四旋翼飛行器的建模與控制外文翻譯

1、譯文 四旋翼飛行器的建模與控制摘要迄今為止，大多數(shù)四旋翼空中機(jī)器人有是基于飛行玩具。雖然這樣的系統(tǒng)可以作為原型，它們是不夠健全，作為實驗機(jī)器人平臺。我們已經(jīng)開發(fā)出了x-4傳單，采用四旋翼機(jī)器人定制底盤和航空電子設(shè)備與現(xiàn)成的，現(xiàn)成的電機(jī)和電池，是一個高度可靠的實驗平臺。車用調(diào)諧廠帶有板載嵌入式姿態(tài)動力學(xué)控制器以穩(wěn)定飛行。線性單輸入單輸出系統(tǒng)控制器旨在規(guī)范傳單態(tài)度。1介紹直升機(jī)的主要限制是需要廣泛的，和昂貴，維護(hù)可靠的飛行。無人駕駛航空飛行器（無人機(jī)）和微型飛行器（mav）旋翼機(jī)也不例外。簡化了機(jī)械飛行機(jī)的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生明顯的福利操作這些設(shè)備的物流。四轉(zhuǎn)子是強(qiáng)大和簡單的直升機(jī)，因為他們沒有復(fù)雜的旋轉(zhuǎn)傾轉(zhuǎn)

2、盤和聯(lián)系在傳統(tǒng)的旋翼機(jī)發(fā)現(xiàn)。多數(shù)四轉(zhuǎn)子的飛行器從遙控玩具構(gòu)建組件。其結(jié)果是，缺少必要的這些工藝可靠性和性能是切實可行的實驗平臺。1.1現(xiàn)有的四旋翼平臺幾個四轉(zhuǎn)子工藝最近已開發(fā)用作玩具或進(jìn)行研究。許多研究旋翼飛行器開始了生活作為市售的玩具，如作為hmx -4和rctoys的 draganflyer 。未經(jīng)修改的，這些工藝通常由光機(jī)身塑料轉(zhuǎn)子。它們是由鎳鎘電池或鋰聚合物電池供電，使用速度反饋的微機(jī)電系統(tǒng)陀螺儀。這些四轉(zhuǎn)子一般沒有穩(wěn)定的穩(wěn)態(tài)。研究四旋翼添加自動穩(wěn)定及使用各種硬件和控制方案。 澳大利亞聯(lián)邦科學(xué)與工業(yè)研究組織的如圖1 ： x-4傳單型號2的。四旋翼飛行器，例如，是一個draganflye

3、r衍生使用視覺伺服和慣性測量單元（imu ） ，以穩(wěn)定的工藝在一個被做成動畫的目標(biāo)。其他四轉(zhuǎn)子包括eidgenossische technische hochschule的蘇黎世' os4 ' bouabdallah等，2004 ，皮帶驅(qū)動飛與低縱橫比的葉片; cea的“ x4- flyer'1 ，小四轉(zhuǎn)子電機(jī)每四個刀片 guenard等，2005 。和康奈爾大學(xué)的自治飛行器，采用的愛好飛機(jī)螺旋槳的大型工藝。圖1 ： x-4傳單型號2的。澳大利亞國立大學(xué)（ anu）的x-4傳單四旋翼微型飛行器（參照圖1 ）的目的，以解決面對小規(guī)模的無人機(jī)的問題。在x -4是多比同類機(jī)器

4、人重：它重4 kg總，是設(shè)計攜帶1千克的載荷。它有很強(qiáng)的碳纖維和鋁底盤和高推力與重量比。所使用的電機(jī)和電池是現(xiàn)成的，現(xiàn)成的組件。馬達(dá)直接驅(qū)動轉(zhuǎn)子，消除需要一個變速箱 - 機(jī)器人僅具有8 movingparts 。因此，傳單是堅固，可靠，小范圍的在飛行中發(fā)生災(zāi)難性故障。它承諾一個實用有效載荷能力與大量的飛行時間。1.2當(dāng)前發(fā)展的目標(biāo)高性能的轉(zhuǎn)子和轉(zhuǎn)速控制器已用于x -4傳單開發(fā)的。這些都充分解決推力的產(chǎn)生和動態(tài)的問題電機(jī)的調(diào)速性能磅等，2005 ， 磅等人， 2007 。此外，飛行動力學(xué)模型，包括旋翼拍打影響，推導(dǎo)出。一個3d模擬器機(jī)器人的生成工藝狀態(tài)的軌跡用于多種配置，受到干擾。傳單上當(dāng)前工作

5、旨在穩(wěn)定飛機(jī)在滾動，俯仰和偏航。連續(xù)飛行要求俯仰和橫滾角保持在零附近，除了當(dāng)積極轉(zhuǎn)換。飛行系統(tǒng)的自然不穩(wěn)定需要積極的補(bǔ)償。特殊的設(shè)計機(jī)箱結(jié)果在純粹的發(fā)散不穩(wěn)定俯仰和橫滾，一個控制器可以很容易地正確。在本文中，我們提出了x-4傳單作為全功能的空中機(jī)器人。四旋翼動力學(xué)直升機(jī)葉片撲了研究。我們估計從數(shù)據(jù)的系統(tǒng)參數(shù)，以產(chǎn)生一個數(shù)字工廠模式。根據(jù)六自由度氣動模型我們推導(dǎo)動力學(xué)解耦在縱向（俯仰/滾動）和方位模式?？刂频姆椒ㄊ莾?yōu)化機(jī)械設(shè)計這些動態(tài)控制并實現(xiàn)線性單輸入單輸出系統(tǒng)控制的解耦動力學(xué)。我們描述了用于穩(wěn)定器的工藝仿真，然后去證明的在系留輥和螺距補(bǔ)償功能飛行。2 x-4硬件建設(shè)在x 4傳單是從其他四旋翼

6、車輛分開設(shè)置通過其較大的建設(shè)。它包括一個機(jī)箱，電機(jī)和動力電池，以及姿態(tài)控制和通訊航空電子設(shè)備。每個子系統(tǒng)中所描述詳細(xì)如下：2.1機(jī)殼在x-4與碳鋁車架中心纖維泡沫夾心武器。規(guī)則排列的安裝點允許cog可以很容易地轉(zhuǎn)移。電機(jī)和電池都從中心軸線為盡可能地安裝可能。手臂角度略有下降，以提供更多的武器的底部和撲之間的間隙轉(zhuǎn)子的提示。轉(zhuǎn)子坐騎搖搖欲墜樞紐，驅(qū)動軸和轉(zhuǎn)子之間的自由擺動關(guān)節(jié)葉片，從鋁加工。葉片是螺釘夾緊轉(zhuǎn)子之間安裝頂部和底部板。2.2驅(qū)動系統(tǒng)在x-4的轉(zhuǎn)子設(shè)計解除一個額外的傳單30的控制范圍（大于超過520千克） 。葉片是三 - 層的碳纖維，其目的并制作的澳大利亞國立大學(xué)。的幾何形狀被設(shè)計成轉(zhuǎn)

7、子尖端彎曲到最佳工作角度在負(fù)載下。所使用的anux2翼型是一個自定義欄目對于轉(zhuǎn)子的特產(chǎn)。轉(zhuǎn)子由jeti相量30-3驅(qū)動三相無刷電機(jī)的無線電控制的飛機(jī)。他們提供高扭矩的性能，允許直接驅(qū)動轉(zhuǎn)子，省去了齒輪。電機(jī)可以通過超過300瓦，額定可達(dá)35 a。 定制電機(jī)控制板整流電機(jī)。這些由澳大利亞聯(lián)邦科學(xué)與工業(yè)研究組織的昆士蘭州開發(fā)中心高級技術(shù)信息和通信技術(shù)小組。該板是根據(jù)各地的飛思卡爾hc12d60a微處理器和東芝tb9060無刷電機(jī)轉(zhuǎn)速控制芯片。功率由24鋰聚合物2000毫安提供·h highdischarge細(xì)胞。每個單元有3.7伏的標(biāo)稱電壓，范圍從4.2 v完全充電，并下降到3 v在枯竭

8、。每個單元可以提供高達(dá)20 a的電池被連接到6平行設(shè)置的電源總線四個單元串聯(lián)的，也就是說， 14.8 v額定電壓和120每電機(jī)電流消耗。這給了一個傳單預(yù)計為11分鐘的飛行時間，懸停速度。2.3 控制該工藝是通過板載嵌入式hc12穩(wěn)定控制器。該控制器由澳大利亞聯(lián)邦科學(xué)與工業(yè)研究組織讀取態(tài)度eimu imu提供的角速度和加速度測量和角度位置估計在50 hz 。該控制器的輸出轉(zhuǎn)速參考電機(jī)控制卡通過can總線，同時在50 hz 。 2.4 命令和遙測 人類的方向有關(guān)機(jī)器人和信息在x - 4的狀態(tài)的傳送是在一個長距離藍(lán)牙連接到一臺筆記本電腦基站串口模塊運(yùn)行l(wèi)inux 。藍(lán)牙單元具有射程可達(dá)到100m 。

9、從傳單遙測由記錄基站和屏幕上的顯示。用戶可以發(fā)出使用鍵盤和一個通過筆記本電腦的命令jr- x3810無線手機(jī)。無線手機(jī)也能觸發(fā)安全開關(guān)殺在x -4獨立，藍(lán)牙通信信道，用一個板上的無線電接收器。在一個緊急切斷開關(guān)可以立即停止轉(zhuǎn)子通過禁用電機(jī)控制電路板，即使數(shù)據(jù)通信丟失。.3四轉(zhuǎn)子動力學(xué)在英鎊等人，2004 中描述的動態(tài)模型加入鉸接式旋翼撲在基本的四旋體動力學(xué)模型。當(dāng)前配置在x - 4傳單并不納入樞紐彈簧原本包含在模型中。作為結(jié)果，振蕩方程可以大大簡化：圖2 ：撲四旋翼自由體圖。 右手慣性系記為i = 前，安永， ez ，其中x是的前面對齊工藝和z是在重力的方向上，和= （的x，y ，z）的是身體

10、固定框a = ea的起源1 ，ea2 ，ea3。幀a是由旋轉(zhuǎn)矩陣與我r：a ！一， v和 是線速度和角速度在a（參見圖2 ）的框架。該方程為：其中m和我是質(zhì)量和轉(zhuǎn)動慣量傳單， g是重力加速度，是密度空氣中，r是轉(zhuǎn)子半徑，a是轉(zhuǎn)子盤的區(qū)域。在式（6） ， ！乘以其幅度以保存旋轉(zhuǎn)的符號為反向旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子。這里sk（ x）是斜對稱矩陣，使得sk（一） b = a a-b為< 3載體。在sx和cx符號分別代表罪惡x和cos按x。該rorotation矩陣r的構(gòu)造與偏航俯仰輥， = （ ， ， ），歐拉角。轉(zhuǎn)子由他們的索引相應(yīng)的指南針方向：北，南，東和西（ nsew ） ，其中n表示前面的轉(zhuǎn)子。與此

11、相對應(yīng)，迪是轉(zhuǎn)子位移從質(zhì)量傳單中心：其中d是傳單的臂長，h為高度上述cog轉(zhuǎn)子。向量ti和齊是轉(zhuǎn)子的推力和扭矩，和米是當(dāng)下因的推力矢量第i個轉(zhuǎn)子 - 一個搖搖欲墜的轉(zhuǎn)子，目前產(chǎn)由轉(zhuǎn)子撲完全是由于推力矢量從周圍車輛的中心位移作用重力?？v向的一次諧波和第i個轉(zhuǎn)子的橫向振蕩角度由a1si記和b1si 。非幅員推力和扭矩系數(shù)， ct和cq ，這里視為常數(shù)。第i個轉(zhuǎn)子的速度由下式給出！我。該無量綱的推力系數(shù)和撲方程更詳細(xì)的第3.1和3.2進(jìn)行討論。3.1 俯仰和橫滾阻尼轉(zhuǎn)子一個四轉(zhuǎn)子必然有一個水平位移它的桅桿和cog之間。當(dāng)工藝輥和球場，轉(zhuǎn)子出現(xiàn)垂直速度，導(dǎo)致以流入角的變化。從的普魯斯特的普魯斯特，20

12、02年，第101 ，ct可以進(jìn)行相關(guān)的垂直速度，vc，通過：其中，a是極性電梯斜率， tatip是幾何在轉(zhuǎn)子的頂端刃角， vi是誘導(dǎo)通過轉(zhuǎn)子速度，并且是堅固的圓盤葉片的表面面積的比例和轉(zhuǎn)子盤區(qū)。極性電梯斜率本身是轉(zhuǎn)子的函數(shù)攻擊的葉片角度。這是一些高度非線性翼型件等的關(guān)系，可以更好地表示為變異圍繞一個設(shè)定點， ct0 ：其中ct是誘導(dǎo)改變流入的變化條件。從公式12所示，該可寫為：其中a0是在設(shè)定點的升降斜率。圖3 ：刀片撲旋轉(zhuǎn)角度。3.2 刀片撲當(dāng)轉(zhuǎn)子翻譯水平是有區(qū)別的在進(jìn)退之間的葉片升力葉片，這將導(dǎo)致轉(zhuǎn)子尖端路徑平面傾斜。該通過同時得到的轉(zhuǎn)子平面的產(chǎn)生角求解常數(shù)和正弦分量的葉片離心空氣動力學(xué)靜

13、電重力矩制度。拍打是很重要的，因為以前的模擬在x -4表明，傾斜轉(zhuǎn)子可以引入顯著穩(wěn)定性的影響為車輛磅等，2004 。旋翼揮舞動力學(xué)非?？欤l(fā)生內(nèi)轉(zhuǎn)子利什曼， 2006的一轉(zhuǎn)，相比于直升機(jī)的剛體動力學(xué)。因此，葉片振蕩方程可寫工藝平面速度的瞬時功能。四旋轉(zhuǎn)子飛行不限于縱向運(yùn)動 c當(dāng)車輛隨意移動，撲轉(zhuǎn)子的運(yùn)動不需要是與標(biāo)稱線前面的飛機(jī)。當(dāng)工藝偏航線性在轉(zhuǎn)子輪轂大約e3的速度被添加到運(yùn)動車輛。第i個轉(zhuǎn)子由于平面運(yùn)動的拍打是通過計算轉(zhuǎn)子¡¯的大小和方向發(fā)現(xiàn)翻譯和定義的參考本地幀，畢，對準(zhǔn)那個方向。我們計算了縱向和橫向撲角度在轉(zhuǎn)子框架（ u1si和v1si ） ，然后在車身固定重新表達(dá)

14、它們利用旋轉(zhuǎn)矩陣（參見圖3）幀（ a1si和b1si 。這使我們能夠避免計算復(fù)雜度使用標(biāo)準(zhǔn)方程撲在本地幀。在每個旋翼揮舞首先通過計算發(fā)現(xiàn)，前進(jìn)比和轉(zhuǎn)子的方位角方向。我們得出這樣的：其中，vr （ n） i為第i個轉(zhuǎn)子¡¯速度的第n個元素向量， | iri是第i個轉(zhuǎn)子¡¯前進(jìn)比和ri為運(yùn)動的方位角方向。在x - 4傳單的配置省去了以前用彈簧鉸鏈的虛擬偏移量。因此，該描述這個運(yùn)動方程可以大大簡化：縱向和橫向振蕩角度解在本地幀的第i個轉(zhuǎn)子，鉍，有：分別為，其中i是不幅員流入第i個轉(zhuǎn)子，近似的 和是鎖定號碼雷斯曼， 2006 ：其中ib的是關(guān)于刀片的轉(zhuǎn)動慣量撲鉸

15、鏈。這些被轉(zhuǎn)換回體內(nèi)固定幀由a和bi之間的幀映射，姬導(dǎo)出車身框架撲角度，由于傳單的運(yùn)動：所產(chǎn)生的撲角度（ 23 ）的組成部分該工藝的俯仰和側(cè)傾率的prouty ， 2002添加對于與本體固定幀的：!表1 空氣動力學(xué)參數(shù)和相關(guān)的錯誤。4模型參數(shù)化和穩(wěn)定性設(shè)計基于此模型的控制器需要參數(shù)將指定的物理體系。最這些值是由的飛行性能決定系統(tǒng);一些，最重要的是h時，可以選擇自如。每個參數(shù)定義相關(guān)聯(lián)的錯誤工廠模型的動態(tài)響應(yīng)的包絡(luò)。我們分析此包絡(luò)內(nèi)的系統(tǒng)行為，以確定h的最佳值，轉(zhuǎn)子平面的高度上面的齒輪。氣動參數(shù)轉(zhuǎn)子，葉片和空氣動力學(xué)參數(shù)的獲得通過測量，計算，模擬或引用。這些列于表1中。群眾和位移對于測量組件和群

16、眾的距離于轉(zhuǎn)子平面，（群眾±0.005千克，距離±0.005 m）列于表2 。需要注意的是此表是不是所有群眾的完整列表，但包括所有主要的群眾 - 螺絲和緊固件省略（參照圖4）。轉(zhuǎn)動慣量從以前的計算值通過處理群眾為質(zhì)點，對角線慣性矩陣的條目中給出表3。焦?fàn)t煤氣為0.0071 ±0.005米以上轉(zhuǎn)子平面。圖4： x-4元器件偏移。表2 ：部件塊和偏移4.2 非受迫性穩(wěn)定性分析直升機(jī)或四旋翼的主要動力，與車輛的縱向動力學(xué)有關(guān)。周圍盤旋，直升機(jī)的議案，在很大程度上去耦在每個軸上。的四轉(zhuǎn)子的對稱性也就是說，重要的姿態(tài)動力學(xué)可以描述由一個單一的方程。我們分析了自然這些動態(tài)的穩(wěn)

17、定性提供洞察最好的機(jī)身為幾何系統(tǒng)的可控性。在早期的工作磅等，2004 ，我們采用的prouty的穩(wěn)定性推導(dǎo)，分析近懸停的四轉(zhuǎn)子動力學(xué)。這種治療進(jìn)一步說明，通過添加特定于quadrotors方面的分析和消除撲由于輪轂彈簧且沒有在當(dāng)前的x -4傳單使用。從基本的動力學(xué)方程為約束直升機(jī)在x翻譯和唯一沒有控制輸入旋轉(zhuǎn)間距，穩(wěn)定性導(dǎo)數(shù)矩陣為2 ：表3 ：對角線慣性元件。這將使用給出的標(biāo)準(zhǔn)穩(wěn)定的衍生物的普魯 的普魯 ，2002，頁564 x是縱向位置，西塔是俯仰角，s是拉普拉斯變換微分算子的。我們修改標(biāo)準(zhǔn)乘以治療直升機(jī)的四個轉(zhuǎn)子，以及添加由于轉(zhuǎn)子的垂直運(yùn)動術(shù)語在 / Ë 在俯仰和橫滾：.系統(tǒng)矩陣

18、行列式的特征方程變成了：求解這個多項式的根給出了指數(shù)的動態(tài)行為的部件制度。自和對于任何系統(tǒng)，很顯然，在非受迫性，開環(huán)動力學(xué)永遠(yuǎn)是穩(wěn)定的x-4 。勞斯的判別中的應(yīng)用，為中概述的prouty ，采用特征多項式來確定不穩(wěn)定的性質(zhì)。勞斯的判別，r.d.，由下式給出其中a，b ， c和d是29的系數(shù)。如果它是積極，工藝將展出純分歧。如果為負(fù)，該工藝將出現(xiàn)不穩(wěn)定的振蕩。如果為零，球場動態(tài)將是中性的。在這種情況下：在作曲方面，只有h可改變的跡象。為常規(guī)的直升機(jī)，其中h <0時，工藝有一個不穩(wěn)定的極對。如果轉(zhuǎn)子反轉(zhuǎn)（以上焦?fàn)t煤氣） ，工藝將不發(fā)散振蕩。如果轉(zhuǎn)子和cog是共面的，工藝是輕微穩(wěn)定。這種行為被

19、證明在一個全3d以前的模擬磅等，2004 。表4 ：極和開環(huán)基音動力學(xué)的零點。4.3 參數(shù)化模型信封使用物理值傳單，耦合間距和x平移動力學(xué)方程可以計算。參數(shù)的誤差范圍對應(yīng)的植物成一個空間在復(fù)平面上的根。對于傳單線性化差分方程為：這些可以解決的一個單一的傳遞函數(shù)h = / ！槳距角，以及輸入的變化之間在轉(zhuǎn)子速度， 我們近似撲角度為線性函數(shù)xe 和e 的：使用前面給出的參數(shù)和錯誤，系統(tǒng)的極點和零點列于表4 。該轉(zhuǎn)子高度以上的焦?fàn)t煤氣是最大的貢獻(xiàn)者誤差，產(chǎn)生的誤差超過80每個極的計算。因此，準(zhǔn)確的知識轉(zhuǎn)子高度重要的是要確定動態(tài)模型。在非受迫性穩(wěn)定性分析表明有h也是在確定的行為的重要動力系統(tǒng)。根軌跡的

20、h表明該開環(huán)極點的結(jié)構(gòu)變化顯著為改變符號（參看圖5） 。類似的非受迫性情況下，該系統(tǒng)表現(xiàn)出不穩(wěn)定的振蕩，當(dāng)凸榫是轉(zhuǎn)子，純發(fā)散時，它是以下轉(zhuǎn)子和中性穩(wěn)定性上面相重合時，與轉(zhuǎn)子。圖5 ：間距動力學(xué)根軌跡的改變轉(zhuǎn)子高度cog 。prouty表明，直升機(jī)可以從受益倒轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，純分歧更容易對于一個人的試驗，以校正比不穩(wěn)定的振蕩的prouty ，2002，頁603 。4.4 最優(yōu)靈敏度設(shè)計采用自動補(bǔ)償器不再需要該系統(tǒng)可以直觀的對人類飛行員，等等振動系統(tǒng)是可以接受的。相反，我們使用了控制的基本限制來配置工廠控制器的性能。為了獲得良好的性能，我們需要強(qiáng)有力的抗擾和快速響應(yīng)輸入命令。但是，波特積分的靈敏度的“水

21、床效應(yīng)”功能強(qiáng)加任意設(shè)計目標(biāo)的限制對于在所有頻率控制器：它指出任意降低了系統(tǒng)的靈敏度意味著相應(yīng)增加靈敏度比其他頻率 seron等，1997 。出于這個原因，它是可取的減少波德積分底層系統(tǒng)，應(yīng)用程序之前，任何控制。波特積分可以直接相關(guān)在開環(huán)廠的兩極。從seron等：其中s是系統(tǒng)的靈敏度函數(shù)，圓周率是極點開環(huán)廠房，和！是頻率。從計算的波特積分為一個范圍為h-0.05至0.05米轉(zhuǎn)子下方顯示一個尖銳切口在h = 0 （參看圖6） 。當(dāng)轉(zhuǎn)子平面是一致重心，波特積分是為零。在此配置中，音調(diào)動態(tài)是中性的。圖6 ：博德積分關(guān)于旋翼飛機(jī)安置。積分急劇變化的幅度轉(zhuǎn)子平面移離齒輪。由于強(qiáng)h誤差和植物模型誤差，和之

22、間的相關(guān)性控制靈敏度和h的位置之間的關(guān)系，這是顯然，密切注意正確的調(diào)整和驗證轉(zhuǎn)子高度的對于性能的關(guān)鍵的直升機(jī)。對于x - 4傳單，理想的轉(zhuǎn)子位置在h = 0 。然而，由于根軌跡與改變表明，植物的結(jié)構(gòu)經(jīng)受顯著更改與圍繞此點錯誤。出于這個原因，我們設(shè)置cog稍微遠(yuǎn)離轉(zhuǎn)子平面，使小誤差不會對穩(wěn)定性產(chǎn)生影響。5 控制與仿真多種控制技術(shù)已實施成功在四uavs轉(zhuǎn)子 - 其中包括pid和lq bouabdallah等人，2004 和pd2 tayebi和mcgilvray ， 2004控制。 bouabdalla發(fā)現(xiàn)的pid由于進(jìn)行簡單相比毫不遜色，以lq方法的容忍模型的不確定性。這種品質(zhì)希望我們?nèi)膭幽Ｊ?/p>

23、，尤其是變化在h敏感。除了姿態(tài)動力學(xué)中，x 4傳單還具有重要的汽車動態(tài)。電機(jī)動態(tài)行為在一系列的剛體動力學(xué) - 快速運(yùn)動反應(yīng)是對權(quán)威的態(tài)度重要控制的四旋翼飛行器。為此，轉(zhuǎn)子速度控制器已被開發(fā)，以提高自然轉(zhuǎn)子 - 電動機(jī)系統(tǒng)的性能英鎊等，2007 。線性化閉環(huán)電機(jī)系統(tǒng)轉(zhuǎn)移功能， hm- cl ，是：圖7 ：擾動傳播框圖。5.1 離散化模型控制器運(yùn)行在50赫茲，最大頻率在該姿態(tài)數(shù)據(jù)被更新，并且因此動態(tài)該廠被離散化在ts值= 0.02秒控制設(shè)計。 imu的同時返回角度和率的信息，這允許不正確的pid控制器要實現(xiàn)。完整的離散化模型，為：其中u是在轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速差變化有關(guān)操作條件下， 850拉達(dá)。附加零點在z

24、 = a'1來自匹配的零極點離散方法。5.2 控制器設(shè)計該控制器由一個純積分的零角度跟蹤誤差和復(fù)雜的零點對穩(wěn)定植物?？刂破鞯膫鬟f函數(shù)c，是：由于電機(jī)動力是如此之快，主極點與態(tài)度力學(xué)小互動。如果是速度較慢，多余的兩極差異會增大接近單位圓，從而導(dǎo)致振蕩和可能不穩(wěn)定。慢馬達(dá)零極點對消相關(guān)聯(lián)用于鋰離子聚合物電池的動力學(xué)供電傳單。足夠的增益使極關(guān)閉與零，降低效果的影響。5.3 自抗擾由經(jīng)驗豐富的姿態(tài)動力學(xué)的干擾預(yù)計將采取的空氣動力學(xué)效應(yīng)的形式通過變化的轉(zhuǎn)子速度傳播。我們用開發(fā)的靈敏度模型電機(jī)速度控制器可以預(yù)測的位移位置由于電機(jī)速度輸出干擾（參見圖7）。我們希望保持x -4傳單位置變化小，在為0.

25、5m的順序。轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的噪音是由一個輸出干擾建模于轉(zhuǎn)子的速度， d，其特征在于，為白色噪聲，瓦特，通過濾色器通過， f 英鎊等，2005 ：圖8 ：俯仰角靈敏度函數(shù)波特圖。由于瓦特的槳距角的靈敏度由下式給出：其中hm是電機(jī)廠和cm為電機(jī)補(bǔ)償器。在俯仰角的峰值靈敏度為0.4拉德· s-1的（參見圖8）。槳距角進(jìn)行積分， x位置。利用方程35和40 ，傳輸函數(shù)，x是：一個單位的干擾在峰值角頻率靈敏度產(chǎn)量為0.01米的位置變化，以及內(nèi)的目標(biāo)。然而，由于積分位置動態(tài)， x的峰值靈敏度發(fā)生在低頻率直流（ d < 0.01弧度· s-1的！ ）在-6.3分貝;一在這個范圍內(nèi)單位的正

26、弦波會產(chǎn)生相應(yīng)的0.78米，可以忽略不計角度偏差位置偏差。注意，該偏差是非常緩慢 - 一個周期600秒 - 而且會很容易地得到補(bǔ)償，給予位置測量。5.4模擬姿態(tài)控制系統(tǒng)的完整模擬了編碼在matlab的simulink 。這包括非線性在從多個采樣時間中產(chǎn)生的系統(tǒng)微控制器，電機(jī)的飽和度，量化的測量和轉(zhuǎn)換限制在電動機(jī)控制器。在仿真中，閉環(huán)系統(tǒng)有一個單位脈沖2秒和0.2弧度響應(yīng)穩(wěn)定時間最大anglular位移。單位正弦波干擾適用于w = 0.01弧度· s-1的產(chǎn)生的小角通過小的非線性被歸入了位移該模型的作用，并沒有傳播到輸出。這可能是由于該誤差測量慢擾動效應(yīng)將會迷失在量化的傳感器讀數(shù)。圖9

27、 ： x-4傳單stabilised在俯仰和橫滾。6 實施與績效之前，所設(shè)計的控制器下飛行被測試的條件下，我們測試了在控制器上的系繩裝置。在該配置中，振蕩的發(fā)生是由于自從傳單水平運(yùn)動是固定在空間，免費僅旋轉(zhuǎn)在俯仰和側(cè)滾。在實踐中，人們發(fā)現(xiàn)該拴系x-4表現(xiàn)出兩個附加的穩(wěn)定振蕩極點在z = 0.9664 ± 0.0331 ，從機(jī)械交叉耦合的試驗臺。轉(zhuǎn)子可被操作在降低速度時，以節(jié)省電池電量最初的測試 - 在這些速度，系統(tǒng)增益變化正比于轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速。簡化了合成全速系統(tǒng)的傳遞函數(shù)變?yōu)椋哼@需要修改給控制器，以代替在實軸上的零點：實現(xiàn)時，人們發(fā)現(xiàn)，在控制器可靠地工作于低轉(zhuǎn)速時（ ！ < 450

28、拉德- 1 ） 。在x -4能穩(wěn)定自身在俯仰和滾轉(zhuǎn)，并保持于2度電平（參照圖9）的。為了檢驗動態(tài)性能， 22步實驗是進(jìn)行超過800秒，從哪些步驟進(jìn)行平均對于分析（參見圖10）。步驟議案被交替10度俯仰向前和向后的水平，以消除方向性偏差。軋輥在0度舉行由控制器和偏航被鎖定到位在試驗臺上。圖10 ：低速一般步驟參考（黑色） ，數(shù)據(jù)（藍(lán)色）和預(yù)測（綠色）從該數(shù)據(jù)，該系統(tǒng)具有一個1.25秒上升時間，30 的過沖和慢40秒穩(wěn)定時間，與2.15秒上升時間， 30相比，過沖和15第二沉降時間的模型預(yù)測在此轉(zhuǎn)子速度。的步驟清楚地表明了影響兩個試驗臺兩極產(chǎn)生一個0.4赫茲的振蕩與±1度角度變化。這種振

29、蕩會導(dǎo)致± 0.027米的水平位移，名x-4在飛行。人們發(fā)現(xiàn)，當(dāng)轉(zhuǎn)子速度增加時，在系統(tǒng)顯示混亂的半穩(wěn)定的行為會使不受限制的飛行是不可能的。我們相信，本不穩(wěn)定性是由于來自轉(zhuǎn)子的高頻噪聲破壞的imu加速度計數(shù)據(jù)的有效性。我們有信心，傳感器額外的隔離會允許全速運(yùn)轉(zhuǎn)。7 結(jié)論我們已經(jīng)開發(fā)了一個更大的四旋翼平臺比是通常用在目前的機(jī)器人技術(shù)研究。分析的傳單姿態(tài)動力學(xué)允許我們調(diào)整機(jī)械設(shè)計最佳的控制靈敏度和干擾拒絕。我們設(shè)計了一個控制器以穩(wěn)定占主導(dǎo)地位的解耦俯仰和滾動模式，并使用干擾輸入一個模型來估計的性能植物。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，該補(bǔ)償成功地調(diào)節(jié)心態(tài)在低轉(zhuǎn)速時。8 致謝作者要感謝澳大利亞聯(lián)邦科學(xué)與工業(yè)研究組

30、織 ict機(jī)器人它的持續(xù)支持這個項目的。參考文獻(xiàn)bouabdallah et al, 2004 s. bouabdallah, a. noth and r. siegwart. pid vs lq control techniques applied to an indoor micro quadrotor. in proceedings of the ieee international conference on intelligent robotsand systems, sendai, japan, 2004.guenard et al, 2005 n. guenard, t. ham

31、el and v. moreau. dynamic modeling and intuitive control strategy for an ¡°x4-flyer¡±. in proceedings of 5th international conference on control and automation,budapest hungary, june, 2005.hamel et al, 2002 t. hamel, r. mahony, r. lozano and j. ostrowski. dynamic modelling and co

32、nfiguration stabilization for an x4-flyer. in proceedings of 15th triennial world congress of the internationalfederation of automatic control, barcelona, july, 2002.leishman, 2006 j. g. leishman. principles of helicopter aerodynamics, 2nd ed. cambridge university press, cambridge, united kingdom, 2

33、006.pounds et al, 2004 p. pounds, r. mahony, j. gresham, p. corke and j. roberts. towards dynamically favourable quad-rotor aerial robots. in proc. of australasian conference on robotics and automation, canberra, australia, 2004.pounds et al, 2005 p. pounds, r. mahony and p.corke. small-scale aeroel

34、astic rotor simulation, design and fabrication. in proc. of australasian conference on robotics and automation, sydney, australia, 2005.pounds et al, 2007 p. pounds, r. mahony and p. corke. system identification and control of an aerobot drive system. in proc. of information, decision and control, a

35、delaide, australia, 2007, submitted.prouty, 2002 r. w. prouty. helicopter performance, stability, and control. krieger publishing company, 2002, reprint with additions, original edition 1986.seron et al, 1997 m. m. seron, j. h. braslavsky and g. c. goodwin. fundemental limitations in filtering and c

36、ontrol. springer-verlag, london, united kingdom, 1997.tayebi and mcgilvray, 2004 a. tayebi and s. mcgilvray. attitude stabilization of a four-rotor aerial robot. in proceedings of 43rd ieee conference on decision and control, atlantis, paradise island, bahamas, pp14-17, december, 2004.外文原文modelling

37、and control of a quad-rotor robotto date, most quad-rotor aerial robots havebeen based on flying toys. although suchsystems can be used as prototypes, they arenot sufficiently robust to serve as experimentalrobotics platforms. we have developed the x-4flyer, a quad-rotor robot using custom-builtchas

38、sis and avionics with off-the-shelf motorsand batteries, to be a highly reliable experimentalplatform. the vehicle uses tuned plantdynamics with an onboard embedded attitudecontroller to stabilise flight. a linear siso controllerwas designed to regulate flyer attitude.1 introductiona major limitatio

39、n of helicopters is the need for extensive,and costly, maintenance for reliable flight. unmannedair vehicles (uavs) and micro air vehicle(mav) rotorcraft are no exception. simplifying the mechanical structure of a flying machine produces clear benefits for the logistics of operating these devices.qu

40、ad-rotors are robust and simple helicopters as theydo not have the complicated swashplates and linkages found in conventional rotorcraft. the majority of fourrotor aerobots are constructed from remote-control toy components. as a result, these craft lack the necessary reliability and performance to

41、be practical experimental platforms.1.1 existing quad-rotor platformsseveral quad-rotor craft have been developed recently,for use as a toy or for research. many research quadrotors began life as a commercially available toy, such as the hmx-4 and rctoys draganflyer. unmodified, these craft typicall

42、y consist of light airframes with plastic rotors. they are powered by nicd or li-poly cells and use rate feedback from mems gyros. these quad-rotors generally have no attitude stability.research quad-rotors add automatic stability and use a variety of hardware and control schemes. csirosquad-rotor f

43、lyer, for example, is a draganflyer derivative that uses visual servoing and an inertial measurement unit (imu) to stabilise the craft over a blob target. other quad-rotors include eidgenossische technischehochschule zurichs os4 bouabdallah et al, 2004, a belt-driven flyer with low-aspect ratio blad

44、es; ceas x4-flyer1, a small quad-rotor with four blades per motor guenard et al, 2005; and cornells autonomous flying vehicle, a large craft using hobby aeroplane propellers.the australian national universitys (anu) x-4 flyer quad-rotor mav (cf. fig. 1) aims to address the problems faced by small-sc

45、ale uavs. the x-4 is much heavier than similar robots: it weighs 4 kg total and is designed to carry a 1 kg payload. it has a strong carbonfibre and aluminium chassis and a high thrust-to-weight ratio. the motors and cells used are off-the-shelf components. the motors directly drive the rotors, elim

46、inating the need for a gearbox the robot has only eight moving parts. as a result, the flyer is rugged and reliable with little scope for catastrophic failure in flight. it promises a practical payload capacity with a substantial flight duration.1.2 goals of current developmenthigh-performance rotor

47、s and speed controllers have been developed for the x-4 flyer. these have adequately solved the problems of thrust generation and dynamic motor speed performance pounds et al, 2005, pounds et al, 2007. in addition, a model of the flight dynamics, including rotor flapping effects, was derived. a 3d s

48、imulator of the craft generated state trajectories of the robot for a variety of configurations, subjected to disturbances.current work on the flyer aims to stabilise the aircraft in roll, pitch and yaw. continuous flight requires the pitch and roll angles to remain around zero, except when actively

49、 translating. the natural instability of flying systems requires active compensation. the special design for the chassis results in purely divergent instability in pitch and roll that a controller can readily correct.in this paper we present the x-4 flyer as a fullyfunctional aerial robot. the dynam

50、ics of quad-rotor helicopters with blade flapping are studied. we estimate the system parameters from data to produce a numerical plant model. based on a 6dof aerodynamic model we derive decoupled dynamics in longitudinal (pitch/roll) and azimuthal modes. the control approach is to optimise the mech

51、anical design for control of these dynamics and implement linear siso control in the decoupled dynamics. we describe the controller used to stabilise the craft in simulation and then go on to demonstrate the function of the roll and pitch compensation in tethered flight.2 x-4 hardware and constructi

52、onthe x-4 flyer is set apart from other quad-rotor vehicles by its larger construction. it consists of a chassis, motors and power cells, and attitude control and communications avionics. each subsystem is described in detail below:2.1 chassisthe x-4 has an aluminium centre frame with carbon fibre-f

53、oam sandwich arms. regularly spaced mounting points allows the cog to be shifted easily. motors and batteries are mounted as far from the central axis as possible. the arms angle down slightly to provide more clearance between the bottom of the arms and flapping rotor tips. the rotor mounts are teet

54、ering hubs, a freely pivoting joint between the drive shafts and rotor blades, machined from aluminium. the blades are screw-clamped between the rotor mount top and bottom plates.2.2 drive systemthe x-4s rotors are designed to lift the flyer with an additional 30 per cent control margin (greater tha

55、n 5.2 kg). the blades are three-ply carbon fibre and were designed and fabricated at the anu. the geometry is designed so that the rotor tips flex to the optimal operating angle under load. the anux2 airfoil used is a custom section made specially for the rotors.the rotors are driven by jeti phasor

56、30-3 three-phase brushless motors for radio-controlled aircraft. they offer high torque performance that allows for direct drive of the rotors, eliminating the need for gearing. the motors can pass more than 300 w and are rated up to 35 a.custom motor control boards commutate the motors. these were

57、developed by the csiro queensland centre for advanced technology ict group. the boards are based around the freescale hc12d60a microprocessor and toshiba tb9060 brushless motor speed control chip.power is provided by 24 li-poly 2000 ma·h highdischarge cells. each cell has a nominal voltage of 3

58、.7 v, ranging from 4.2 v fully charged and dropping to 3 v at depletion. each cell can deliver up to 20 a. the batteries are connected to a power bus of six parallel sets of four cells in series; that is, 14.8 v nominal voltage and 120 a of current draw per motor. this gives the flyer an expected flight time of 11 minutes at hover speed.2.3 controlthe craft is stabilised by an onboard embedded hc12 controller. the controlle