一 項(xiàng)目可行性分析

背景分析：

無(wú)人飛行器自主飛行技術(shù)多年來(lái)一直是航空領(lǐng)域研究的熱點(diǎn)，并且在實(shí)際應(yīng)用中存在大量的需求，主要優(yōu)點(diǎn)包括：系統(tǒng)制造成本低，在執(zhí)行任務(wù)時(shí)人員傷害小，具有優(yōu)良的操控性和靈活性等。而旋翼式飛行器與固定翼飛行器相比，其優(yōu)勢(shì)還包括：飛行器起飛和降落所需空間少，在障礙物密集環(huán)境下的可控性強(qiáng)，以及飛行器姿態(tài) 保持能力高。小型四旋翼飛行器與其它飛行器相比，其優(yōu)勢(shì)在于其機(jī)械結(jié)構(gòu)較為簡(jiǎn)單，并且只需通過(guò)改變四個(gè)馬達(dá)的轉(zhuǎn)速即可實(shí)現(xiàn)控制，且飛行機(jī)動(dòng)能力更加靈活。 另一方面，小型四旋翼飛行器具有較高的操控性能，并具有在小區(qū)域范圍內(nèi)起飛，盤(pán)旋，飛行，著陸的能力。

因此我們根據(jù)四旋翼飛行器的特點(diǎn)，提出了一種數(shù)字式飛行控制系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)。飛行控制計(jì)算機(jī)是四旋翼飛行器自動(dòng)駕駛儀的基本組成部件。采用模塊化設(shè)計(jì)思想，設(shè)計(jì)開(kāi)發(fā)一種基于PIC32 高性能單片機(jī)為核心的飛行控制計(jì)算機(jī)。四旋翼飛行器采用對(duì)稱(chēng)分布的結(jié)構(gòu)形式,建立非線性數(shù)學(xué)模型。通過(guò)引入四個(gè)控制量，把非線性模型分解并線性化，得出懸停狀態(tài)下四旋翼飛行器簡(jiǎn)化的線性模型，采用經(jīng)典的PID 控制方法，并對(duì)數(shù)字仿真結(jié)果進(jìn)行分析，驗(yàn)證控制方案的可行性；同時(shí)，制作四旋翼飛行器的結(jié)構(gòu)外形和以傳感器、飛行控制計(jì)算機(jī)、執(zhí)行機(jī)構(gòu)為核心的主體硬件， 在硬件和軟件上都要實(shí)行其基本功能。

二 項(xiàng)目?jī)?nèi)容

本項(xiàng)目研究四軸飛行器，實(shí)現(xiàn)飛行、采樣、數(shù)據(jù)傳輸?shù)裙δ堋Ｋ婕暗降募夹g(shù)很多，主要有：軟件算法、微電子、模擬電子技術(shù)、機(jī)電一體化和自動(dòng)控制理論等。所以，項(xiàng)目小組將其分析這個(gè)部分，一一攻克。

飛行控制系統(tǒng)理論分析，建立數(shù)學(xué)模型，硬件選型及原理設(shè)計(jì)

在研究四旋翼飛行器控制算法之前，首先必須建立飛行器系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)模型。在本章中，首先介紹建模的基本方法：選取影響飛行器運(yùn)動(dòng)的關(guān)鍵受力和力矩，再根據(jù)相應(yīng)的物理定律建立飛行器的動(dòng)力學(xué)方程。然后在得到四旋翼飛行器的動(dòng)力學(xué)方程之后，適當(dāng)?shù)倪x取控制量，運(yùn)用控制理論中經(jīng)典的 PID 控制算法。對(duì)飛行器系統(tǒng)進(jìn)行控制。

2. 軟件編程，同時(shí)進(jìn)行硬件搭建

考慮到現(xiàn)實(shí)實(shí)驗(yàn)室的條件，實(shí)用采用以下的硬件方面采用PIC32做航姿校正控制核心，DsPIC30F4013做電機(jī)控制，PIC18F45K20做超聲測(cè)距進(jìn)行高度保持，nRF2401做數(shù)據(jù)傳輸，加速度傳感器MMA7260。圖1就是該系統(tǒng)框圖。

航姿控制控制算法實(shí)現(xiàn)：

航姿控制控制算法應(yīng)該包括姿態(tài)控制和航行行為控制。其中空中姿態(tài)控制應(yīng)該是自主完成的，主要包括飛行器的自旋、俯仰、側(cè)傾和高度。

而航行行為控制主要是由操作者通過(guò)無(wú)線傳輸對(duì)飛行器進(jìn)行遙控操作的。如果空中姿態(tài)能夠很好得控制和保持，那么航行行為控制的問(wèn)題也就迎刃而解了。所以以下重點(diǎn)討論空中姿態(tài)控制問(wèn)題。為描述方便起見(jiàn)，由下圖簡(jiǎn)單示意，后續(xù)描述皆以圖為參考：

四軸飛行器的一切控制行為都是通過(guò)調(diào)整四個(gè)動(dòng)力電機(jī)的轉(zhuǎn)速來(lái)實(shí)現(xiàn)的。

首先，為了克服飛行器自旋，必須相鄰的任意兩電機(jī)轉(zhuǎn)向相反；而位置相對(duì)的一對(duì)電動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)向一致（如上圖所示），通過(guò)精確調(diào)整這兩對(duì)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，使其反扭矩相互抵消，在此調(diào)整過(guò)程中為避免造成飛行器側(cè)傾或俯仰角度發(fā)生變化，需同步改變位置相對(duì)的一對(duì)電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速。

其次，為使飛行器保持水平，需要改變某一個(gè)電機(jī)的轉(zhuǎn)速，以重新保持水平，而這一調(diào)整會(huì)引起四個(gè)電機(jī)反扭矩的不均衡，造成飛行器自旋，故而需要同步調(diào)整相對(duì)位置的同向旋轉(zhuǎn)的電機(jī)的轉(zhuǎn)速，使其重新達(dá)到平衡。例如飛行器由于某種擾動(dòng)造成右傾，此時(shí)需要提高電機(jī)丁的轉(zhuǎn)速?gòu)亩黾悠渖?，而此一行為?huì)造成整個(gè)飛行器順時(shí)針力矩增加從而開(kāi)始自旋，所以在增大電機(jī)丁的轉(zhuǎn)速的同時(shí)還需要同步減小電機(jī)乙的轉(zhuǎn)速，以抵消其增加反力矩。

最后，為了保持高度穩(wěn)定，需要通過(guò)某種手段檢測(cè)飛行器的實(shí)時(shí)高度，目前考慮的方案是超聲波測(cè)距，日后不排除激光測(cè)距和GPS的可能性。不過(guò)超聲測(cè)距和GPS的分工不同，超聲測(cè)距主要負(fù)責(zé)在0～10m范圍內(nèi)的高度檢測(cè)，而GPS的精度決定了它只適用于高度較高的情況下保持高度之用。

以上談到的都是控制的原理，具體手段就需要通過(guò)單片機(jī)來(lái)實(shí)現(xiàn)了。如果想達(dá)到較好的控制效果，PID算法是必不可少的。同時(shí)三種調(diào)整過(guò)程是需要有機(jī)結(jié)合在一起組成一個(gè)完備的航姿控制算法體系的，三者相互滲透，相互引用，同時(shí)作用才能達(dá)到目的。譬如保持水平的同時(shí)需要隨時(shí)檢測(cè)自旋情況，并及時(shí)調(diào)整。

3. 測(cè)試程序，完成飛行器初步功能

4. 進(jìn)一步修改，以降低飛行器功耗，提高飛行器性能