四旋翼无人机简介
详细内容
篇一:《四旋翼飞行器无人机结构和原理》
四旋翼飞行器结构和原理
1.结构形式
旋翼对称分布在机体的前后、左右四个方向，四个旋翼处于同一高度平面，且四个旋翼的结构和半径都相同，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间空间安放飞行控制计算机和外部设备。结构形式如图1.1所示。
2.工作原理
四旋翼飞行器通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，从而控制飞行器的姿态和位置。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，但只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。
四旋翼飞行器的电机1和电机3逆时针旋转的同时，电机2和电机4顺时针旋转，因此当飞行器平衡飞行时，陀螺效应和空气动力扭矩效应均被抵消。
在上图中，电机1和电机3作逆时针旋转，电机2和电机4作顺时针旋转，规定沿x轴正方向运动称为向前运动，箭头在旋翼的运动平面上方表示此电机转速提高，在下方表示此电机转速下降。
（1）垂直运动：同时增加四个电机的输出功率，旋翼转速增加使得总的拉力增大，当总拉力足以克服整机的重量时，四旋翼飞行器便离地垂直上升；反之，同时减小四个电机的输出功率，四旋翼飞行器则垂直下降，直至平衡落地，实现了沿z轴的垂直运动。当外界扰动量为零时，在旋翼产生的升力等于飞行器的自重时，飞行器便保持悬停状态。
（2）俯仰运动：在图（b）中，电机1的转速上升，电机3的转速下降（改变量大小应相等），电机2、电机4的转速保持不变。由于旋翼1的升力上升，旋翼3的升力下降，产生的不平衡力矩使机身绕y轴旋转，同理，当电机1的转速下降，电机3的转速上升，机身便绕y轴向另一个方向旋转，实现飞行器的俯仰运动。
（3）滚转运动：与图b的原理相同，在图c中，改变电机2和电机4的转速，保持电机1和电机3的转速不变，则可使机身绕x轴旋转（正向和反向），实现飞行器的滚转运动。（4）偏航运动：旋翼转动过程中由于空气阻力作用会形成与转动方向相反的反扭矩，为了克服反扭矩影响，可使四个旋翼中的两个正转，两个反转，且对角线上的各个旋翼转动方向相同。反扭矩的大小与旋翼转速有关，当四个电机转速相同时，四个旋翼产生的反扭矩相互平衡，四旋翼飞行器不发生转动；当四个电机转速不完全相同时，不平衡的反扭矩会引起四旋翼飞行器转动。在图d中，当电机1和电机3的转速上升，电机2和电机4的转速下降时，旋翼1和旋翼3对机身的反扭矩大于旋翼2和旋翼4对机身的反扭矩，机身便在富余反扭矩的作用下绕z轴转动，实现飞行器的偏航运动，转向与电机1、电机3的转向相反。
（5）前后运动：要想实现飞行器在水平面内前后、左右的运动，必须在水平面内对飞行器施加一定的力。在图e中，增加电机3转速，使拉力增大，相应减小电机1转速，使拉力减小，同时保持其它两个电机转速不变，反扭矩仍然要保持平衡。按图b的理论，飞行器首先发生一定程度的倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，因此可以实现飞行器的前飞运动。向后飞行与向前飞行正好相反。（在图b图c中，飞行器在产生俯仰、翻滚运动的同时也会产生沿x、y轴的水平运动。）
（6）倾向运动：在图f中，由于结构对称，所以倾向飞行的工作原理与前后运动完全一样。
篇二:《四旋翼无人机》微小型四旋翼无人机实时嵌入式控制系统设计与实现
来源：《电子技术应用》作者：发表时间：2010-07-1621:54:55
摘要：在四旋翼无人机飞行模式分析基础上，提出了一种四旋翼无人机的稳定姿态导航控制系统，改进了无刷电机控制驱动器，并应用多任务编程方案实现软件设计。实验表明，该机载嵌入式系统具有可靠性高、功耗低、重量轻、成本低等优点。
关键词：四旋翼；无人航空器；嵌入式系统；无刷电机驱动器
随着微机电系统技术在国防、军工、民用等各方面的广泛应用，飞行器的小型化和信息化的进程不断加速，这使得具有广泛用途的无人航空器UAV(UnmannedAerialVehicles)研制成为许多国家的研究热点。微小型旋翼无人机具有使用灵活、体积小、成本低等特点，是无人机发展的主要类型之一，它可以完成超低空侦察、干扰、监视等各种复杂的任务。无人机的核心部分是导航控制系统，要求具有高可靠性和高抗干扰能力。按照项目要求，本文设计的导航控制系统具有飞行姿态测量、控制、增稳、视频监控等各种功能。
1四旋翼无人机飞行模式分析
由于微型无人机飞行姿态多变，为了增大无人直升机的带载能力，该无人机采用了四旋翼的机械结构，通过机载导航系统控制使其各旋翼之间协调运动，实现四旋翼无人机的飞行姿态自动调整，可按要求完成垂直起落控制、空中悬停控制、偏航控制、滚转控制、俯仰控制等多种动作及任务。四旋翼无人机在各种结构特征参数确定的情况下，通过改变旋翼转速来改变拉力。四旋翼飞行器结构简图及受力分析如图1所示。
四旋翼无人机是在改变旋翼拉力与自身重力间关系的基础上实现各种飞行姿态的变化。每个旋翼的空气动力学拉力fdragi(i=1，2，3，4)的数学表达式为：
式(1)中：ρ为空气密度，CT为拉力系数，Ai为第i个旋翼桨盘面积，Wi为第i个旋翼电机旋转速度，Ri为第i个旋翼桨叶片长。在四旋翼无人机设计中，四旋翼采用相同的电机与相同材质及相同大小的桨叶片，可近似把Ai、CT、Ri看作一常量，则式(1)可简化为：
其中：kdragi>0为依赖于空气密度的常数，ωi为第i个电机旋转角速度。由式(2)可见，通过给定PWM信号控制电机驱动器控制四翼电机的转速，从而实现对四旋翼电机拉力的控制，完成整个飞行器的动作。在地球惯性坐标系RW=(Ex，Ey，Ez)与机载坐标系ξ=(x，y，z)下，以电机M1方向为前方，旋翼电机M1与M3逆时钟方向旋转，旋翼电机M2与M4顺时钟方向旋转；Ψ为飞行器偏航角，θ为飞行器滚动角，{四旋翼无人机简介}.
φ为飞行器俯仰角。在图中f1、f2、f3、f4分别为四旋翼旋转产生的向上拉力矢量，(i=1，2，3，4)为第i个电机为克服电机转轴叶片拉力与加速度而产生的反作用力矩，mg为飞行器合重力矢量，L是从电机轴到四旋翼飞行器重心轴的垂直距离，则四旋翼飞行器总合力矢量u、偏航力矩τ
力矩τφΨ、滚动力矩τθ和俯仰为：
由式(3)可知，如果四旋翼旋转产生的合拉力与飞行器自身重力相等，即u=0时，飞行器在空中悬停；当u>0时，飞行器上升；u<0时，飞行器下降。在保持拉力f2与f4不变条件下，通过控制合力f1-f3差的大小，飞行器可进行俯仰飞行(前进与后退)控制。当保持拉力f1与f3不变条件下，通过控制合力f2-f4差的大小，飞行器可进行滚转(左右)飞行；而通过控制偏航力矩τ
2四旋翼无人机控制系统构架与硬件设计
机载控制系统集成了微型陀螺仪、加速度传感器、大气气压传感器、电机转子转速测量单元和GPS接收单元。整个控制系统采用飞思卡尔公司(Freescale)生产的32位微控制器MCF51QE128完成对各种传感器数据的采集、处理运算、飞行姿态稳定控制和任务控制等功能，使机载控制系统根据控制算法处理结果输出四路PWM信号控制电机转速，以实现自动调节四旋翼旋转力矩来稳定无人机的飞行姿态。整个四旋翼无人机导航控制系统结构框图如图2所示，其主要分为无人机机载控制部分和无人机地面控制部分。Ψ大小，飞行器可进行偏航飞行控制。
无人机机载控制部分主要由控制系统核心模块、惯性测量单元模块IMU(InertialMeasurementUnit)、压力传感器模块、无线部分（无线控制信号接收模块、无线数据传输模块、全球定位系统模块、无线视频传输模块）、电机控制部分（电机驱动控制模块、电机转子转速测量模块）以及红外距离传感器模块等组成。控制系统核心模块主要由微控制器最小系统和高精密供电电源部分组成。微控制器最小系统由32位微控制器及其相关附属电路组成；精密电源为数模转换器(A/D)、各种测量传感器等提供高精度的电源，其目的是为了稳定供电电压、提高电路的抗干扰能力和减小电压不稳造成的测量误差。其系统无线部分由低功耗、低成本的Xbee-PRO无线射频模块、6通道FLY100C控制信号接收模块和无线视频传输模块组成。实时与地面控制系统交换信息，接收地面控制系统传输的飞行控制指令信号、向地面控制系统发送当前无人机实时飞行和姿态数据等相应信息、发送机载的实时采集视频信息，以完成指定的飞行控制任务。
2.1惯性测量单元{四旋翼无人机简介}.
采用美国AD公司基于微电子机械系统(iMEMS)技术的结构简单、体积小、重量轻、成本低的三个绝对值单轴陀螺传感器ADXRS613和一个两轴加速度传感器ADXL203组成了IMU惯性测量单元，用于检测无人机的角速度变化与角加速度的变化。根据检测到的角速度传感器值和加速度传感器值，利用滤波器进行积分及补偿运算估计解算得到姿态角，减小单一利用陀螺测量造成的累积误差，从而使控制系统实现可靠四旋翼无人机的姿态控制。
利用陀螺传感器在测量角速度时具有良好高频的特性和加速度传感器在测量角位移时良好低频的特性，采用滤波器（互补滤波器、卡尔曼滤波器、扩展卡尔曼滤波器）进行积分及补偿运算估计的方法解算获得所需的姿态角。在无人飞行器实际控制中，尽可能降低延时对控制系统的影响。由于互补滤波器容易实现，且不易引入较大的延时误差，因此适合于该系统的应用。系统所采用的互补滤波器原理结构图如图
3所示。其中FH(S)代表高通滤波器传递函数，FL(S)代表低通滤波器传递函数，且满足FH(S)+FL(S)=1。三个陀螺传感器中心轴两两互相正交安装，加速度传感器XY平面与陀螺传感器Z轴垂直。
2.2电机驱动控制部分
四旋翼无人机的飞行运动靠机载控制器输出的PWM脉宽变化完成，不同的信号脉宽对应于不同的转速。输入信号脉宽在一定范围内与无刷直流电机转速成正比，通用的无刷直流电机驱动器可接受伺服驱动正频脉宽为1ms～2ms，信号脉宽周期T最大为20ms，即信号频率最低为50Hz。通用驱动信号如图4所示。
由图4可知，若采用PWM信号发生器产生控制信号来控制无刷直流电机驱动器，如采用频率50Hz的PWM信号控制电机驱动器，则PWM信号占空比可控调节范围为5%~10%，占空比利用率仅为5%；如升高PWM信号频率至100Hz，则PWM信号占空比可控调节范围变为10%~20%，占空比利用率升高至10%。由此可知升高PWM信号频率可以增加信号可控调节变化范围，提高占空比利用率。但通用无刷直流电机驱动器可接受的PWM信号频率最高可为500Hz，PWM信号占空比可控调节范围为50%~100%，占空比利用率最高仅50%，很大部分范围内的信号是无用信号，占空比利用效率较低。
为提高控制信号占空比的可利用效率，自行研究开发了一款改进型无刷直流电机驱动器，改进驱动信号如图5所示。改进驱动控制信号频率为1000Hz，信号占空比可控调节范围为15%~100%，占空比利用率85%，从根本上解决了驱动器信号占空比利用率低的问题，使PWM控制信号范围扩大，控制步距缩小，并在微型四旋翼无人机项目中得到应用。
另外，当四旋翼无人机在执行空中悬停模式时，要求其稳定地悬停在所要求的空间位置上。但是在实际环境中，由于存在着电气及空气动力学等多方面干扰因素的影响，即使给四翼电机驱动器施加相同的控
制信号，四个电机也不可能以所需求的相应速度运行。为了克服所存在的问题，在UAV控制中还对转子速度进行测量。
3机载系统软件策略与实现
该机载嵌入式系统软件设计主要基于嵌入式实时操作系统μC/OS-II，采用C语言编写，模块化的方法进行开发。嵌入式系统任务状态机流程图如图6所示。
信号检测任务是为了安全考虑，只有当有效信号被检测到时才触发控制算法事件，否则程序一直维持在等待状态的安全模式。当微控制器程序退出安全模式后，就执行主程序事件，其包括五个状态事件。IMU数据更新（第一个状态事件），每间隔15ms获取角位置与角速度信息以及测量转速量；当飞行器姿态数据被获得后，执行控制算法任务（第二个状态事件），从而获得稳定飞行器的控制信号量；之后立即执行控制PWM任务（第三个状态事件），使其按照式(4)计算输出控制PWM给定量。其中u为油门控制输入量，τ、τ、τ分别为偏航、俯仰、滚动的瞬时控制输入量，veli与为第i个电机的转速量与PWMΨθφ
控制信号输出量。
每200ms进行一次GPS信息更新(第四个状态事件)，其采用中断方式进行。每210ms使用无线数据传输模块与地面站进行一次交换信息（第五个状态事件），其是服务优先级最低的事件。
本文对四旋翼无人机导航控制系统进行了概要性阐述，并进一步探讨了该系统的关键技术及其实现方案，其控制系统已在法国HEUDIASYC实验室的四旋翼无人机系统中得到成功应用。实验表明，该导航控制系统抗干扰能力强、数据传输可靠、性能稳定、功耗较低，较好地满足了其设计要求。{四旋翼无人机简介}.
参考文献
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篇三:《小型四旋翼无人机组机方案》一、小型四旋翼无人机总体架构
典型的小型四旋翼无人机，一般由机械部分（机架），动力部分（包括电机、电子调速器、电调连接板、桨叶、电池），电子部分（包括飞控板、通信模块、遥控器接收机、PPM编码板）组成。
（一）机械部分
机架
考虑到编队飞行对实验室空间的要求，希望机架能够尽量的小。根据与蔡国伟老师对电机与桨叶（后文提到）的搭配进行讨论后，决定将机架的大小设定为轴距255mm，边距180mm（由6寸桨的大小决定）。
1，底板2，中间机架板3，顶板
整个机体由底板、中间机架板、顶板连接而成（通过尼龙螺柱和螺丝）；底板安置电池、xbee模块、遥控器接收机、电调连接板，中间机架板安置4个电调、pixhawk飞控板，顶板用于安置定位系统标记点（同时起到保护、隐藏pixhawk飞控板及走线的作用）；为便于安装，所有开孔、镂空均根据拟选器件匹配设计；拟采用碳2mm厚3K纤维板加工。
另设计四个保护罩如下（可用于避免桨叶受损或伤人）：
4，保护罩
（二）动力部分
（1）电机
一般而言，小型四旋翼无人机（轴距250mm左右）选用KV2000左右（配5-6寸桨）的电机。经过对比讨论后，拟选用飓风D2206KV1900无刷直流电机（配6寸桨）。之所以选用这款电机是因为这款电机能够提供较大的拉力，同时该电机的工作电流处在一个比较小的区间，单个电机重量仅为27.5g。
飓风D2206KV1900参数表
飓风D2206KV1900实物图
（2）电子调速器
电子调速器用于驱动无刷直流电机，比较重要的参数是工作电流，刷新频率，重量。一般而言，市面上可售的大部分电子调速器的刷新频率都大于400hz，符合要求。根据上文所选电机的工作电流，综合考虑重量要求，与蔡国伟老师沟通后，拟选用好盈XRotor-10A电子调速器。
好盈XRotor系列电子调速器参数表
好盈XRotor-10A电子调速器实物图
（3）电调连接板
电调连接板，其本质为一块电源配电板，用于简化电池与电调、电调与飞控之间的电气连接，同时可以避免导线拆装时的反复焊接。
电调连接板电调连接板与电调连接图
（4）桨叶
桨叶与电机的搭配主要是从机架大小、能否提供足够动力这两方面进行考虑。由于希望设计体型较小的机架（以便给室内编队飞行提供更大的机动空间），因此只考虑5寸桨、6寸桨。经过调研，发现搭配5寸桨时，整机起飞重量在500g以下时较为合适。考虑到本次将要设计组装的小型四旋翼无人机的起飞重量在600g左右，在与蔡国伟老师交流后，决定选用6寸桨。根据蔡老师建议，桨叶的调衡和材质直接决定性能，因此需要多购入几款桨叶进行测试。
6寸桨
（5）电池
现在几乎所有的四旋翼无人机都使用锂电池，主要考量电池的容量、放电速率、自身重量。综合考虑后，电池拟选用ACE格瑞普2200mAh锂电池，充电倍率20C，重量186g，尺寸25mm*34mm*105mm。
ACE格瑞普2200mAh锂电池
篇四:《四旋翼无人机毕业设计》