第一篇：關于四旋翼飛行器的心得

關于四旋翼飛行器的心得

對于飛行器或者航模之類的映像，是在高中時期，學校有航模小組，經?？梢钥吹侥弥侥５膶W生在進行試飛，當時心中感覺“航模”是非常有意思并且“高科技”。如今已經歷高考進入大學，在學校的為我們安排的導師制計劃中，非常幸運的加入無人機航拍飛行器小組，關于四旋翼飛行器，在查閱了相關資料后，有了一定的了解。

四旋翼飛行器也稱為四旋翼直升機，是一種有4個螺旋槳且螺旋槳呈十字形交叉的飛行器。Seraphi 是一款可用于空中拍攝的一體化多旋翼飛行器，它外觀時尚精美，做工精湛，還擁有集成了自身研發的飛行動力系統，并配置專業的無線電遙控系統。Seraphi集成易作、易維護的穩定設計，在出廠前已經設置并調試所有的飛行參數及功能，具有免安裝、免調試的快速飛行模式。Seraphi 攜帶方便，可以搭配GoPro或者其它微型相機錄制空中視頻。

記得在TED的講座中，有一期叫做“TED-紅遍全球的的炫酷飛行器”，這個講座說明了四旋翼飛行器的一些特點。1.時尚精美、做工精湛。Seraphi外觀時尚精美，做工精湛，還擁集成了自身研發的飛行動力系統，并配置專業的無線電遙控系統。2.集成易作、易維護的穩定設計。Seraphi集成易作、易維護的穩定設計。Seraphi 攜帶方便，可以搭配GoPro或者其它微型相機錄制空中視頻。3.自由切換多種飛行模式。Seraphi內置自身研發的飛行控制系統，具備多種飛行模式，可以根據不同的飛行需要以及不同的飛行環境進行實時的智能切換以達到不一樣的飛行體驗。4.方向控制靈活。Seraphi具備自身研發飛控系統，方向控制靈活。在通常飛行過程中，可以根據需要，進行靈活縱。

制作航拍飛行器能夠讓培養我們的團隊合作意識，拓寬我們的知識領域，同時讓我們動手實踐的能力得到提升，相信這次經歷肯定能成為我的大學生活中最值得回憶的事情之一。

第二篇：動態系統建模（四旋翼飛行器仿真）實驗報告

動態系統建模（四旋翼飛行器仿真）

實驗報告

院（系）名稱

大飛機班

學號

學生姓名

任課教師

2011年

X月

四旋翼飛行器的建模與仿真

一、實驗原理

I．四旋翼飛行器簡介

四旋翼飛行器通過四個螺旋槳產生的升力實現飛行，原理與直升機類似。四個旋翼位于一個幾何對稱的十字支架前、后、左、右四端，如圖1-1所示。旋翼由電機控制；整個飛行器依靠改變每個電機的轉速來實現飛行姿態控制。

在圖1-1中，前端旋翼1

和后端旋翼3

逆時針旋轉，而左端旋翼2

和右端的旋翼4

順時針旋轉，以平衡旋翼旋轉所產生的反扭轉矩。由此可知，懸停時，四只旋翼的轉速應該相等，以相互抵消反扭力矩；同時等量地增大或減小四只旋翼的轉速，會引起上升或下降運動；增大某一只旋翼的轉速，同時等量地減小同組另一只旋翼的轉速，則產生俯仰、橫滾運動；增大某一組旋翼的轉速，同時等量減小另一組旋翼的轉速，將產生偏航運動。

圖1-1

四旋翼飛行器旋翼旋轉方向示意圖

從動力學角度分析，四旋翼飛行器系統本身是不穩定的，因此，使系統穩定的控制算法的設計顯得尤為關鍵。由于四旋翼飛行器為六自由度的系統（三個角位移量，三個線位移量），而其控制量只有四個（4

個旋翼的轉速），這就意味著被控量之間存在耦合關系。因此，控制算法應能夠對這種欠驅動（under-actuated）系統足夠有效，用四個控制量對三個角位移量和三個線位移量進行穩態控制。本實驗針對四旋翼飛行器的懸浮飛行狀態進行建模。

II．飛行器受力分析及運動模型

（1）整體分析

如圖1-2所示，四旋翼飛行器所受外力和力矩為：

?

重力mg，機體受到重力沿-Zw方向

?

四個旋翼旋轉所產生的升力Fi(i=1,2,3,4)，旋翼升力沿ZB方向

?

旋翼旋轉會產生扭轉力矩Mi

(i=1,2,3,4)，Mi垂直于葉片的旋翼平面，與旋轉矢量相反。

圖1-2

四旋翼飛行器受力分析

（2）電機模型

?

力模型

（1.1）

旋翼通過螺旋槳產生升力。是電機轉動力系數，可取，為電機轉速。

?

力矩模型

旋翼旋轉產生旋轉力矩Mi(i=1,2,3,4)，力矩Mi的旋向依據右手定則確定。

（1.2）

是電機轉動力系數，可取為電機轉速。

?

轉速模型

當給定期望轉速后，電機的實際轉速需要經過一段時間才能達到。實際轉速與期望轉速之間的關系為一階延遲：

（1.3）

響應延遲時間可取0.05s(即)。期望轉速則需要限制在電機的最小轉速和最大轉速之間，范圍可分取[1200rpm，7800rpm]。

（3）運動方程

飛行器受到外界力和力矩的作用，形成線運動和角運動。線運動由合外力引起，符合牛頓第二定律，如公式(1.4)所示：

（1.4）

r為飛機的位置矢量。注意：公式（1.4）是在地平面坐標系中進行描述的。

角運動由合力矩引起。四旋翼飛行器所受力矩來源于兩個方面：1）旋翼升力作用于質心產生的力矩；2）旋翼旋轉產生的扭轉力矩。角運動方程如公式（1.5）所示。其中，L

為旋翼中心建立飛行器質心的距離，I

為慣量矩陣。

（1.5）

III．控制回路設計

控制回路包括內外兩層。外回路由Position

Control

模塊實現。輸入為位置誤差，輸出為期望的滾轉、俯仰和偏航角。內回路由Attitude

Control

模塊實現，輸入為期望姿態角，輸出為期望轉速。Motor

Dynamics

模塊模擬電機特性，輸入為期望轉速，輸出為力和力矩。Rigid

Body

Dynamics

是被控對象，模擬四旋翼飛行器的運動特性。如圖1-3

圖1-3

包含內外兩個控制回路的控制結構

（1）內回路：姿態控制回路

對四旋翼飛行器，我們唯一可用的控制手段就是四個旋翼的轉速。因此，這里首先對轉速產生的作用進行分析。假設我們希望旋翼1的轉速達到，那么它的效果可分解成以下幾個分量：

：使飛行器保持懸停的轉速分量；

：除懸停所需之外，產生沿ZB軸的凈力；

：使飛行器負向偏轉的轉速分量；

：使飛行器正向偏航的轉速分量；

因此，可以將期望轉速寫成幾個分量的線性組合：

（1.6）

其它幾個旋翼也可進行類似分析，最終得到：

（1.7）

在懸浮狀態下，四個旋翼共同的升力應抵消重力，因此：

（1.8）

此時，可以把旋翼角速度分成幾個部分分別控制，通過“比例-微分”控制律建立如下公式：

（1.9）

綜合式（1.7）、（1.8）、（1.9）可得到期望姿態角-期望轉速之間的關系，即內回路。

（2）外回路：位置控制回路

外回路采用以下控制方式：

?

通過位置偏差計算控制信號（加速度）；

?

建立控制信號與姿態角之間的幾何關系；

?

得到期望姿態角，作為內回路的輸入。

期望位置記為?？赏ㄟ^PID

控制器計算控制信號：

（1.10）

是目標懸停位置是我們的目標懸停位置(i=1,2,3)，是期望加速度，即控制信號。注意：懸停狀態下線速度和加速度均為0，即。

通過俯仰角和滾轉角控制飛行器在XW和YW平面上的運動，通過控制偏航角，通過控制飛行器在ZB軸上的運動。對（1.4）進行展開，可得到：

（1.11）

根據上式可按照以下原則進行線性化：

（1）將俯仰角、滾轉角的變化作為小擾動分量，有，，（2）偏航角不變，有，其中初始偏航角，為期望偏航角（3）在懸停的穩態附近，有

根據以上原則線性化后，可得到控制信號（期望加速度）與期望姿態角之間的關系：

（1.12）

根據式(1.10)已經通過PID

控制器得到了作為控制信號的期望加速度，因此，將（1.12）式反轉，由期望加速度計算期望姿態角，作為內回路的輸入：

（1.13）

二、實驗步驟

I．搭建Simulink仿真控制回路

根據實驗原理中運動方程及控制回路設計，搭建Simulink控制回路，如圖2-1所示。主要分為五個部分：Position

Control（由期望的位置誤差通過控制律設計計算出期望的姿態角），Attitude

Control（由姿態角信息和各軸角速度信息通過控制律計算出給電機的控制信號），Motor

Dynamics（通過給電機的控制信號由電機模型計算出每個電機的輸出力和力矩），Rigid

Body

Dynamics為四旋翼飛行器的仿真模型，由產生的力和力矩計算出仿真模型的姿態和位置信息，VR

Sink為四旋翼飛行器的虛擬顯示模型。

圖2-1

仿真Simulink模型

下面給出每個子系統的仿真結構圖及控制律設計部分。

圖2-2

Position

Control子系統

圖2-3

位置PID控制器結構

圖2-4

Attitude

Control子系統

圖2-5

姿態角和三軸角速度之間的轉換關系

圖2-6

Motor

Dynamics子系統輸出力及力矩模型

圖2-7

Rigid

Body

Dynamics子系統

II．利用V-Realm

Builder建立四旋翼飛行器的虛擬模型

利用V-Realm

Builder建立四旋翼飛行器的大致虛擬模型，并建立四個父類分別為Simulink輸入提供質心位移信息和機體姿態信息，如圖2-8所示。

圖2-8

四旋翼飛行器虛擬模型

III．利用MATLAB

GUI建立四旋翼飛行器仿真的控制界面

利用MATLAB

GUI建立仿真控制界面，所建立的控制界面如圖2-9所示。

圖2-9

MATLAB

GUI仿真控制界面

界面主要分為四個部分，Struct

Parameters

Panel設置飛行器的結構參數和外部變量，Desired

Position

Panel設置期望控制飛行器所到達的位置，Control

Parameters

Panel設置PID控制律所需的增益參數和仿真時間，Plot

Panel顯示仿真結果圖形并對圖形效果進行簡單的控制。

三、仿真結果

運行GUI，輸入所需參數或者采用默認參數，點擊load

data按鈕分別將三組參數載入，點擊Start按鈕，仿真開始運行。跳出VR顯示，并在仿真結束后繪制飛行器三方向的坐標信息曲線和飛行器位置曲線。VR顯示過程中某一時刻如圖3-1所示，仿真結束后控制界面顯示的曲線如圖3-2所示。期望達到的目標點設置為（10,15,20）。

圖3-1

VR顯示四旋翼飛行器運動狀態

圖3-2

四旋翼飛行器控制平臺

四、總結與體會

由仿真結果可以看出，四旋翼飛行器最終位置達到了期望給定的位置，三個方向的響應曲線最終平穩，對應飛行器懸停在期望位置，達到了控制要求。本次試驗收獲很多，學習到了很多知識，熟悉了SIMULINK由簡至繁搭建系統的過程，學習了利用V-Realm

Builder建立虛擬模型，并在SIMULINK中連接，也熟悉了MATLAB

GUI界面的編寫和搭建過程。

第三篇：四旋翼產品說明書最終稿（范文）

2012年遼寧省普通高等學校大學生 機械設計大賽參賽作品說明書

參賽單位：遼東學院 設計課題：四軸碟形飛行器

參賽學生：吳家帥、李成祥、石 巖、祁 勇、楊惠麟 指導教師：劉 瀛、劉廣達

-***782這款四軸飛行器適合多種型號的飛控板配合使用。有利于批量生產，四軸飛行器又一亮點是成本遠遠低于功能相同的航模價格。此外，工人易操作，使用簡單，維護方便，用途多樣。1.2國內外相關研究現狀

在微型飛行器的研究方面,目前歐美等發達國家遠遠走在全球的前列,且成功研究了固定翼式、旋翼式和撲翼式各類微型飛行器。相比較之下，我國研究所和各大高校的研究人員雖然也開始展開了相關研究,但更多停留在理論設計階段，實踐的成功案例較為少見。產品說明書

2.1設計方案

現有的四軸飛行器存在著操作困難、安全保障低、價格昂貴等原因，受人們的喜愛程度較低，而且最主要原因是不能解決人員的安全問題。但是，性能好的四軸飛行器的價格比較昂貴，這種因素的限制之下，航模的市場很難滿足飛行操作者的欲望要求。本產品恰恰從這個角度出發，為航模愛好者量身打造具有價格低廉，操作簡單，維護方便，人身傷害比較小，有較為廣泛的應用的四軸碟形飛行器。

為了實現安全飛行的目的我們小組起初設想了以下幾種方案： 方案一：機架“十字形”方案

方案二：碟形外殼“十字鑲嵌”方案

方案三：模具制作外殼、將電機、槳、電路板嵌在殼體內方案 通過反復的實驗，我們小組決定采用第三種方案。

首先，與方案一相比較，方案三在外殼制作及組合安裝上更容易，可以完成批量生產。從具體實施以及可行性角度分析，方案三更加具體完整。由于螺旋槳、電池、電路板等都是內鑲的，根據空氣動力學可知，碟形外殼更加有利于飛行穩定性，大大提高安全系數。

其次，與方案二相比較，方案三殼體較輕，負載比較小，容易固定，協調性也有了很大的改善。最后，與前兩個方案相比較，方案三飛行效果及安全性更好，動作靈敏度更高，飛行動力更加持久，抗風抗干擾性能力更強，能夠有效的完成各種動作。

綜上所述，我們改進方案

一、方案

二、決定采用方案三為最終的作品方案。理論設計計算

3.1作品內部重要零部件介紹

四軸碟形飛行器中各參數說明表

標準配置 總體 螺旋槳 電子調速器

電機 遙控器 攝像頭 四軸飛行器

描述 700*700

正反2對90*50槳；尺寸在200mm至300mm之間；總體載重量在600g至1000g之間

好贏2212 10A 新西達2212 KV980 天地飛6通道2.4GHz

300萬像素

總體質量在1500g至2500g之間

表1

圖1電機

圖2螺旋槳

圖3 電池

圖5 飛行控制主板

圖7 接收設備

圖4 電調

圖6 電壓測試器

圖8 拍攝設備

動力源提供裝置：

采用直流電源3S鋰電池，該電池的容量大，有充放電的保護，電池的質量輕，其質量為191.9克。電子調速器：

由于我們需要四軸碟形飛行器在空中完成各種動作，所以需要一個調速的裝置進行調速，當操作者想要改變方向時，電子調速器會將從接收器得來的信號進行處理將直流電源轉換成交流帶信號，這樣電機就會接收到信號，自動將速度進行改變，進而改變飛行器的姿態及位置。

拍攝及接收裝置：

拍攝的攝像頭采用可以發射出模擬信號，將拍攝到的流暢彩色視頻及聲音進行無線傳輸，調制模式采用AM調制，有效傳輸距離120m，工作時間可達2小時。其質量為32克。

接收裝置采用支持帶UHF波段模擬電視接收功能的多種電子設備終端,包括手機,電視,筆記本電腦,MP4,數碼相框等電子設備，我們的作品采用的是手機。

遙控器及接收器

遙控器采用天地飛六通道2.4GHz，有效傳輸范圍在200m左右。接收器是天地飛遙控器配套的接收器，其質量為8克。

工作流程圖 飛行流程圖：

飛行前的準備→遙控器及飛行器解鎖→起飛→操作遙控器慢慢退下油門使飛行器慢慢減速降落 左右轉彎流程圖：

起飛→向左（右）旋轉→遙控器方向舵向左（右）打→飛行器實現向左（右）飛行 前后流程圖：

起飛→向前（后）飛行→遙控器方向舵向前（后）打→飛行器實現向前（后）飛行 其他的動作（翻滾、俯仰、橫滾）參考以上的流程圖即可實現。創新點及應用

1）操作和控制簡便。集合了原有四軸飛行器的優點，碟形的設計更加美觀，在平衡方面更加有優勢。可以進行危險作業的同時還具有很強的趣味性，自主研發和獨到的設計理念給航模愛好者耳目一新的感覺，與此同時在娛樂方面也增長了知識。

2）安全指數高。相對簡單的機械構造，使安全指數大幅度提高，無論是作為航空模型還是作為遙控平臺，安全永遠是第一位的。

3）成本低廉。飛行器外殼采用的是模具成型技術，為工業開發其商業用途奠定了必要的基礎。4）適用于進行危險性系數比較大的作業。在發生震后塌方和泥石流等自然災害的時候，監控室的監控人員可以實現對飛行器無線的遙控，當飛行器飛行到災后現場上空時，通過所攜帶的攝像頭將圖像資料無線傳輸給監控室,給現場決策提供幫助，減少傷害的發生。

5）適用于航測，軍事應用等。足夠的穩定性和抗風性，可以滿足很多要求懸停能力的測量及軍事應用。

目前在國內，四軸碟形飛行器的發展尚未成熟，很多不足都需要改進，因此我們獨到的設計可以引領四軸碟形飛行器進入一個創新領域。

參考文獻

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第四篇：淺談基于SolidWorks 和ANSYS 的一種四旋翼飛行器旋翼的設計及分

1、前言

四旋翼無人飛行器是一種結構緊湊、飛行方式獨特的垂直起降式飛行器, 因其起飛降落所依賴空間小, 及姿態保持能力強等優點, 在軍事和民用多個領域都有廣闊的應用前景。四旋翼飛行器采用四個旋翼作為飛行的直接動力源，旋翼對稱分布在機體的前后、左右四個方向，四個旋翼處于同一高度平面，且四個旋翼的結構和半徑都相同，旋翼1 和旋翼3 逆時針旋轉，旋翼2 和旋翼4 順時針旋轉，四個旋翼的設計對四旋翼無人飛行器的最大載重和平衡性有著重要關系，由于我們無法直觀的用肉眼分析旋翼設計是否能夠滿足要求，所以筆者采用ANSYS 對一種四旋翼飛行器的螺旋槳進行設計及分析，由于ANSYS 三維建模效率低，因此采用SolidWorks 進行設計后，再導入ANSYS 進行相關分析和處理。

2、旋翼模型建立及調用

四旋翼飛行器螺旋槳主要是由SolidWorks 軟件建立三維模型。將模型體在SolidWorks 中另存為X_T 格式，然后啟動ANSYS 軟件，在對話框中導入四旋翼飛行器旋翼模型X_T 文件。定義單元類型，采用三維實體單元，然后定義材料屬性，定義彈性模量為 8.3 GPa，泊松比為 0.28，密度為 1180 kg/m3，接下來對旋翼模型進行網格劃分。再在模型上添加面1、面2 為固定面。同時在xcomponent、y component、z component 三欄分別輸入0。在inertial中Rotation Velocity 欄中的magnitude 中輸入參數60，即角速度60rad/s。以螺旋槳中心孔的軸線為旋轉軸。在后處理階段選擇solution 工具欄的stress 中的Equivalent, 以觀察等效應力。選擇solution 工具欄的strain 中的Equivalent, 以觀察等效應變。選擇solution 工具欄的Deformation 中的total, 以觀察總應變。

3、ANSYS 分析

結合四旋翼飛行器螺旋槳以60rad/s 轉動時的應力圖、應變圖及總的應變。我們可以看出螺旋槳螺旋槳的應力分布，其中顏色有藍色到紅色逐漸增加。我們可以看出螺旋槳螺旋槳的應變分布，其中顏色有藍色到紅色逐漸增加，應變可以看出與應力大致吻合。我們可以看出螺旋槳螺旋槳的總應變分布，其中顏色有藍色到紅色逐漸增加。分析可以得出旋翼設計安全可靠。

4、結束語

本文以四旋翼飛行器螺旋槳為研究對象，先用SolidWorks 軟件對四旋翼飛行器螺旋槳進行建模，然后將SolidWorks 模型導入ANSYS中進行螺旋槳的受力分析，最后得出四旋翼飛行器螺旋槳的所受的應力圖、應變圖及總的應變，為螺旋槳的結構優化提供了必要的參數。

第五篇：四旋翼飛行器的穩定懸停與飛行設計論文

四旋翼飛行器的研究解決了眾多的軍用與民用上的問題。下面由學術堂為大家整理出一篇題目為“四旋翼飛行器的穩定懸停與飛行設計”的航天工程論文，供大家參考。

原標題：四旋翼控制系統的設計

摘要：在充分考慮四旋翼飛行器功能及性能的基礎上，給出了微型四旋翼飛行器的實現方案，采用RL78G13為核心處理器，采用MPU6050實現飛行姿態數據的采集，利用nRF24L01無線模塊實現參數的無線傳輸，并進行了驅動電路、電源穩壓電路、電池電壓檢測電路的設計。針對四旋翼飛行器在工作過程中供電電壓不斷降低導致控制不穩的問題，采用電池電壓反饋的控制策略有效解決了該問題。在搭建的硬件平臺上，編寫了相應的控制程序，經過測試，實現了四旋翼飛行器的穩定控制。

關鍵詞：四旋翼飛行器；姿態數據；無線傳輸

四旋翼飛行器的研究解決了眾多的軍用與民用上的問題。軍方利用四旋翼飛行器進行偵查、監視、誘餌與通信中繼，解決了人為操作困難的問題，甚至減免了人員的傷亡；而在民用上，四旋翼飛行器能夠實現大氣監測、交通監控、森林防火等功能，有效預防了危機的產生，而促使四旋翼飛行器得到廣泛應用的前提，是實現其平穩飛行及自主運行[1].本設計以實現四旋翼飛行器的穩定懸停與按照預定軌道自主飛行為目標，旨在探索四旋翼飛行器的硬件結構與飛行原理，并通過實際調試，理解四旋翼飛行器的相關控制理論，并解決四旋翼飛行器在工作過程中由于供電電壓不斷降低導致控制不穩的問題。

1設計原理方案

四旋翼飛行器的核心是利用MPU6050對其飛行過程中的三軸加速度與三軸角速度值進行采集，主控制器采用四元數方法及PID算法對姿態數據進行解算，并將計算后的PWM控制信號施加到電機上，進而實現對四旋翼飛行器的控制。

通過調研及綜合目前四旋翼飛行器系統的特點及要求，確定了設計的性能及指標如下。

（1）通信功能：具有無線接口，實現飛行功能的無線設定。

（2）飛行功能：①自主空中懸停于60cm處；②垂直升起至30cm處，水平飛行60cm后穩定降落；③垂直升起至60cm處，水平飛行1m后穩定降落；④由無線設定高度及飛行距離，完成起飛及降落功能。

基于對需要實現功能的理解，確定該設計的核心控制器為16位MCU芯片RL78G13,主要完成飛行數據的處理、PID運算及PWM的輸出。系統由RL78G13最小系統、無線收發模塊、飛行數據采集模塊、電池電壓檢測模塊、高度檢測模塊、電源電路模塊、電機驅動模塊等構成，總體結構框圖如圖1所示。

各模塊的功能如下：RL78G13最小系統作為四旋翼飛行器的主控；飛行數據采集模塊，用于對四旋翼飛行器飛行姿態的相關數據進行采集；高度檢測模塊，實現定位追蹤四旋翼飛行器實際高度信息的功能；無線收發模塊，實現數據的無線收發；電池電壓檢測模塊，用于消除由于電池電量消耗對四旋翼飛行器造成的影響；電源電路模塊，為整個四旋翼飛行器提供電能；電機驅動模塊，用于提高I/O口的驅動帶載能力。

2硬件設計

2.1電機驅動電路設計

RL78G13單片機I/O口輸出電流為10mA,3.7V空心杯電機的空載電流為80mA,顯然采用RL78G13單片機I/O口作輸出，無法驅動起四路空心杯電機，因此設計了驅動電路以提高I/O口的驅動帶載能力。設計中采用SI2302N溝道CMOS管進行電流的驅動放大，單路電機驅動電路如圖2所示。測試表明，經過SI2302驅動電路放大后，RL78G13能夠穩定驅動四路空心杯電機，且長時間工作時，驅動電路元件自身發熱不明顯。

圖2中穩壓二極管D1起到續流及保護SI2302的作用，電機停轉過程中，電機內部線圈產生的反電動勢經D1形成放電通路，避免因無放電通路而擊穿驅動電路中SI2302的問題。

2.2無線收發電路設計

當采用功能開關對四旋翼飛行器飛行方式進行設定時，隨著其飛行功能越來越多，對功能開關的使用也將增多，使得四旋翼飛行器的硬件設計復雜，而且會增加其自身的重量，同時在實際調試中，通過功能開關切換飛行方式，又使得調試較為繁瑣，工作量較大。故在設計中引入無線參數給定的思想，設計了無線收發電路，采用nRF24L01無線模塊實現數據的無線收發。nRF24L01在使用時所需的外部元件較少，僅需1個16MHz的晶振、幾個電容和電感就可組成一個高可靠性的收發系統，相比于其他無線收發電路而言，該電路設計簡單且成本較低。nRF24L01無線收發電路如圖3所示。

2.3TPS63001穩壓電路設計

四旋翼飛行器在飛行過程中，隨著電機轉速的增加，會造成控制電路電壓大幅波動，進而導致各功能模塊無法工作，為了避免此類情況發生，設計了TPS63001穩壓電路，TPS63001在1.8~5.5V輸入時，均穩壓輸出3.3V,保證系統各控制電路電壓處于穩定狀態。TPS63001穩壓電路如圖4所示。

2.4電池電壓檢測電路設計

四旋翼飛行器運行時，電池處于持續耗電狀態，實驗中發現電量的持續消耗成為影響四旋翼飛行器飛行穩定性的重要因素。為了消除其對四旋翼飛行器的影響，因此設計了電池電壓檢測電路，利用RL78G13自帶的AD實時檢測電池電壓，并通過適時調整PWM輸出信號的方式對飛行姿態進行補償，以確保四旋翼飛行器始終處于穩定狀態。

2.5其他功能模塊電路設計

其他功能模塊包括RL78G13最小系統、MPU6050數據采集電路、高度檢測模塊、功能開關電路。RL78G13最小系統包括復位電路及晶振電路；MPU6050用來采集飛行過程中的三軸加速度與三軸角速度信息；高度檢測則由GP2Y0A02YK0F模塊實現，其工作原理是發射的紅外線經過地面反射回來，并由模塊輸出電壓信號，輸出的電壓值會對應相應的探測距離，RL78G13通過測量電壓值就可以得出所探測的距離。設計的硬件實物圖如圖5所示。

3軟件設計

四旋翼飛行器在空間上具有6個自由度，分別為載體坐標系X、Y、Z軸上的加速度與角速度。核心控制器RL78G13利用MPU6050采集這些參數，然后進行姿態解算，最終以PWM控制信號的方式施加到4路空心杯電機上，通過調整各路PWM信號完成相應的飛行控制功能。

3.1控制算法

（1）飛行姿態數據：RL78G13通過MPU6050采集載體坐標系下的三軸加速度與三軸角速度，分別用axB、ayB、azB、ωxB、ωyB、ωzB表示。

（2）數據更新：由于設計中采用四元數進行歐拉角的計算，而歐拉角將隨著四元數的變化而變化，設計中采用四元數的自補償算法進行數據的更新，如式（1）~（4）所示。式中q0、q1、q2、q3表示四元數，Δt為MPU6050的采樣時間。

（3）姿態角的計算：令ψ、θ和φ表示方向Z、Y、X歐拉角（分別稱為偏航角、俯仰角和橫滾角）。ψ、θ和φ的計算如式（5）~（7）所示。

（4）補償零點漂移：由于存在陀螺零點漂移和離散采樣產生的累積誤差，由載體坐標系下的三軸角速度計算得到的四元數只能保證短期的精度，需要使用集成在MPU6050芯片內部的加速度計對其進行矯正。式（8）~（10）為axB、ayB、azB的數據歸一化。

式（11）~（13）中的vx、vy、vz分別為利用四元數方法估計的四旋翼飛行器載體質心的速度在載體坐標系三軸上的分量。然后利用式（14）~（16）求出陀螺零點漂移和離散采樣產生的累積誤差ex、ey、ez.再對所得到的誤差進行比例與積分，式（17）~（19）中的gx、gy、gz即為對零點漂移的補償。

（5）PID計算：式（20）~（22）中θd、φd、ψd分別表示下一次解算出來的俯仰角、橫滾角及偏航角的值，eθ、eφ、eψ分別用來表示兩次解算的俯仰角、橫滾角、偏航角的誤差。

kp、ki、kd為PID的控制參數，利用PID算法通過式（23）~（25），分別求出施加在4個電機上的可調變量uψ、uθ、uφ。

（6）輸出整合：令motor1、motor2、motor3、motor4為控制4個電機的PWM輸出參數，Moto_PwmMin為PWM基礎量（根據不同情況設定，一般為0）。根據理論計算，施加在4個電機上的PWM輸出信號如式（26）~（29）所示。

3.2參數整定與調試

設計中采用PID控制算法進行四旋翼飛行器的控制，I是積分項，積分項會隨著時間的增加而增大，能夠消除系統進入穩態后存在的穩態誤差，但是在實際調試過程中，通過增大P值可以抑制穩態誤差[2],因此主要是采用PD的控制方式。調試過程中，對P、D值的同時調整會產生的兩種控制效果的疊加，以致無法進行每一控制參數的影響分析，故先使D值為零，P值由0增加，初次調試時，四旋翼飛行器自身不存在調節，當P值增加時，根據式（23）~（25）計算所得的uψ、uθ、uφ值均增加，再經式（26）~（29）后，施加在4個空心杯電機上的PWM控制信號均有所變化。調試中，為了防止四旋翼飛行器控制出錯而損壞硬件，故將四旋翼飛行器以X字型倒掛固定在一根活動的長桿上，當P值由0增加到4時，四旋翼飛行器出現了翻滾的飛行狀態，表明P開始對整體系統起作用，逐漸增大P值，四旋翼飛行器開始產生大幅度的等幅振蕩，當P值增大到14時，振蕩幅度減至最低，四旋翼飛行器幾乎穩定，再增加P值，四旋翼飛行器又開始進行等幅振蕩，說明P值為14時為系統自穩的一個分界點。根據查閱的大量資料了解到D值是通過預測系統誤差的變化來減少系統的響應時間，提高系統的穩定性[3].調試過程中，逐漸增加D值，當D值增加至0.8時，四旋翼飛行器的自身調節更快，穩定性更高。同時D值的增加會對P值有一定的影響，最終確定P值為13.8、D值為0.8時，系統穩定飛行于長桿上方。當去掉長桿時，四旋翼飛行器能夠穩定飛行，但隨著飛行時間增加，飛行穩定性越來越差，因此考慮了姿態補償問題。

3.3姿態補償

在實際調試過程中發現，電池處于滿電狀態與大幅度消耗狀態下，四旋翼飛行器的飛行姿態存在較大差異：滿電狀態下，各部分電路工作穩定，電機轉速正常，當電池的電量持續消耗時，電機的轉速不斷降低，因此四旋翼飛行器的整體性能處于下降趨勢，為了消除這一影響，利用RL78G13實時檢測電池電壓，并適時調整PWM輸出信號來實現四旋翼飛行器的飛行姿態補償。由式（26）~（29）知，通過增大Moto_PwmMin可以增大施加在四路電機上的PWM信號，進而增大電機轉速，可以實現對飛行姿態進行補償[4].經調試知，當RL78G13檢測到3.7V的電壓降到3.5V時，將Moto_PwmMin增至100對飛行姿態的補償最佳，隨后電壓值的下降與Moto_PwmMin值的增加基本呈非線性的關系，經大量實驗驗證，補償系數符合式（30）的規律，式中u1代表電池當前的電壓值。

當檢測到的電壓值低于2.6V時，飛行姿態將無法得到補償，必須停止飛行。將式（30）分別代入式（26）~（29），得到（31）~（34），此4式則為最終施加到4路電機的PWM控制信號。

4結論

實驗結果表明，本文所設計的四旋翼飛行器結構簡易、飛行姿態靈活，實現了空中穩定懸停及按預設路線飛行等兩種飛行功能，并實現了無線參數的給定，滿足了設計的技術指標與功能要求，解決了因供電電壓不斷降低而導致的控制不穩的問題。為推動四旋翼飛行器技術的發展提供了很好的參考設計方案。

參考文獻：

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