本文關(guān)鍵詞：一種小型雙旋翼技術(shù)驗證機(jī)的設(shè)計與研究　出處：《西北農(nóng)林科技大學(xué)》2016年碩士論文　論文類型：學(xué)位論文

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【摘要】：傾轉(zhuǎn)旋翼飛機(jī)是一種具有重要應(yīng)用價值的新興機(jī)型,是國外直升機(jī)航空工業(yè)積極推動的發(fā)展方向之一;非共軸式雙旋翼直升機(jī)技術(shù)是研究這種新興機(jī)型的關(guān)鍵儲備技術(shù),具有重要的研究價值。本文以實現(xiàn)一種雙旋翼飛行器的姿態(tài)控制為目的,提出了一種小型雙旋翼無人機(jī)的整體設(shè)計方案。為確認(rèn)該方案的有效性,設(shè)計并制造了相應(yīng)的技術(shù)驗證機(jī),并在專門設(shè)計的實驗裝置上對驗證機(jī)的姿態(tài)控制進(jìn)行了驗證。論文首先提出了驗證機(jī)的理論方案。通過對四旋翼飛行器原理及現(xiàn)有大型旋翼機(jī)操縱機(jī)構(gòu)的研究,提出了一種從飛行力學(xué)的角度能夠滿足旋翼機(jī)姿態(tài)控制的雙旋翼飛行器整體設(shè)計方案;發(fā)明了一種單自由度自動傾斜器和相應(yīng)旋翼系統(tǒng),以較精簡的機(jī)構(gòu)完成了小型雙旋翼無人機(jī)姿態(tài)控制所需的機(jī)械運(yùn)動;并通過旋翼空氣動力學(xué)對驗證機(jī)的設(shè)計方案進(jìn)行了論證。驗證機(jī)的機(jī)械系統(tǒng)是實現(xiàn)設(shè)計方案的一個關(guān)鍵。論文通過對驗證機(jī)飛行操縱機(jī)構(gòu)和機(jī)體結(jié)構(gòu)的具體設(shè)計,重點(diǎn)包括單自由度自動傾斜器、旋翼系統(tǒng)以及吊艙結(jié)構(gòu)的設(shè)計,制造出可用于實驗驗證的技術(shù)驗證機(jī)樣機(jī),并對一些關(guān)鍵性零部件進(jìn)行了改進(jìn)�？刂葡到y(tǒng)是實現(xiàn)該設(shè)計方案的另一關(guān)鍵。動力學(xué)模型是研究飛行器姿態(tài)控制的重要工具。論文采用牛頓-歐拉法為驗證機(jī)建立了數(shù)學(xué)模型,通過小擾動理論對動力學(xué)方程進(jìn)行簡化,解出了雙旋翼無人機(jī)的操縱力與飛行姿態(tài)、運(yùn)動狀態(tài)之間的關(guān)系,指出驗證機(jī)姿態(tài)控制器的設(shè)計可以是三個姿態(tài)角和角速度并聯(lián)校正后的線性疊加。論文采用嵌入式技術(shù)設(shè)計了飛控系統(tǒng)的硬/軟件。通過應(yīng)用基元旋轉(zhuǎn)、四元數(shù)和互補(bǔ)濾波的方法,對慣性傳感器組件、磁力計測得的加速度、角速度和三軸磁場強(qiáng)度信息進(jìn)行處理,解算出飛行器的飛行姿態(tài)。采用Stm32F407作為主控芯片,設(shè)計了驗證機(jī)的飛控系統(tǒng),制作了電子飛控系統(tǒng)的硬件,并采用串級PID控制器設(shè)計了驗證機(jī)的飛控軟件。最后,論文對控制器的效果進(jìn)行了實驗驗證。通過設(shè)計專門的實驗裝置、分別對飛控系統(tǒng)的單自由度控制、三自由度耦合控制以及驗證機(jī)實機(jī)姿態(tài)控制進(jìn)行實驗;通過單自由度控制實驗掌握了串級PID參數(shù)整定的經(jīng)驗并對控制器的性能和改進(jìn)方法進(jìn)行了研究,以四旋翼無人機(jī)為平臺驗證了所設(shè)計的飛控系統(tǒng)在三自由度耦合控制下的可行性,最終在驗證機(jī)上進(jìn)行了實機(jī)測試。實驗結(jié)果表明,本文所設(shè)計的雙旋翼無人機(jī)可以實現(xiàn)驗證機(jī)的姿態(tài)控制。
[Abstract]:Tiltrotor aircraft is a new type which has important application value, is the direction of development of the aviation industry to actively promote the international helicopter; non coaxial twin rotor helicopter technology is the key research of this new type of reserve technology, has the important research value of this paper. In order to achieve a double rotor aircraft attitude control for the purpose and put forward the overall design scheme of a miniature dual rotor UAV. In order to confirm the effectiveness of the proposed scheme, design and manufacturing technology and the corresponding verification machine, and in the experimental device designed to control the attitude of the machine on the validation is verified. This paper put forward the theory of program verification. Through the research on the machine four rotor aircraft principle and existing large rotorcraft operating mechanism, put forward a kind of in flight dynamics can satisfy the attitude control of dual rotorcraft rotorcraft overall design Plan; the invention of a single degree of freedom automatic tilt and the corresponding rotor system, mechanical movement with a streamlined body to complete the small double rotor UAV attitude control is required; and it is proved by rotor aerodynamics design verification of the machine. The mechanical system validation machine is a key design scheme. Based on the specific design verification mechanism and machine body structure flight control, including single degree of freedom automatic tilt rotor system, and the design of pod structure, which can be used to manufacture a technology demonstrator prototype experiment, and some key parts was improved. The control system is another key the design scheme of the dynamics model is an important tool to study the aircraft attitude control. The Newton Euler method is adopted to establish the mathematical model for the test machine, perturbation theory to the small The kinetic equations are simplified and solved the control force double rotor UAV and flight attitude, the relationship between the state of motion, it is pointed out that the design verification machine attitude controller can be linear superposition of three attitude angle and angular velocity in parallel after correction. The hardware / software design of flight control system through the application of embedded technology. Methods four element rotation, element number and complementary filter, the inertial sensor assembly, magnetometer measured acceleration, angular velocity processing and three axis magnetic field intensity information, calculate the attitude of the aircraft. By using Stm32F407 as the main control chip, design of the flight control system to verify the machine, making the electronic flight control system the design of the hardware and software verification machine PID series controller. Finally, the effect of the controller is verified by experiments. The experimental device designed specifically for flight control system, respectively. A single degree of freedom control system, three degree of freedom coupling control and verification machine real machine attitude control experiment; the single degree of freedom control experiment to control the cascade PID parameter tuning experience and the performance of the controller and the improved method was studied to verify the feasibility of the four rotor UAV flight control system design in three degrees of freedom coupling under the control of the platform, finally carried on the real machine test in the test machine. The experimental results show that the design of the dual rotor UAV attitude control machine can realize the verification.

【學(xué)位授予單位】：西北農(nóng)林科技大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V275.1

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本文編號：1376863