩(wěn)定不再變 動時，將輸入給力矩器的電壓信號作為加速

24、度計的信號輸出。 從原理上將，它是將原設立原理：彈性形變量的改變引發(fā)電氣信號而輸出的道理改變?yōu)橛瞄]環(huán)結(jié)構(gòu) 讓一個設計的的執(zhí)行器抵消外部力矩，用起給電電壓作為等效輸出信號。 對于撓性擺式來說，它的測量辦法和閉環(huán)液浮擺式基本相同，只是閉環(huán)的感 知辦法所用的材料不同，因為想要測量直線加速度，它引用撓性桿的輸出軸剛性 低，其他軸向剛性高的道理，用之感受輸出軸的直線加速度引起的擠壓， 并用其 他設備閉環(huán)控制保持內(nèi)置重物的位置不變。 將執(zhí)行設備的電壓作為等效電壓并輸 出即可。 而振弦式的原理更為簡單，利用弦線在不同張力時的振蕩頻率不同設計， 以 弦線承受外部加速度帶來的引力，通過拉開改變弦線的張力，

25、從而引起振蕩頻率 的變化，所以頻率和加速度成正比關系。 繼而只要在外部接入頻率計，就可以知 道此時的加速度。在實際應用中，一般還加入一條補償所用的弦線，因為熱冷效 應，張力也會隨溫度的變化而變化，加入另一條弦線補償溫度影響，做差模輸出 就可。 擺式積分陀螺原理就是和陀螺儀的原理一樣，在受到外部接連物的旋轉(zhuǎn)變化 時，自己跟隨轉(zhuǎn)動，制作加速度計時讓轉(zhuǎn)子固定不動，形成擺，其他設計原理與 閉環(huán)液浮擺式一樣。 在本系統(tǒng)中采用集成式，直接數(shù)字輸出加速度計 ADXL345該傳感器為多晶 硅表面微加工結(jié)構(gòu)，置于晶圓頂部。由于應用加速度，多晶硅彈簧懸掛于晶圓表 面的結(jié)構(gòu)之上，提供力量阻力。 差分電容由獨立

26、固定板和活動質(zhì)量連接板組成， 能對結(jié)構(gòu)偏轉(zhuǎn)進行測量。加 速度使慣性質(zhì)量偏轉(zhuǎn)、差分電容失衡，從而傳感器輸出的幅度與加速度成正比。 其基本工作原理和閉環(huán)液浮擺式不同在于，并不增加執(zhí)行機構(gòu)抵消外部慣性力， 而是直接由外部慣性力帶動差動電容引起差模輸出的方式。 總而言之，加速度計的測量原理就是在內(nèi)部加入一個質(zhì)量恒定并已知的物 體，讓它感受慣性作用而代入力的作用，然后測量這個力帶來的變化（如ADXL345 所采用的差動電容），或者抵消這個力的所用設備的工作電壓。 3.1.2 ADXL345 ADXL3451由ADI公司推出的集成加速度 傳感器。內(nèi)部工作原理如上一節(jié)所示。它能以 SPI或IIC總線

27、方式輸出數(shù)據(jù)。內(nèi)部自帶有模 數(shù)轉(zhuǎn)換、寄存器等。從設計上講，最大的特點 te % i/o “加 JUIKO45 S- SBVsnr/sirni 9CL/3CLI SDO/ALT MKDKESS HT1 HT2 t DD I/O 1 口口  就是有32級FIFO緩存，存儲了就近時間內(nèi)32組三軸加速度數(shù)據(jù)。所以接收機 不需要發(fā)指令完成轉(zhuǎn)換等操作，大大減輕了接收機的工作負擔。芯片采用 14引 腳封裝，具體引腳安排和基本工作外部接線圖可從網(wǎng)上搜索，本文不贅述。 本設計采用ADXL345隹薦的IIC總線通信模式傳遞傳感數(shù)據(jù)到 AVR中。連接 方式如圖2.1所示，按此接法，其硬件

28、物理地址為 53H,和標準IIC總線通信協(xié) 議相同。 在芯片接入時，首先需要初始 化，利用芯片INT1弓I腳控制給出 數(shù)據(jù)為地址數(shù)據(jù)還是直接數(shù)據(jù)，初 始化時，給芯片31H寄存器 （DATA_FORMA寫入數(shù)據(jù) 0BH表 位代碼 〔十六進制i 二進制補螞表示 H■建制】 加速度g小 0FFF 4095 +1599 0002 + 2 +7E 0001 +1 +39 0000 0 0 FFFF -1 -3.9 FFFE -2 -7.a F000 -160D 圖2.2 ADXL345數(shù)據(jù)格式 示設置量程為 16g以及工作在13 位

29、數(shù)據(jù)格式。給2DH寄存器（POWER_CT寫入數(shù)據(jù)08H,表示開始數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換 給2EH寄存器（INT_ENABLE寫入數(shù)據(jù)80H表示時能中斷DATA_READ股置好 后，在每一次芯片內(nèi)部數(shù)據(jù)寄存器數(shù)據(jù)更新時給中斷信號，表示數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換結(jié)束， 主機可讀取數(shù)據(jù)信息。三軸的加速度數(shù)據(jù)信息為 16為浮點型數(shù)據(jù)，數(shù)據(jù)格式如 圖2.2所示，數(shù)據(jù)沒1 LSB表示3.9mg 3.2 三軸陀螺儀 3.2.1 概述 陀螺儀也是對于飛行器的旋轉(zhuǎn)的位置測量的傳感器，很人有這樣的疑問，為 什么加入了加速度計之后還要加入三軸陀螺儀。有人認為加速度計輸出結(jié)果做兩 次積分就可以獲得旋轉(zhuǎn)角度，而姿態(tài)數(shù)據(jù)就是三軸的偏轉(zhuǎn)角度，

30、所以就是用加速 度計就足夠了。而且陀螺儀也只是輸出角速度，通過加速度計積分一次就可以得 到。 起問題關鍵就在于加速度計的致命缺點上，對于加速度計來說，敏感性（能 感知最小加速度極限）、精確性是矛盾的，如果追求敏感輸出那么噪聲大，真是 信息濾波困難，反之亦然。在四旋翼這個高度不穩(wěn)定的機械系統(tǒng)中， 電機轉(zhuǎn)速的 一點點不平衡都會引起傾斜和繞Z軸轉(zhuǎn)動。實時性要求高就必然要求加速度計要 工作在敏感區(qū)，如果只用加速度將完全無法滿足要求。 9 2015屆電氣工程與自動化專業(yè)畢業(yè)設計（論文） 如果讓兩者配合，就能實現(xiàn)反應靈敏又純凈的輸出信號。 3.2.2 傳感器原理 首先，必須意識到，雖

31、然陀螺儀是測量輸出速度的， 但是角速度傳感器不一 定就是陀螺儀。陀螺儀的依據(jù)就是陀螺原理：一個高速旋轉(zhuǎn)物體的旋轉(zhuǎn)軸具有慣 性，它的旋轉(zhuǎn)軸永遠指向一個方向不變，就如陀螺一般在高速旋轉(zhuǎn)時可以永遠指 向地面保持垂直。如果設法對一個轉(zhuǎn)動的轉(zhuǎn)子垂直于其轉(zhuǎn)軸施加沖擊，這個沖擊 會使轉(zhuǎn)子產(chǎn)生新動量使之旋轉(zhuǎn)軸偏轉(zhuǎn)。沖擊還使轉(zhuǎn)子軸的方向產(chǎn)生同一數(shù)量級的 改變，但新的角速度方向已和新的動量矩方向不一致。 沖擊后，轉(zhuǎn)子軸將緊靠新 動量矩L+AL的方向作微幅高頻的抖動（就好似自身旋轉(zhuǎn)的同時又繞原旋轉(zhuǎn)軸旋 轉(zhuǎn)），其幅度與⑴成反比，而頻率則與⑴成正比。由于⑴很大，這種抖動實際上 是不易察覺的，所以可認為沖擊并未明顯改變

32、轉(zhuǎn)子軸的方向， 即高速自轉(zhuǎn)均衡陀 螺儀的轉(zhuǎn)子軸具有抗沖擊的能力， 這種特性稱為定軸性。但是，如果轉(zhuǎn)子沒有自 轉(zhuǎn)，那么任何微小沖擊將使轉(zhuǎn)子軸獲得角速度， 而此后將按這個方向無限制地偏 離下去。 在應用中，我們只要檢查設置好的旋轉(zhuǎn)軸的指向就能知道我們自身有沒有發(fā) 生偏轉(zhuǎn)，而這個偏轉(zhuǎn)角也能由其旋轉(zhuǎn)軸指向給出。 這就是陀螺儀的原理。但在實 際應用中不可能讓一個轉(zhuǎn)子保持在每秒幾萬轉(zhuǎn)的飛速旋轉(zhuǎn)條件下， 所以實際的陀 螺儀并不是真的有轉(zhuǎn)子在其中，而是利用科里奧利原理設計出來的。科里奧利提 出剛體旋轉(zhuǎn)時的存在一個假想力（后世均稱之為科里奧利力）。他提出的模型效 應是：正如我們所見，在一個旋轉(zhuǎn)盤上不同半徑位

33、置的線速度不同， 當物體從盤 心沿徑向向外運動時起對地線速度在增加， 根據(jù)牛頓第一定律，沒有外力的作用 速度就不會發(fā)生變化的道理，那么線速度的增加就應該存在一個這樣的力的作 用，這就是他提出的假象力。這個力迫使徑向運動的物體線速度增加， 所以沿徑 向移動的速度決定了這個力的大小即為 f =2M0v。 實際陀螺儀的測量原理就是利用科里奧利效應設計的， 這個在上文假設的轉(zhuǎn) 盤就是被測的剛體，其沿自轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)。而陀螺儀中有沿軸向設計兩組電容板， 一 組電容板驅(qū)動物體沿徑向運動，這個物體的運動引起橫向電容板的容值發(fā)生變化 （按科里奧利效應，也就是科里奧利力的分析，在有角速度時，物體會有切向位 移，位

34、移引起容值變化）。通過測量容值變化就可以分析出科里奧利力的大小， 這個力的大小和角速度成正比關系，就可以按如上公式計算出角速度而且線性度 極好。 本設計中，傳感器選擇ITG-3200,采用如上原理設計。 3.2.3 ITG-3200 ITG-3200是由InvenSense公式設計制造的芯片，輸出采用標準IIC總線協(xié) 議，由SCL和SDA引腳傳遞數(shù)據(jù)。該芯片不需要初始化，只需要在呼叫時使用標 準協(xié)議的模式，傳輸?shù)刂沸畔⒉⒉樵儜鸺纯?，又由于AVR自帶有IIC總線引腳， 只需要自己初始化設置即可。 3.3 三軸磁場傳感器 3.3.1 傳感器原理 既然是九軸數(shù)據(jù)融合，除了三軸加速度計、

35、三軸陀螺儀以外還有另外三軸就 是地磁場傳感器。加入的目的不言而喻，在初始化GPSft標之后，只要用這三個 傳感器的數(shù)據(jù)就可以得出目前所在 GP郊標，甚至不需要如GPSft一般頻繁搜索 衛(wèi)星（下文簡稱搜星）應答獲取精確位置。 如果許多智能產(chǎn)品，最典型的如智能手機，在有房屋遮擋位置，也就是不能 搜星的位置也能精確定位坐標的原理就是采用九軸的數(shù)據(jù)融合技術。 如前文所言，三軸加速度計輸出三個軸向的加速度， 陀螺輸出角度，而地磁 場就是直接輸出角度。 對于地磁傳感器而言，目前采用的工作原理有：磁阻效應、霍爾效應、電磁 感應、AMR1異性磁力阻抗感應、巨磁效應（本文不再逐一介紹）。 本設計采用芯片

36、HMC5883LSM或用磁阻效應設計。磁阻效應：載流子的運 動必須要求有電動勢也就是導體內(nèi)的電場力作用才能移動， 當存在磁場時，由于 洛倫茲力的作用發(fā)生偏轉(zhuǎn)（類似霍爾效應），在達到穩(wěn)態(tài)時，某一速度的載流子 所受到的電場力與洛倫茲力相等，載流子在兩端聚集產(chǎn)生霍爾電場，比該速度慢 的載流子將向電場力方向偏轉(zhuǎn)，比該速度快的載流子則向洛倫茲力方向偏轉(zhuǎn)。這 種偏轉(zhuǎn)導致載流子的漂移路徑增加。 或者說，沿外加電場方向運動的載流子數(shù)減 少，從而使電阻增加。這種現(xiàn)象稱為磁阻效應。 3.4 本章小結(jié) 本章主要介紹了在四軸飛行器中所用的傳感器的大概原理和傳感器的選擇。 事實上，由于四軸飛行器的火熱，它的姿態(tài)

37、傳感器層出不窮，而最為著名和被廣 泛應該的就是MPU-6050內(nèi)部集成了本章介紹的三個傳感器外，并以 STM32（乍 為微處理器，集成有氣壓計，可以用于根據(jù)不同高度的大氣壓力不同測算出目前 的高度，內(nèi)部自帶有GPSB法，能直接給出地理坐標。但價格昂貴，筆者在做比 賽時使用過，非常好用，而且數(shù)據(jù)穩(wěn)定，幾乎沒有噪聲，筆者在此推薦。為了節(jié) 約本次設計的成本，本次設計，采用以 AVR為內(nèi)核的集成芯片9DOF IMU想比 較而言,僅僅只是在附加功能上有差別,沒有高度測量和 GPSg（據(jù)。 利用傳感器的AVR串口直接輸出數(shù)據(jù)，用#YPR的ASQI碼作為開始標志位， 以逗號的ASQ1碼為分隔幀。輸出數(shù)

38、據(jù)為浮點數(shù)據(jù)，每一個角度由若干個八位數(shù) 據(jù)構(gòu)成，且全部采用ASQI碼，中間用2EH表示浮點，可按ASQI重裝回為浮點 數(shù)據(jù)，結(jié)束時附上0DH和0AH用用口調(diào)試程序獲得的數(shù)據(jù)如圖 2.3所示。 #YPR=42.63r9.13r29.37 #YPR=42.59,91LTg.41 聲YPR=4Z.54,9.14,-29.4。 #YPR=42.53,9.10,-29-45 #YPR=42.56,9.05,-29.50 #YPR=42.56,9.08,-29.46 #YPR=42.59f9,03r29,40 #YPR-42.63,9,03,-29.43 #YPR=42.66r9.05r-29.

39、43 #YPR=42.63r9.1L-25.43 ^YPR=42.60r9.04^29.40 ifYPR=42.54r9.03r-29.42 #YPR=42.53r9.03r29.45 導 YPR = 42.52,9.。3,-29.48 #YPR=42-54r9.05r29-42 #YPR=42.56,9.10,-29.40 #YPR=42.59,9.00,-29.43 拜YPR=42.59910「2M3 #YPR-42.53f9.08r29.44 23 59 50 52 3D 34 32 2E 35 32 2C 38 2E 36 39 2C 2D 32 39 2E 38 34 QD 0A

40、23 59 50 52 3D 34 32 2E 34 39 2C 38 2E 36 36 2C 2D 32 39 2E 38 36 0D 0A 23 5g 50 52 3D 34 32 2E 34 35 2C 38 2E 36 37 2C 2D 32 39 2E 39 35 0D 0A 23 59 50 52 3D 34 32 2E 34 35 2C 38 2E 36 35 2C 2D 32 39 2E 39 30 0D 0A 23 59 50 52 30 34 32 2E 34 39 2C 38 2E 36 31 2C 2D 32 39 2E 38 37 0D 0A 23 59 50

41、 52 3D 34 32 2E 34 39 2C 38 2E 36 33 2C 2D 32 39 2E 39 32 0D 0A 23 59 50 52 30 34 32 2E 35 34 2C 38 2E 36 32 2C 2D 32 39 ZE 38 37 0D 0A 圖2.3用串口調(diào)試程序在 PC上接收的傳感數(shù)據(jù) Z軸數(shù)據(jù)融合了地磁場數(shù)據(jù)，正西方是為0。這和MPU-605W不相同，后者 只輸出三軸方向上的偏移角度，再開機時自動校準了水平位置，把地磁數(shù)據(jù)做成 GPS俞出。而這個傳感器并不是校準水平，而是直接根據(jù)地磁數(shù)據(jù)，輸出目前傳 感器所在位置的三軸角度。 17

42、 第4章飛行器模型分析 4.1 概述 4.1.1 飛行器飛行原理 四旋翼飛行器，由十字型機架和四組旋槳電機組合構(gòu)成。 和直升機的上升原 理相同，旋槳的旋轉(zhuǎn)迫使空氣加速向下流動， 由于空氣被氣旋作用，飛行器守反 作用力而產(chǎn)生拉力。當四軸旋翼作用力平衡且拉力大于飛行器自身重力時， 飛行 器加速上升同理可以完全懸停和下降。 除了上升了下降以外，因為螺旋槳在旋轉(zhuǎn)時將空氣往下推動的同時還有水平 方向的沖量（最終形成的是氣旋往下），致使也會在水平方向產(chǎn)生扭矩，這股力 的方向和旋轉(zhuǎn)方向有關。扭矩的

43、作用使得飛行器有了繞中心旋轉(zhuǎn)的加速度， 也就 是在Z軸方向的一個自由度。為了保證在正常情況下飛行器穩(wěn)定懸浮在空氣中， 多旋翼的軸數(shù)一般都設計為偶數(shù)。 讓其中一組正轉(zhuǎn)產(chǎn)生升力，另一組反轉(zhuǎn)產(chǎn)生升 力，這樣就用一組去抵消另一組旋翼的扭矩，保持不會自身旋轉(zhuǎn)?；诖?，四軸 并且有一組 飛行器想要懸停，必須要求四個旋翼的上拉力量之和等于自身重力, 旋翼（一般設置對線上的兩個為一組）正轉(zhuǎn)，另一組反轉(zhuǎn)。 而前進、后退、側(cè)飛三個動作都是 利用螺旋槳的升力差，使飛行器傾斜， 在傾斜時，飛行器受重力作用分解出水 平方向的加速度，形成前進、后退、側(cè)飛兩個動作。 在一般性研究中，我們一般要求飛 圖3.1

44、本設計所有飛行器架構(gòu) 行器四個電機旋轉(zhuǎn)速度相同、提供上升 加速后到達預定位置然后四個電機同時下降轉(zhuǎn)速變?yōu)樯偷扔谥亓Α?正副對角 線上的電機旋轉(zhuǎn)不同方向但相同轉(zhuǎn)速完成懸停之后再按要求改變電機轉(zhuǎn)速完成 其他運動。 4.1.2 四軸飛行器模型建立辦法 四軸飛行器的飛行動力，來源于螺旋槳的旋轉(zhuǎn)所帶來的空氣流動， 受其反作 一一 一,、 ，一 * 【2】 “ 一一 用的影響產(chǎn)生上升的力（這個力的分析詳參文獻 ）。文獻中將這一個力的作 用用動量來分析，直接得到飛行器所獲得的反作用力，來用分析的速度也就叫誘 、一 【2】 導速度（它專指通過槳盤時的氣流速度，下文用 V1表

45、示） 。 在本設計中，想建立四軸飛行器的模型結(jié)構(gòu)，獲得在一定范圍下的線性模型， 既而討論算法。而對于飛行器的模型建立，其實質(zhì)上將是一種剛體轉(zhuǎn)動和平動的 模型。在分析時，首先建立出力和螺旋槳轉(zhuǎn)速的關系， 并集總分析施加在飛行器 上的力的方向等。然后利用力學原理，建立運動方程即可。 4.2 力或力矩與螺旋槳的關系 螺旋槳模型的分析屬于空氣動力學模型，要求方法有動量理論、葉素理論、 渦流理論等。本文參考文獻 ⑶的研究辦法，利用動量理論和葉素理論分析。首 先使用動量理論分析誘導速度和力直接的關系，而誘導速度是升力、扭矩、阻力、 側(cè)向力矩四個力的共同作用結(jié)果，但本文敘述時，首先給出了最終分析結(jié)果的

46、式 子，這個式子是我們的目標式，目標式的建立依據(jù)一是實驗下確定了力與轉(zhuǎn)速的 平方確實存在正比關系但具體系數(shù)未知，二是這個式子和按動量分析下用誘導速 度的平方建立的式子十分將近，所以借用調(diào)和系數(shù)整理給出假設式， 再用葉素理 論建立另一個轉(zhuǎn)速和力的關系式反算給出調(diào)和系數(shù)的表達式。 另外，螺旋槳可能工作在軸流狀態(tài)和斜流狀態(tài)， 在前文分析中，只簡述了在 軸流狀態(tài)的情況，即受到上升拉力和旋轉(zhuǎn)扭矩。但在實際情況中，不可能處于理 想的無其他氣流影響的狀態(tài)，也就是處于斜流狀態(tài)。不論是在飛行器前傾飛行時 會有氣流斜向進入氣流場，還會有自然風等影響。隨之就帶來另外兩個不可忽略 的力作用：阻力和側(cè)向力矩。 【

47、3】 本文依據(jù)文獻 的分析理論簡要闡述四個力和轉(zhuǎn)速的關系。 4.2.1 升力和扭矩關系 簡要分析：升力按分析可知，在研究中只能先在軸流狀態(tài)分析再加入斜流的 在軸流狀態(tài)下 由氣壓作用 影響，所以拆分狀態(tài)，首先僅在軸流狀態(tài)下研究升力的作用關系。 根據(jù)文獻 槳葉轉(zhuǎn)動，由于槳葉的傾斜板式設計，轉(zhuǎn)動時影響了上下部的氣壓， 將氣流向下推動。在這個過程中除了推動了氣流外還聚攏了上部氣流。 ⑵理論，假設空氣為理想氣體，不可壓縮，依據(jù)流速定理，對于流體來講，流 速小的地方截面積大，流速大的地方截面積小。 螺旋槳將下部氣壓減少后，上部空氣被壓力推動加速進入槳盤，這個過程中, 氣流開始匯

48、聚，經(jīng)過槳盤后由于排壓作用繼續(xù)加速和匯聚直到槳盤下方大約二分 之一槳盤半徑的位置被壓縮至最小節(jié)流面積，達到速度最大值。 因為直升機在軸向上會出現(xiàn)懸停和上升兩個狀態(tài)， 上升時，空氣流本身和飛 行器有相對速度，氣流會帶有速度的被推動下降和壓縮， 產(chǎn)生的誘導速度也就越 大。螺旋槳輸出的功率作用于氣流產(chǎn)生誘導速度，我們就可以用動量定理來分析 出這個力的大?。ū仨氄f明的是，誘導速度的大小在實際中恰巧等于最大速度的 【2】 (3.1 ) 1/2）,按文獻 的分析這個力大小為: T 二 2fAv； 因為我們需要的是轉(zhuǎn)速和力的關系，所以配合乘上一個調(diào)和常數(shù) Ct弓I入目 標式，式子變?yōu)椋?

49、(3.2 ) — 1 — —2 2 T ACTR21 2 2 1 這就是升力的和轉(zhuǎn)速的關系式。在分析中還發(fā)現(xiàn)，螺旋槳在作用氣流向下加 速的同時還使得氣流有一定的扭轉(zhuǎn)， 所以反作用于旋翼就會產(chǎn)生對應的扭矩， 而 扭矩的分析和升力的分析類似，前人的分析結(jié)果知道了他們的表達式形式相同， 只是系數(shù)不同，所以直接給出目標公式為： D 二-ACdR21 2 2 (3.3 ) 4.2.2 阻力和側(cè)向力矩的關系 阻力和側(cè)向力矩的產(chǎn)生一定是在有斜流的狀態(tài)之下。在一定方向的斜流下， 螺旋槳就會有一部分槳葉處于逆風區(qū)， 而另一部在順風區(qū)，這樣的氣流會讓其下 部氣旋的分布發(fā)生不均勻

50、的現(xiàn)象，而這樣的不對稱氣流是周期變化的，這是模型 中最復雜的部分，由于本設計重點在于傳感器的數(shù)據(jù)處理和控制算法的研究， 所 【3】 以本文直接借用文獻 的結(jié)論建立目標式： 1 2 2 Q ACQR21 2 2 Q (3.4) 1 2 2 L ACLR21 2 2 至此說明：按前文的推論，原始式是式(3.1),按動量定理建立，之后的 四個式子都是一種目標表達式，其中最關鍵的就是系數(shù)C「Cd、Cq、Cl的確定, 在下一節(jié)中闡述。 4.2.3 Ct、Cd、Cq、Cl 的建立 按之前的分析，利用葉素理論分析建立 Ct、Cd、Cq、Cl這四個系數(shù)的表達 式。 在之前的分析中，主要

51、是利用動量原理，集總分析出誘導速度和力之間的關 系，而葉素理論就是利用將槳盤看做無限薄的平面， 然后葉片被無限細分，分析 每個細微槳葉的相對氣流，在根據(jù)葉素的幾何、運動特性確定葉素上的基元力， 【3】 再積分出實際力的大小 的分析理論。 本文不再分析具體內(nèi)容，直接給出結(jié)果為： 2015屆電氣工程與自動化專業(yè)畢業(yè)設計（論文） Cl 2:a 1 (-^ --) 6 8 (3.5 ) 1 —h I 4 CT C 1 2) 1 ——=一 十 —卜2出——九 2口 a 16414 Cd 1 k 1 —D-=——?一… 2「a 4a d 4 2= 2(1

52、+ N2Cd+ /L 2口 a 8a d <6 (3.8) 式中Cd是一個常數(shù)，表示Cd的平均值，對于Cd來說存在關系 1 Cd =1.44/Re 5。而對于槳葉微元來說，每一處的空氣密度，流體速度等都不一 樣，但是之后的分析，在這里可以取平均，還原為一個常數(shù) 日是葉素安裝的角度（本設計中就是螺旋槳的傾斜角）， a為常數(shù)（未知不 定），。是旋翼實度。這幾個數(shù)對于本設計的旋槳來說都是很難直接計算的，只 能通過實驗獲得，他們中除了九、口都和螺旋槳的形狀相關，而九稱之為流入比, 按如下關系建立： v1 - V0sin 二 s / 、 九 二 二 0 s （3.6 ） 1 R

53、 其中氣是入流角，不同的氣流這個角都是不同的，所以很難整定這個系數(shù)。R就 是前行速度Vocosj和CR的比值。如果能保證無自然風的影響，每次前行時傾 斜的角度都固定，這兩個兩個參數(shù)就只和前進速度 V。以及轉(zhuǎn)速Q(mào)有關系。 而對于其他系數(shù)來說，可以在懸停時，按如下關系近似確定： CT (3.7 ) 又仃旋翼實度可以近似根據(jù)如 2 a 6 CQ 二 Cd 2 8 舊前文已經(jīng)說明了 e是槳葉的橫截面傾斜角, 下關系計算： 2015屆電氣工程與自動化專業(yè)畢業(yè)設計(論文) 因為四軸的螺旋槳的槳葉很窄，式中c為槳葉的弦長，就可以近似就取為槳 葉寬的平均值即可。這樣通過式（3.7）

54、建立二元一次方程就可以解出其他未知 數(shù)。 因為空氣動力學中，流體的實際情況非常復雜，而其他結(jié)構(gòu)模型在有了力的 分析結(jié)果之后，其實是簡單的剛體結(jié)構(gòu)，定一定精確度簡化后建立模型并不困難， 四旋翼的高度非線性就是力和轉(zhuǎn)速之間關系非線性產(chǎn)生的。 所以，想要建立一個 精確的模型很難，而且建立之后的作用并不大，因為越精確，非線性程度越高， 式中的四個系數(shù)本身就不固定和前行速度和前行的傾斜角度都有關系。 但按如上分析是可以在一定范圍內(nèi)建立， 忽略一些影響是可以建立可以實用 的模型的。 由于本設計中，采用PID算法，并不是根本具體的運動模型來做詳細分析， 所以本設計中模型建立到此為止，只需要利用四個力

55、和轉(zhuǎn)速之間的關系并可以實 驗測量即可。 由于采用PID算法（在下一章會做詳細算法設計分析），它對于偏差做出應 該的輸出來修正，所以整體的動力學模型對于本設計來說， 意義不大。筆者放棄 了這一部分的研究。 19 第5章算法設計 5.1 懸停控制算法設計 5.1.1 懸停算法分析 本章作為控制器的算法結(jié)構(gòu)分析部分。在本設計中，采用主從機結(jié)構(gòu)，主機 為MSP43印片機負責根據(jù)下位機傳遞三軸角度數(shù)據(jù)代入控制算法計算，并將結(jié) 果換算成用于控制電調(diào)的PW瞰信號。而從機是集成芯片，集合了三軸加速度計、 三軸陀螺儀、三軸地磁傳感和一片 AVR單片機，專職用于結(jié)算出姿態(tài)角。 從算法的選取上講，

56、四軸飛行器屬于欠驅(qū)動的非線性系統(tǒng)，目前有許多研究 者研究出了許多優(yōu)秀的算法可以用來你有效的控制非線性系統(tǒng)，例如反步法 (Backstepping )、滑模控制(Slidingmode )、線性二次型最小二乘法 (LQR、 神經(jīng)網(wǎng)絡自適應、反饋線性化、H 8控制等。 筆者能力無法企及，借此采用模糊PID和經(jīng)典PID對該系統(tǒng)的控制算法進行 設計。 PID技術從上世紀50年代就已經(jīng)被研究透徹，建立的經(jīng)典控制理論也成為 如今最實用的控制算法方案。它以其不需要考慮精確數(shù)學模型(對工程而言只需 要調(diào)節(jié)三個參數(shù)就以完成控制)的優(yōu)勢和出色的穩(wěn)定性、可行性，占據(jù)了大多數(shù) 控制場合。但眾所周知，建立在線性基

57、礎上的 PID,對于非線性系統(tǒng)的控制能力 并不是很強，為了彌補這個缺點，本設計還將加入模糊算法制作模糊 PID控制器 期望能改善控制結(jié)果。所以本設計采用了 PID和模糊PID的兩種方式。當然如果 傳統(tǒng)的固定值PID可以完成任務最好不過。 大家都明白PID算法是一種單輸入單輸出的控制規(guī)則，本本系統(tǒng)的主要任務 就是完成懸停，之后再根據(jù)擬定的方向傾斜，運動到預定位置區(qū)域。首先對于懸 停任務，給定X軸角度為0, Y軸角度為0, Z軸無角速度即可，那么就形成了三 個偏差輸入；四個控制輸出；這四個輸出又用來控制機體六個自由度都不能運動 的局面。所以必須做出結(jié)構(gòu)的改變。 首先六個自由度按前文講述，分別是

58、三個軸的平移和旋轉(zhuǎn)，每一個軸兩個自 由度?，F(xiàn)在將X軸取為正對角線，Y軸取為負對角線，那么，可以認為 Y軸在旋 轉(zhuǎn)是由于X軸的電機轉(zhuǎn)速不同引起的傾斜旋轉(zhuǎn)，同時帶給了 X軸的前進或后退。 在實際飛行中為了保證懸停狀態(tài)不變以及 Z軸不旋轉(zhuǎn)，并且我們假設控制懸停的 電機調(diào)速是微調(diào)。雖然轉(zhuǎn)速平方和升力、扭矩才成正比關系，但是在微調(diào)中我們 可以近似認為轉(zhuǎn)速和升力、扭矩成正比關系，那么對于上述情況的不穩(wěn)定，我們 可以控制X軸的兩顆電機做出相同的△口才能保證（只能在很小的調(diào)節(jié)范圍內(nèi)才 能這么認為），同理可以推論X軸旋轉(zhuǎn)的情況。在控制懸停時，首先我們假設處 于微調(diào)狀態(tài)，轉(zhuǎn)速和力的關系可以近似線性化，那么就可以變

59、為由 X軸輸入做 PID計算后控制X軸兩顆電機做相同轉(zhuǎn)速調(diào)整（也就是認為只有一個），這樣就 做成了單輸入，單輸出的控制結(jié)構(gòu)（Y軸同理）。 簡而言之，在較小的轉(zhuǎn)速調(diào)整區(qū)域內(nèi)認為轉(zhuǎn)速和升力、 扭矩成線性關系的處 理方案；以及分離X、Y軸形成兩個PID環(huán)，讓他們將自己的所在軸控制為不旋 轉(zhuǎn)來完成懸停任務是能在控制中使用 PID或模糊PID作為控制算法的必要假設和 改進處理。 但畢竟不是線性關系，所以一定有偏差，為了保證控制的精度，我們可以引 入另一個控制環(huán)來作為補償。懸停時，我們可以忽略阻力和側(cè)向力矩的影響。 而 我們?nèi)缟鲜鎏幚淼慕Y(jié)果是帶來了調(diào)整之后的不平衡（對角線上的兩個電機增加、 減少相

60、同的轉(zhuǎn)速會略微提升這一組軸的升力和扭矩） ，而對于升力來說，很小的 變化不會帶來實質(zhì)的反應（因為機身很重），但是扭矩則不然，一點的變化都可 能會引起Z軸的自轉(zhuǎn)（至少比上升下降靈敏得多），所以補償就是引入Z軸的旋 轉(zhuǎn)參數(shù)，給定為零，以偏差的正負選擇補償哪個對角線上的較低速電機。 以上就是懸停算法的分析，總而言之這個算法只能在懸停時使用。 在接下的 2015屆電氣工程與自動化專業(yè)畢業(yè)設計（論文） 分析中，因為經(jīng)典PID算法只是一個計算公式，也僅僅只是三個參數(shù)的選擇（本 系統(tǒng)因為其特殊性只能一個一個的測試）。 5.1.2 PID算法選擇分析 在本文中，只考慮PID算法和模糊算法。對

61、于目前最常用的 PID算法來說， 優(yōu)勢很明顯，只有三個參數(shù)需要整定，不需要輔助工作，整定后，即使模型建立 有偏差，仿真結(jié)果和實際有偏差但只要微調(diào)參數(shù)就可以改善，而完成預設工作。 而且編程簡單，數(shù)據(jù)處理量不大。但是缺點也很顯著， PID三個參數(shù)整定之后在 實際工作中，不能有效的實現(xiàn)我們的控制要求，由于系統(tǒng)的高度非線性，還屬于。 對于模糊算法而言，前期的輔助工作，例如按專家經(jīng)驗建立足夠精度的隸屬 度函數(shù)等工作的工作量大。但在投入運行后可以讓響應速度和加速度限制這一組 矛盾有效的解決，日本的特快列車的制動控制模型就是模糊控制對于這類矛盾可 以很好解決的最好例子。 對于本設計來說，并不追求非常完

62、美的加速過程，讓人感覺不到加速度的存 在，但又一定要求，鑒于原始PID的最大劣勢，三個參數(shù)的固定導致在不同階段 三個參數(shù)不能適應該種運行環(huán)境。 本設計采用三參數(shù)按模糊控制浮動的模糊 PID 算法技術。在不同階段PID環(huán)節(jié)的三個參數(shù)會根據(jù)不同情況調(diào)整。 5.1.3 PID三個參數(shù)的大小對于響應波形的影響 對于系統(tǒng)來說，PID三個參數(shù)的大小決定了響應的情況。簡要分析而言， Kp 參數(shù)即比例參數(shù)的大小決定了被控對象響應的快慢， 太小響應速度慢，太大又會 引起振蕩，在本設計中還會引起乘客的不舒適； Ki參數(shù)也就是積分參數(shù)主要用 于歸零系統(tǒng)穩(wěn)態(tài)誤差，但也會引入系統(tǒng)的超調(diào)，因為它的引入即使是穩(wěn)定

63、的系統(tǒng) 也會在階躍輸入下阻尼振蕩后進入下一平衡點； Kd參數(shù)也就是微分參數(shù)用于補 足比例的不足，也就是無法感知偏差的變化率，只對偏差做出反應的情況，以保 證在偏差發(fā)生極快變化而又實際偏差不大時做出必要的為了保持穩(wěn)定的控制輸 出。從整體而言，我期望的是以最快的速度最不需要振蕩的過渡到達平衡點， 三 個參數(shù)任何一個參數(shù)過小都會使得響應時間變長或不能有效抑制干擾信號， 任何 一個參數(shù)過大都可能過大的超調(diào)甚至不穩(wěn)定。 簡而言之，模糊PID的算法引入就是為了在最大限度范圍內(nèi)， 期望達到，較 快的過渡過程、不能過分超調(diào)和不能過分輸出變化這矛盾的三者間取得平衡。 5.1.4模糊控制規(guī)則的建立 PI

64、D三個參數(shù)中比例是最主要也是最重要的控制環(huán)節(jié)（筆者自認為），因為 積分需要時間累積，微分需要控制輸出引起偏差變化帶來信息源才能輸出信號， 所以都不可能脫離比例環(huán)節(jié)的單獨存在，同時比例環(huán)節(jié)是響應速度的最重要的控 制環(huán)節(jié)，它的大小直接影響被控對象的響應速度。 根據(jù)歷來的工程師對于三個參 數(shù)整定的經(jīng)驗，我們得出如下基本控制規(guī)則：當偏差在很大時，應取較大的 Kp, 較小的Kd,不接入積分環(huán)節(jié)；當偏差在中等時，應取較小的 Kp,適度的Ki和 Kd;當偏差較小是，應取較大的 Kp和Ki,適度的Kd。 而在本設計中，由于偏差可能出現(xiàn)正反兩種情況，建立七級模糊語句：負大, 負適中，負較小，零，正較小，

65、正適中，正較大。以三角波形作為隸屬度變化波 形相互間在0.5隸屬度交叉。并取十七級量化等級（量化等級越高，輸入時模糊 化的隸屬度離散化的精確度越高，但同時每增加1級控制表增加一行一列，表將 會越來越大）保證一定的離散模糊化精度。PID三個參數(shù)均使用單獨模糊控制規(guī) 則。 5.1.5 模糊控制表的建立 建立好了控制規(guī)則之后，就將對所有輸入數(shù)據(jù)情況作具體分析。首先要按實 際情況建立各自的論域。建立論域后模糊量化，建立隸屬度函數(shù)表，然后按控制 規(guī)則考慮所有可能偏差和偏差變化率輸入的情況，逐一代入按Mamdani算法計算 出模糊推理結(jié)果，此時還是模糊數(shù)據(jù)。 再根據(jù)重心法計算出模糊控制輸出的精確值，

66、并改變 PID對應的三個參數(shù)。 也就是說按如上做法，考慮所有可能情況線下人工計算出所有的控制輸出表存入 單片機中。這個表就是模糊控制表。 5.1.6 小結(jié) 在這一節(jié)中，首先必須認識到，PID算法因其局限性，只能控制單輸入單輸 出的系統(tǒng)，為了能夠使用PID算法，我們只能做出一定的簡化和改變輸入輸出結(jié) 構(gòu)。 總之，本小節(jié)的設計方案僅僅只能使用于懸停的控制中， 如果要做到Z軸旋 轉(zhuǎn)或者前行（必然伴隨旋轉(zhuǎn)）該算法設計不能使用。 因為本設計要求它可以確定方向，并盡可能的移動到預設區(qū)域中，算法就需 要改進。 5.2 運動算法設計 5.2.1 運動時和懸停時的差別 在運動時，就不能按懸停的算法來控制的原因在于運動時有一定的前行速 度，進入斜流狀態(tài)（雖然不可能有絕對的軸流狀態(tài)， 但在懸停時是可以簡化忽略 斜流的，而運動時就不能這樣簡化）。而狀態(tài)的改變就會帶來新的情況，如下分 析： 其一，在斜流狀態(tài)中不可能忽視斜流帶來的阻力影響。 在之前的軸流狀態(tài)中， 因為可以忽視阻力影響，那么電機的負載只是螺旋槳，所以轉(zhuǎn)速和所給的 PWM 波（電機的控制是開環(huán)的）關系穩(wěn)定，這是可以直接實驗測