日本免费精品视频,男人的天堂在线免费视频,成人久久久精品乱码一区二区三区,高清成人爽a毛片免费网站

第1章簡介

1.1四旋翼飛行器發展歷史無人機是一種通過無線電遙控設備或自備程序算法自行控制的不載人飛行器。早在20世紀初，無人機就在多次局部戰爭中施展其無與倫比的優越性，并且為美國、以色列等國在戰爭中取得勝利起了重要作用。近三十年的時間里，隨著微電子技術、通信技術、材料及推進系統等技術的迅猛發展，無人飛行器不僅外形上更加獨特新穎，而且性能和功能上更加先進。從一開始通過地面搖桿控制飛行器，到用人眼控制飛行器，近些年又出現了用人腦來控制飛行器。由于無人機在作戰中的優異表現，并且具有先天零傷亡的優勢，各國在軍事研究上都將其置于優先發展的地位，國際上也掀起了研究的熱潮，其中以美國和以色列位居榜首。在無人機迅猛發展的同時，能夠垂直起降的無人機備受關注，其中發展最快、研究最多的是四旋翼飛行器。它具有其他固定翼無人機無可匹敵的優越性，不僅能夠執行各種非殺傷性任務，同時又能執行如偵察、目標截獲、監視、通信中斷等各種具有軟硬殺傷性的任務。其結構與普通的單旋翼無人機設計不同，飛行器只能通過改變兩對螺旋槳的轉速來實現各種姿態的變化，通過四個螺旋槳的升力來實現各種飛行軌跡的控制。與傳統的無人機比較，飛行器具有如下幾點明顯的優勢：  體積小、重量輕，并且可以靈活地垂直起降；  易于控制，具有很好的機動性，并且能夠快速地進行姿態控制；  結構簡單、造價低廉，并且適用于一些比較危險的場合。四旋翼飛行器具有相互交叉的兩對旋翼，通過控制旋翼的轉向和轉速，可抵消每對螺旋槳產生的反槳扭矩。此外還可以通過調節兩對旋翼的轉速改變其扭矩大小和升力，實現對飛行器姿態的控制，而不需要調節繁雜的機械裝置，從而減輕了飛行器重量、減少了飛行器的體積、提高了其負載能力。20世紀初就有學者對四旋翼飛行器進行了研究。直到近幾年來，隨著傳感器、處理器以及能源供給等相關技術的發展，同時又出現了新型的飛行控制理論，為解決四旋翼飛行器的各種疑難問題提供了極大的幫助。早期的飛行器如圖11和圖12所示。

圖11Louis Breguet(1907)

圖12George de Bothezat (1922.12)

CurtissWright VZ7是垂直起降飛機，是CurtissWright公司專為美國陸軍設計的，如圖13所示，VZ7通過改變4個螺旋槳的推力實現控制。

圖13CurtissWright VZ7(1958)

1.2四旋翼飛行器的研究現狀在過去的幾十年里，小型無人機已經應用于許多領域。四旋翼飛行器研究的主要熱點是如何提高機動性和懸停能力。四軸飛行器的四轉子設計使得飛行器設計相對簡單、和易操作。目前四軸飛行器的研究熱點在多機通信、環境探索及可操作性，如果把這些特性融合在一起，它可以完成目前其他車輛所不可能完成的很多任務。目前正在研發的有：  貝爾波音四傾轉旋翼機的概念，提出對C130大型軍用運輸機采用固定直升機概念和傾斜轉子概念進一步結合；  Aermatica Spa Anteos是及時個旋轉翼遙控飛機，獲得官方許可的民用空域飛行，由意大利民航局設計制造，并首次工作在非隔離空域；  Aeroquad和Arducopter基于Arduino的四旋翼飛行器DIY(Do It Yourself,自己動手做)建設開源硬件和軟件項目；  Parrot AR.Drone是一款帶有攝像機無線控制的四旋翼飛行器，可以通過智能電話和平板設備進行操控，如圖14所示；  Nixie是一款帶小相機配備的飛行器，可以作為一種穿戴設備，如圖15所示。

圖14Parrot AR.Drone飛行器

圖15Nixie飛行器

1.3四旋翼飛行器的主要應用因為四軸飛行器體積小,重量輕，攜帶方便，能輕易進入人不易進入的各種惡劣環境。該飛行器常用來制作模型，也用來執行航拍電影取景、實時監控、地形勘探等飛行任務。目前主要應用在以下幾個方面。 研發平臺： 四旋翼飛行器是大學研究人員測試和評估在多個不同領域新思路的一個有用工具，包括飛行控制、導航、實時系統和機器人。近年來，許多高校已經讓四旋翼飛行器從事越來越復雜的空中演習。成群的四軸飛行器可以懸停在空中，自主執行復雜的飛行程序，如翻轉。 軍事和執法： 四旋翼無人機用于軍事偵察和執法機構偵察，以及在城市環境中的搜索和救援任務。由加拿大公司Aeryon Labs研發的小型無人機Scout，可以靜靜地在原地徘徊，并用相機觀察地面上的人和物。用戶在超過視線范圍內3km操作Scout，在距地面100~150m的飛行速度達50km/h，續航25min。它允許飛行在惡劣天氣條件下，所有通信都采用數字加密，從而降低了劫持和視頻截取的風險，如圖16所示。

圖16Scout飛行器

圖17大疆無人機

 商業應用： 商業應用最成功的是大疆公司，它約占世界民用無人機市場份額的70%，以及全球小型無人機市場份額的50%。隨著大疆公司把目光從無人機本身的平臺，逐步移向建立在飛行器平臺上的增值應用，未來的市場空間對于這家新興公司來說，仍然是個未知數。在美國使用四軸飛行器較大的領域是航空影像。四旋翼無人機為航拍節約了大量成本。大疆無人機如圖17所示。

第2章四旋翼飛行器的控制原理

2.1四旋翼飛行器的結構如圖21所示，四旋翼飛行器一般是由4個可以獨立控制轉速的外轉子直流無刷電機驅動的螺旋槳提供全部動力的飛行運動裝置，4個固定迎角的螺旋槳分別安裝在兩個十字相交的剛性碳素桿兩端。

圖21四旋翼飛行器結構示意圖

對于絕大多數四旋翼飛行器來講，飛行器的結構關于兩根碳素桿的交點對稱，并且兩個相鄰的螺旋槳旋轉方向相反。正是由于這種獨特結構，使四旋翼飛行器抵消了飛機的陀螺效應，更方便建模。與傳統的單旋翼飛行器，特別是直升機相比，四旋翼飛行器沒有尾槳，這使之擁有更高的能量利用率。另外，四旋翼飛行器四個旋翼的轉速比直升機的螺旋槳轉速明顯低很多。因此，它可以近距離地靠近目標物體，適合室內飛行和近地面飛行。

2.2四旋翼飛行器的運動控制方法四旋翼飛行器系統共有4個輸入，分別為一個上升力和三個方向的轉矩。但是飛行器在空間中卻有6個自由度的輸出坐標，可以進行三個坐標軸方向的平動運動和圍繞三個坐標軸方向的轉動運動。如果沿著任意給定方向的獨立運動，飛行器沒有給予足夠多的運動驅動，那么該飛行器就是欠驅動的。可見，四旋翼飛行器是欠驅動和動力不穩定的系統。因此，針對該系統實現全部的運動控制目標，必然存在旋轉力矩與平移系統的耦合。傳統的縱列式直升機為了平衡反扭矩，需借助尾槳來實現。四旋翼飛行器采用了4個旋翼的機械結構，4個電機作為飛行的直接動力源，通過改變4個螺旋槳的轉速，進而改變螺旋槳產生的升力來控制飛行器姿態和運動。這種設計理念使飛行器結構和動力學特性得到了很大簡化。四旋翼的前槳1和后槳3逆時針旋轉，左右2、4兩槳順時針旋轉，這種反向對稱結構代替了傳統直升機尾旋翼。在飛行過程中，如圖22所示，改變4個旋翼螺旋槳的轉速，可使四旋翼產生各種飛行姿態，也可使四旋翼飛行器向預定方向運動，完成任務。

圖22四旋翼飛行器飛行運動原理

根據四旋翼飛行器的運動方式的特點將其飛行控制劃分為4種基本的飛行控制方式：  垂直飛行控制；  橫滾控制；  俯仰控制；  偏航控制。下面分別對以上4種飛行控制方式進行闡述。垂直飛行控制主要是控制飛機的爬升、下降和懸停。如圖23所示，弧線箭頭方向表示螺旋槳旋轉的方向。當四旋翼處于水平位置時，在垂直方向上，慣性坐標系同機體坐標系重合。同時增加或減小4個旋翼的螺旋槳轉速，4個旋翼產生的升力使得機體上升或下降，從而實現爬升和下降。懸停時，保持4個旋翼的螺旋槳轉速相等，并且保障產生的合推力與重力相平衡，使四旋翼在某一高度處于相對靜止狀態，各姿態角為零。垂直飛行控制的關鍵是要穩定4個旋翼的螺旋槳轉速，使其變化一致。

橫滾控制，如圖24所示。通過增加左邊旋翼螺旋槳轉速，使拉力增大，相應減小右邊旋翼螺旋槳轉速，使拉力減小，同時保持其他兩個旋翼螺旋槳轉速不變。這樣由于存在拉力差，機身會產生側向傾斜，從而使旋翼拉力產生水平分量，使機體向右運動。當Δ2=Δ4時可控制四旋翼飛行器作側向平飛運動。

圖23垂直飛行控制示意圖

圖24橫滾運動控制示意圖

俯仰控制，如圖25所示，與橫滾控制相似，在保持左右兩個旋翼螺旋槳轉速不變的情況下，減少前面旋翼螺旋槳的轉速，并相應增加后面旋翼螺旋槳的轉速，使得前后兩個旋翼存在拉力差，從而引起機身的前后傾斜，使旋翼拉力產生與橫滾控制中水平方向正交的水平分量，使機體向前運動。類似地，當Δ1=Δ3時可控制四旋翼飛行器作縱向平飛運動。

偏航控制，如圖26所示。四旋翼飛行器為了克服反扭矩影響，4個旋翼螺旋槳中的兩個順時針轉，兩個逆時針轉，且對角線上的兩個旋翼螺旋槳轉動方向相同。

圖25俯仰運動控制示意圖

圖26偏航控制示意圖

反扭矩的大小與旋翼螺旋槳轉速有關，當4個旋翼螺旋槳轉速不相同時，不平衡的反扭矩會引起機體轉動。根據上面的原理，可以設計四旋翼飛行器的偏航控制，即同時提升一對同方向旋轉的旋翼螺旋槳轉速并降低另一對相反方向旋轉的旋翼螺旋槳轉速，保障轉速增加的旋翼螺旋槳轉動方向與四旋翼飛行器機身的轉動方向相反。

2.3四旋翼飛行器各部分的工作原理2.3.1飛行姿態與升力關系

為便于進行四軸飛行器運動分析，建立剛體三軸坐標系，將四軸飛行器置于剛體坐標系其中如圖27所示，飛行器運動過程中飛行姿態與各螺旋槳所產生升力之間的關系借助此坐標軸進行分析。

1. 飛行器繞y軸旋轉α角度與升力之間的關系如圖28所示，飛行器與y軸之間夾角α。主要通過左右螺旋槳產生升力差控制，其控制關系為

∑M=Ixα¨(21)

式中： M——力矩； Ix——轉動慣量；α¨——飛行器與y軸夾角二階導數，即角加速度。

lxF右-F左=Ixα¨(22)

式中： F右——右側螺旋槳旋轉產生升力； F左——左側螺旋槳旋轉產生升力;lx——螺旋槳與飛行器中心軸距。

α¨=lx(F右-F左)Ix(23)

圖27飛行器坐標軸建立

圖28飛行器繞y軸的角度α與F左、F右的關系

2. 飛行器繞x軸旋轉β角度與升力之間的關系 如圖29所示，飛行器與x軸夾角β主要通過前后兩個螺旋槳所產生升力差值進行控制，其控制關系為

∑M=Iyβ¨(24)

ly(F前-F后)=Iyβ¨(25)

β¨=ly(F前-F后)Iy(26)

圖29飛行器繞x軸的角度β與F前、F后的關系

3. 飛行器繞z軸旋轉γ角度與升力之間的關系 如圖210所示，飛行器繞z軸旋轉γ角度，使螺旋槳產生扭矩及升力與旋轉角度之間的關系為

∑M=Izγ¨(27)

M右 M左-M前-M后=Izγ¨(28)

圖210飛行器繞z軸旋轉角度γ與M前、M后、M左、M右之間的關系

γ¨=M右 M左-M前-M后Iz(29)

由于螺旋槳所產生的升力和力矩之間存在關系M=cF，所以上式可以表示為γ與升力之間的關系：

γ¨=c右F右 c左F左-c前F前-c后F后Iz(210)

假定各個螺旋槳性能參數一致，則可以認為c前=c后=c左=c右=c，上式可以簡化為

γ¨=c(F左 F右-F前-F后)Iz(211)

4. 飛行器飛行速度與螺旋槳升力之間的關系 根據牛頓第二定律：

∑F=z¨ml(212)

F前 F后 F左 F右-mtg=z¨ml(213)

z¨=F前 F后 F左 F右-mtgml(214)

2.3.2飛行姿態的測量飛行姿態是一個真實飛行物體與參考坐標系之間的角度關系。如2.3.1節中分析使用到的α、β、γ角，這三個角度也稱為歐拉角，對應Pitch、Yaw、Roll。常用姿態測量傳感器有加速度傳感器、角速度傳感器、磁力傳感器、氣壓傳感器、超聲波及GPS(Global Positioning System,全球定位系統)等。若需要獲取比較姿態定位數據，則需要融合計算上述多個傳感器測量數據。對于嵌入式平臺應用，多種傳感器數據融合計算對微處理器的運算能力要求較高。選擇與實際開發平臺相符合的姿態傳感器尤為重要，本設計采用加速度與角速度測量飛行器姿態，兩者測量數據互補融合計算姿態角，可以滿足飛行姿態穩定性要求。2.3.3加速度傳感器工作原理及角度測量加速度傳感器是測量由物體重力加速度引起的加速度量。物理靜止或運動過程中，受重力作用，會產生物體相對于三個坐標軸方向上的重力分量，通過對重力分量進行量化，運用三角函數可計算出物體相對于三個坐標軸的傾角。圖211所示為加速度傳感器測量時重力慣性矢量的三軸分量Rx、Ry、Rz。利用三角函數即可求出重力加速度與三個坐標軸夾角α、β、γ。

α=arccosRyR(215)

β=arccosRxR(216)

γ=arccosRzR(217)

R=R2x R2y R2z(218)

式中： α——重力矢量與y軸夾角； β——重力矢量與x軸夾角； γ——重力矢量與z軸夾角； Rx——加速度計測量重力加速度x軸分量； Ry——加速度計測量重力加速度y軸分量； Rz——加速度計測量重力加速度z軸分量； R——重力矢量。

圖211加速度測量

2.3.4陀螺儀傳感器工作原理及角度測量角速度傳感器(陀螺儀)用來測量一段時間內角度變化速率。對兩次測量時間差值進行積分可得到角度增量值。增量值可正可負，正值表示向角度增大方向旋轉，負值表示向原角度減小反方向旋轉，積分后與測量前初始角度求和可計算出當前角度。

θ=θ0 ∫t0ωdt(219)

式中： θ——旋轉角度值； θ0——上一次旋轉角度值； ω——角速度測量值； t——測量間隔時間。實際使用中，需要得到更加的角速度值，可以使角速度測量值ω取前一次測量值與后一次測量值進行求平均，且兩次測量時間應盡量短。但是角速度測量值在多次積分之后會引入很大的誤差，誤差一部分為積分時間間隔誤差; 另一部分即陀螺儀本身存在一定誤差(漂移)。為盡量減小誤差可采取兩個措施，減小測量時間間隔和一段時間間隔內重新校準陀螺儀。

2.3.5磁力計傳感器工作原理及測量方法地球的磁場就像一個偶極子，地球的南北極為這個偶極子的兩極。在地球極地處，地球磁場的磁場強度為0.6高斯，赤道處的磁場強度為0.3高斯。但是，偶極子只是對地球磁場的簡單比喻。對于地球磁場來說，國際參考磁場是一個更加的模型。此模型中包含一系列球諧條款，根據球諧條款對應一個系數，利用這個系數可以計算出當地的磁場強度，由于地球磁場隨著時間發生漂移，所以這些系數每5年被國際地磁與高空物理學協會更新一次。一些情況下地球磁場會發生變化，日常由于太陽輻射產生的電離層會導致地球磁場發生 0.0001~0.001高斯的變化。每個月發生的幾次太陽耀斑磁暴可產生高達0.01高斯強度的磁場變化。這些因素在一定程度上使地球磁場的強度和方向發生變化。目前用來測量地球磁場的磁力計主要有三種： 磁通門式： 磁通門式磁力計在1928年問世，一直沿用至今。磁通門式磁力計基于磁飽和法，利用被測磁場中磁芯在交變磁場飽和勵磁下其磁感應強度與磁場強度的非線性關系來測量弱磁場的一種方法。這些設備往往是笨重的，而且不耐用，作為較小的集成傳感器，響應時間慢。霍爾效應式： 霍爾效應磁力計的工作原理為通過感測附近的交變磁場而產生輸出電壓的傳感器。這種磁力計的設計簡單，價格低廉，適用于對強磁的測量，但由于靈敏度低，噪聲大而不適用于測量地磁場。磁阻式： 利用磁阻效應的傳感器利用電阻組成惠斯登電橋測量磁場。磁阻式傳感器的靈敏度高、體積小、響應時間快。磁力計作為測試磁場密度的傳感器，廣泛應用于科研和工程等領域。在導航領域中，磁力計用于求取載體姿態中航向角的估計，航向角為磁力計用測量信息在水平方向上的分量求得。三軸磁力計在地球磁場坐標系下的測量值為

hb=［hbxhbyhbz］T

其中，上標b表示了向量h為地球磁場坐標系下的向量，下標x，y，z，表示三軸磁力計各軸的分量。當磁力計水平放置水平面上時，可以利用向量h在水平方向上的兩個分量航向hx和hy求出磁力計坐標系x與地球磁場北極的夾角，即航向角推導公式為：

ψ=arctan hbyhbx(220)

單獨地使用磁力計測量航向角時，由于磁力計非水平放置，導致磁力計產生傾斜角誤差，因此磁力計常與加速度計一起組成電子羅盤。當磁力計與慣性傳感器組合使用進行姿態測試時，磁力計用來估算運動目標的航向角，用以校正陀螺儀漂移誤差。當外界磁場發生突變時，磁力計對載體的航向角估算值失真。2.4姿態解算方法2.4.1互補濾波算法

互補濾波器作為一種頻域特性濾波器，常用于融合來自不同傳感器測量得到的數據。一般地，互補濾波器包含至少兩種頻率特性互補的輸入信號。例如，對于陀螺儀和加速度計解算姿態這一雙輸入系統，兩個輸入量都能分別對姿態角進行解算，其中加速度計輸入量包含高頻噪聲，應通過低通濾波器來濾除； 陀螺儀則包含低頻噪聲(積分漂移)，應采用高頻濾波器濾除。兩者的頻率特性互補，可用互補濾波思想進行姿態解算，最終輸出較信號，其工作原理如圖212所示。

圖212互補濾波姿態融合原理

設運用加速度計和陀螺儀分別解算出的飛行器姿態角x的值為

x1=x u1x2=x u2(221)

其中，u1、u2分別為加速度計高頻噪聲和陀螺儀低頻噪聲。 取互補濾波器由低通濾波器FL(s)=1fs 1和高通濾波器FH(s)=fsfs 1兩部分構成， f為濾波器常數，有

FL(s) FH(s)=1(222)

則姿態角x的估計值X^可表示為

X^s=FLsX1s FHsX2s=Xs FLU1s FHU2s(223)

式(223)對應差分方程表達式為

X^k=1-fX^k-1 X2k-X2k-1 fX1k(224)

式中，X2k為k時刻陀螺儀角速度積分值； X1k為加速度計解算的角度值。相對于單傳感器方案，互補濾波可以避免加速度計精度和動態性能不足的問題，也能避免陀螺儀的漂移誤差。由式(224)可見互補濾波器的結構簡單、計算量小，其編程思想可以描述為

angle=1-A×angle_last gyro×dt A×acc(225)

式中： angle當前融合而成的姿態角； angle_last為上一次姿態角融合結果值； gyro為當前陀螺儀測量的角速度； dt為積分時間； acc為加速度計解算出的姿態角。濾波器系數為A，一般取A小于0.1，表示每次解算結果中陀螺儀積分角度占比重較大，加速度計解算角度占比重較小，這也就相當于對陀螺儀信號高通濾波而對加速度計信號低通濾波。由此可以看出，雖然加速度計信號在每次姿態解算中所占權值較小，但隨著運行時間的增加，加速度計信號實際上是在不斷對陀螺儀積分進行緩慢的矯正，從而減小因陀螺儀積分時間增加而引起的漂移誤差。圖213是取互補濾波器系數A為0.02時對四軸飛行器俯仰角進行姿態解算的結果。

圖213俯仰角互補濾波融合結果

從圖213(a)中可以看出，只用加速度計進行姿態結算雖然沒有靜態誤差，但其波形是含有一定量的噪聲，尤其是在圖中15~20s時，由于飛行器姿態改變，其外力加速度將使解算角度波動較大。圖213(b)中的陀螺儀直接積分解算結果波形雖然平滑，即使在飛行器姿態改變時，其積分角度也沒有波動，但隨著時間的增加，將出現積分角度的漂移。圖中僅進行了25s姿態解算，陀螺儀漂移誤差就達到了將近2°。因此，進行姿態融合是十分必要的。在圖213(c)中，互補濾波取得了較好的效果，不僅波形平滑，而且陀螺儀漂移誤差也得到有效矯正。互補濾波姿態融合雖然計算簡單，運算量小，也能夠取得較理想的融合效果，但對于參數A選取卻沒有比較好的解決辦法，一般是通過不斷調試和反復修改進行確定。若A過大，則角度收斂較慢，動態性能降低； 若A過小，則角度波動較大，濾波效果降低。因此一般還需要運用模糊算法或其他自適應算法對參數值進行實時調整，以滿足系統對靜態和動態時的性能要求。2.4.2卡爾曼濾波算法卡爾曼濾波算法是由匈牙利數學家魯道夫 卡爾曼于1960年提出的一種遞歸更新濾波算法。該算法為了描述整個計算更新的過程，提供了一組有效的遞歸推算方程組來估計過程的狀態量，其間使估計均方誤差最小化。由于卡爾曼濾波器的概率原型解釋及推導過程等更完整的討論相對煩瑣，不是本文研究重點，下面僅簡單介紹離散卡爾曼濾波算法。設離散時間控制系統狀態變量X∈Rn，可由以下離散隨機差分方程描述：

Xk=AX(k-1) BUk W(k)(226)

觀測反饋量即系統輸出方程可描述為

Zk=HX(k) V(k)(227)

其中，W(k)和V(k)均為隨機信號，分別表示過程白噪聲和觀測白噪聲且相互獨立，服從正態分布：

pw~N(0，Q)pv~N(0，R)(228)

式中，噪聲協方差系數R與Q的取值，關系到最終濾波的效果和響應速度。但兩者相互制約，R取值越小，濾波響應和收斂越迅速； Q取值越小，抑制、濾除噪聲的能力越強。卡爾曼濾波的基本公式為(1) 狀態預測方程： 由系統狀態變量k-1時刻的值X(k-1|k-1)和系統輸入U(k)可以求出k時刻系統預測值X(k|k-1)為

X(k|k-1)=AXk-1|k-1 BU(k)(229)

(2) 協