發(fā)布時(shí)間：2018-06-08 15:30

  本文選題：四旋翼無(wú)人飛行器 + 飛行控制系統(tǒng)��； 參考：《安徽工業(yè)大學(xué)》2015年碩士論文

【摘要】：四旋翼無(wú)人飛行器(Quadrotor UAV)是一種六自由度垂直起降無(wú)人飛行器(Vertical Take-Off and Landing UAV,VTOL UAV),能夠完成空中懸停、低速飛行、垂直起降和室內(nèi)飛行等固定翼飛機(jī)無(wú)法完成的任務(wù),與傳統(tǒng)意義上的直升機(jī)相比,又具有結(jié)構(gòu)和控制簡(jiǎn)單、制造精度要求較低、穩(wěn)定性好、較弱的陀螺效應(yīng)等優(yōu)勢(shì)。近年來(lái),四旋翼無(wú)人飛行器以其諸多優(yōu)點(diǎn)和在無(wú)人偵察、交通管理、森林防火、城市巡邏等領(lǐng)域的廣闊應(yīng)用前景,成為國(guó)際上的研究熱點(diǎn)。本文在綜述四旋翼無(wú)人飛行器的研究現(xiàn)狀、關(guān)鍵技術(shù)與應(yīng)用前景的基礎(chǔ)上,根據(jù)四旋翼無(wú)人飛行器飛行原理,建立了飛行器數(shù)學(xué)模型,并針對(duì)姿態(tài)解算方法和飛行控制算法展開仿真研究,搭建四旋翼飛行器實(shí)物平臺(tái),最終完成飛行器的穩(wěn)定懸停和遠(yuǎn)程操控等研究目標(biāo)。首先,分析小型四旋翼飛行器的運(yùn)動(dòng)方式與工作原理,推導(dǎo)其數(shù)學(xué)模型。建立飛行器坐標(biāo)系,結(jié)合牛頓-歐拉方程以及旋翼的動(dòng)靜態(tài)模型推導(dǎo)出四旋翼飛行器的非線性數(shù)學(xué)方程,并選取合適的輸入輸出量以及狀態(tài)量,運(yùn)用matlab工具對(duì)飛行器在懸停點(diǎn)進(jìn)行配平和線性化,從而得到輸出對(duì)輸入的傳遞函數(shù),實(shí)現(xiàn)控制模型的簡(jiǎn)化。其次,根據(jù)閉環(huán)控制的特點(diǎn),對(duì)飛行器的反饋通道進(jìn)行設(shè)計(jì)。結(jié)合陀螺儀、加速度傳感器和地磁傳感器的測(cè)量原理,推導(dǎo)出飛行器姿態(tài)的求解公式。針對(duì)其傳感器的誤差特點(diǎn),設(shè)計(jì)離散擴(kuò)展卡爾曼濾波器(EKF)對(duì)飛行器機(jī)體姿態(tài)進(jìn)行最優(yōu)估計(jì),得到四旋翼飛行器的姿態(tài)和航向信息,從而為飛行器系統(tǒng)穩(wěn)定飛行提供重要的反饋控制參數(shù)。再次,針對(duì)線性化后的飛行器模型傳遞函數(shù),對(duì)其進(jìn)行穩(wěn)定性分析。結(jié)合經(jīng)典控制理論對(duì)每一個(gè)通道進(jìn)行校正,設(shè)計(jì)了串級(jí)PID控制器,并搭建matlab/simulink仿真環(huán)境對(duì)設(shè)計(jì)好的控制器進(jìn)行仿真分析,完善所設(shè)計(jì)的串級(jí)PID控制器的參數(shù)。最后,搭建四旋翼飛行器平臺(tái),根據(jù)系統(tǒng)的要求,對(duì)其進(jìn)行軟硬件設(shè)計(jì)。選定STM32F4作為系統(tǒng)的主控制器,結(jié)合所用的主控制器完成控制器的軟件設(shè)計(jì)和控制算法的移植,對(duì)其進(jìn)行實(shí)際飛行驗(yàn)證和結(jié)果分析。
[Abstract]:Quadrotor UAV (Quadrotor UAV) is a six-degree-of-freedom vertical take-off and landing UAV (Vertical Take-Off and Landing UAV VTOL UAV) that can accomplish tasks that cannot be accomplished by fixed-wing aircraft such as hovering, low-speed flight, vertical take-off and landing, and indoor flight. Compared with the traditional helicopter, it has the advantages of simple structure and control, low manufacturing precision, good stability and weak gyro effect. In recent years, the four-rotor unmanned aerial vehicle (UAV) has become an international research hotspot with its many advantages and broad application prospects in the fields of unmanned reconnaissance, traffic management, forest fire prevention, urban patrol and so on. On the basis of summarizing the research status, key technology and application prospect of four-rotor unmanned aerial vehicle (UAV), the mathematical model of Four-rotor UAV is established according to its flight principle. The simulation research on attitude solution and flight control algorithm is carried out, and the physical platform of the four-rotor aircraft is built. Finally, the stable hovering and remote control of the vehicle are completed. Firstly, the motion mode and working principle of a small four-rotor aircraft are analyzed, and its mathematical model is deduced. The aircraft coordinate system is established, and the nonlinear mathematical equations of the four-rotor aircraft are derived by combining Newton-Euler equation and rotor dynamic and static model, and the appropriate input and output quantities and state quantities are selected. The matlab tool is used to equalize and linearize the aircraft at the hovering point, thus the transfer function of the output to the input is obtained, and the control model is simplified. Secondly, according to the characteristics of closed-loop control, the feedback channel of aircraft is designed. Based on the measuring principle of gyroscope, acceleration sensor and geomagnetic sensor, the formula for calculating the attitude of aircraft is derived. According to the error characteristics of the sensor, a discrete extended Kalman filter (EKF) is designed to estimate the airframe attitude and obtain the attitude and heading information of the four-rotor aircraft. Thus, important feedback control parameters can be provided for stable flight of aircraft system. Thirdly, the stability of the linearized vehicle model transfer function is analyzed. Based on the classical control theory, a cascade pid controller is designed, and a matlab/simulink simulation environment is built to simulate and analyze the designed controller to perfect the parameters of the designed cascade pid controller. Finally, the four-rotor aircraft platform is built and the software and hardware are designed according to the requirements of the system. STM32F4 is selected as the main controller of the system. The software design of the controller and the transplant of the control algorithm are completed with the master controller. The actual flight verification and analysis of the results are carried out.
【學(xué)位授予單位】：安徽工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號(hào)】：V249.1

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本文編號(hào)：1996280