本文關(guān)鍵詞：基于STM32的四旋翼直升機控制系統(tǒng)設(shè)計，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

【摘要】：四旋翼直升機是一種結(jié)構(gòu)緊湊，飛行機動方式獨特的非線性強耦合直升機。由于其機動靈活，帶載能力強，在軍事和民用領(lǐng)域都具有巨大的應(yīng)用潛力。但是四旋翼直升機具有欠驅(qū)動、難控制、多變量等控制特點，因此成為國內(nèi)外控制領(lǐng)域研究的熱點和難題。 本文根據(jù)四旋翼直升機的研究現(xiàn)狀，分析了研究目的和意義，重點總結(jié)了當(dāng)前國內(nèi)外研究的方向和熱點，簡要概括了四旋翼直升機的發(fā)展現(xiàn)狀。通過對四旋翼直升機構(gòu)造和飛行機理的分析，建立了四旋翼直升機的動力學(xué)模型和電機的動力學(xué)模型，并對該模型進行了必要簡化。 在數(shù)字濾波方面，卡爾曼濾波算法具有計算量和儲存量“雙小”的明顯優(yōu)勢，且能夠?qū)⒍嗦泛阶诵盘栠M行融合，得到航姿信號的最優(yōu)解，使其成為航姿信號濾波的最佳選擇。數(shù)據(jù)解算采用了計算簡單，易于操作的四元素法，通過實驗測試進一步驗證了其可行性和可靠性。 在飛行控制方面，采用PID控制偏航角、俯仰角、滾轉(zhuǎn)角、高度等航姿被控信號，使四旋翼直升機能夠及時、準確的進行姿態(tài)調(diào)整，并通過仿真進行了驗證。此外，本文設(shè)計了無刷直流電機的PID控制算法，仿真結(jié)果證明了其可靠性。 在實驗平臺的設(shè)計方面，選擇了高性能、低成本和低功耗的STM32F103作為主控芯片，采用了國際主流的LSM303LHC、L3GD20和LPS331AP作為傳感器，檢測四旋翼直升機的三軸加速度和磁航行、三軸角速度、氣壓高度值等飛行姿態(tài)信號，為數(shù)字濾波、數(shù)據(jù)解算和飛行控制器提供可靠的狀態(tài)變量。此外，設(shè)計了新西達2212的驅(qū)動模塊。 最后，，通過實驗測試，給出了四旋翼直升機的功能和相關(guān)參數(shù)，論證了所設(shè)計系統(tǒng)的可靠性、優(yōu)越性。
【關(guān)鍵詞】：四旋翼直升機 STM32F103 卡爾曼濾波 PID控制器 無刷直流電機
【學(xué)位授予單位】：西華大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2014
【分類號】：V275.1;V249.1
【目錄】：

• 摘要4-5
• Abstract5-8
• 1 緒論8-14
• 1.1 研究目的及意義8-10
• 1.2 研究方向及熱點10
• 1.3 國內(nèi)外發(fā)展現(xiàn)狀10-12
• 1.4 論文結(jié)構(gòu)安排12-14
• 2 四旋翼直升機動力學(xué)建模14-21
• 2.1 四旋翼直升機簡介14
• 2.2 四旋翼直升機構(gòu)造及其飛行機理14-17
• 2.3 四旋翼直升機的動力學(xué)模型17-21
• 2.3.1 四旋翼直升機空氣動力學(xué)及其力矩模型17-18
• 2.3.2 四旋翼直升機電機動力學(xué)模型18-19
• 2.3.3 四旋翼直升機的模型簡化19-21
• 3 四旋翼直升機控制算法設(shè)計21-38
• 3.1 數(shù)據(jù)濾波及其解算22-29
• 3.1.1 數(shù)據(jù)濾波22-26
• 3.1.2 數(shù)據(jù)解算26-28
• 3.1.3 濾波及其解算結(jié)果測試28-29
• 3.2 姿態(tài)、高度控制算法的選取29-31
• 3.3 直升機姿態(tài)控制算法設(shè)計31-32
• 3.3.1 俯仰、滾轉(zhuǎn)角控制算法設(shè)計31
• 3.3.2 偏航角控制算法設(shè)計31-32
• 3.4 高度控制算法設(shè)計32-33
• 3.5 直升機控制算法仿真33-38
• 3.5.1 俯仰、滾轉(zhuǎn)角控制仿真33-34
• 3.5.2 偏航角控制仿真34-36
• 3.5.3 高度控制仿真36-37
• 3.5.4 控制算法仿真總結(jié)37-38
• 4 無刷直流電機控制38-48
• 4.1 無刷直流電機的工作原理38-39
• 4.2 轉(zhuǎn)子零初始位置檢測39-41
• 4.3 電機的啟動41-42
• 4.4 電機控制算法的實現(xiàn)42-46
• 4.4.1 PWM 轉(zhuǎn)速控制42-44
• 4.4.2 電機轉(zhuǎn)速計算44-45
• 4.4.3 電機的 PI 調(diào)節(jié)45-46
• 4.5 電機控制算法仿真46-48
• 5 四旋翼直升機實驗平臺設(shè)計48-60
• 5.1 四旋翼直升機主控模塊設(shè)計48-51
• 5.1.1 主控芯片的設(shè)計48-49
• 5.1.2 系統(tǒng)保護電路設(shè)計49-50
• 5.1.3 傳感器模塊的設(shè)計50-51
• 5.2 電機驅(qū)動模塊硬件電路設(shè)計51-58
• 5.2.1 電機及旋翼的選擇51-53
• 5.2.2 電機驅(qū)動芯片選擇53-54
• 5.2.3 電池電壓、電流和換相檢測電路54-58
• 5.3 系統(tǒng)程序設(shè)計58-60
• 5.3.1 IAR FOR ARM58
• 5.3.2 程序流程圖58-60
• 6 實驗調(diào)試和結(jié)果60-62
• 6.1 PWM 測試實驗60-61
• 6.2 直升機的功能和相關(guān)參數(shù)61-62
• 7 結(jié)論與展望62-64
• 7.1 全文總結(jié)62
• 7.2 課題展望62-64
• 參考文獻64-66
• 致謝66-67
• 附錄一、主控板原理圖67-68
• 附錄二、傳感器模塊原理圖68-69
• 附錄三、電機調(diào)速模塊原理圖69-70

【參考文獻】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前4條

1 朱戰(zhàn)霞,袁建平;無人機編隊飛行問題初探[J];飛行力學(xué);2003年02期

2 劉乾;孫志鋒;;基于ARM的四旋翼無人飛行器控制系統(tǒng)[J];機電工程;2011年10期

3 李勁松;宋立博;顏國正;;基于自適應(yīng)逆控制方法的小型四旋翼無人直升機姿態(tài)控制[J];上海交通大學(xué)學(xué)報;2012年06期

4 唐強,朱志強,王建元;國外無人機自主飛行控制研究[J];系統(tǒng)工程與電子技術(shù);2004年03期

  本文關(guān)鍵詞：基于STM32的四旋翼直升機控制系統(tǒng)設(shè)計，由筆耕文化傳播整理發(fā)布。

本文編號：495801