美军V-22鱼鹰倾转旋翼飞机性能优劣分析

2005年5月20日。美国空军在凯特兰空军基地组建了第一个V-22倾转旋翼机训练中队，围绕V-22用于运送特种作战部队的设计初衷展开系统训练。2005年6月。美国海军陆战队VMX-22作战试验与评估中队的全部8架“鱼鹰”集中在美国海军LHD 5“巴丹”号两栖攻击舰上。进行最后阶段的作战评估试验……这一系列事件标志着这种研制期长达25年的新型作战飞机真正投入了部署。V一22有着独特而优异的性能.但在技术上仍然存在着较严重的问题，对此。我国专家将进行详尽的分析。

美国研制的V一22“鱼鹰”倾转旋翼机，是一款颇受媒体关注的多功能垂直/短距起降航空器。其新颖的构思、优异的性能和宽广的适用范围，给人留下了深刻印象。但这种先进的三军通用型飞机的称谓却值得商榷，所采用的技术和总体设计方案也有许多需要改进的地方。

关于V-22的称谓

严格地讲，V一22“鱼鹰”一类的飞行器不应叫做“倾转旋翼机”。虽然相对干正常的飞行状态发动机、螺旋桨处在与飞机纵轴平行的位置)，V一22的螺桨旋翼在短距起降、垂直起降、悬停、过渡飞行等状态时的确是“倾转”的，但它们并非单独偏转，而是随着发动机舱的转动而转动。因此，该机种的准确名称应该是“采用倾转发动机技术”的直升飞机。

美国人之所以将“鱼鹰”定义为倾转旋翼机，是沿用了贝尔直升机公司对XV-3的叫法。1955年8月试飞成功的XV-3垂直起降研究机，是一架真正意义上的倾转旋翼飞行器。该机的动力装置是一台450马力的涡轴发动机，飞行时，发动机输出的功率通过一个横轴传给设在左右翼尖上的螺桨旋翼，使之能够同步对转、产生拉力。两副工作中的螺桨旋翼可由一套特殊的操纵机构控制，在水平和垂直位置间来回转动，以改变拉力矢量的方向，从而构成“直升机状态”、“定翼机状态”和“过渡飞行状态”。试飞结果表明，XV-3能够在10秒钟之内完成

90。的飞行姿态转换。

1973年，应美国陆军和航空航天局的要求，贝尔公司结合XV-3倾转旋翼机的设计经验，研制了一种采用低桨盘载荷旋翼和倾转发动机技术的垂直起降航空器一一xV-15试验机。但贝尔直升机公司的技术人员仍将其称为“倾转旋翼机”。这大概是因为转动发动机舱的目的，也是为了改变螺桨旋翼的拉力矢量方向。虽然这两类“倾转”方案所采用的技术措施和控制机构不一样，但在功能、原理、效果方面则相差不大。后来，在XV-15基础上新开发的实用型V-22“鱼鹰”，亦承袭了这一称谓。

V-22的研制情况

与固定翼飞机相比，直升机最明显的长处是可以垂直起降和在空中悬停，对起降场所的依赖程度较低。不过，在平飞过程中，直升机由于旋翼的气动效率很低，100千克拉力最多可以拉动300千克重量，运输效率K(K=G／W)只有4左右；而以螺旋桨为动力的、同等功率的固定翼飞机的运输效率K可达12以上，100千克拉力最多可以拉动1500千克重量。由于效率高、经济性好，固定翼飞机的航程远远高于直升机。普通直升机的最大航程不过500千米左右，而轻型螺旋桨飞机的航程往往在1500～2000千米以上。另外，由于受旋翼工作特点的限制，直升机的最大飞行速度、飞行高度等技术指标也比同级别的固定翼飞机低许多。

采用倾转旋翼(或倾转发动机、倾转带发动机的机翼)方案，可以把直升机与固定翼飞机的优点较完美地结合起来，构建出一种独特的既能垂直起降和悬停，又能飞得更高、更快、更远的新型航空器一一螺旋桨式“直升飞机”。这就是美国人开发V-22“鱼鹰”的动因。

1981年底，美国军方提出了“多军种先进垂直起降飞机”(JVX)计划，为空、海军研制一种具有较高运输效率、三军通用的“直升飞机”。为了竞争JVX项目，美国贝尔直升机公司与波音直升机公司联手推出以XV-15为蓝本、但尺寸放大了的V-22方案。1985年1月，这种飞行器被正式命名为V-22“鱼鹰”。从该机以英文字母“V”而不是“H”打头，就可看出：它是垂直起降飞机而不是直升机。V-22分为空军型、海军型和海军陆战队型，编号分别为CV-22、HV一22、MV-22，今后还有可能发展陆军型以及海军反潜型SV一22。

1988年5月23日，V-22的1号原型机出厂。1989年3月19日，该机试飞成功。1989年9月14日，完成了首次由直升机状态向定翼机状态过渡的飞行实验。1990年12月，V-22的原型机开始在航空母舰上进行海上试飞。按照原先的计划，V-22的生产型应于1991年底交付美国海军陆战队，1993年开始配备美国空军，1995年进入美国海军服役。但由于经费、技术等方面的原因，到1997年时，这种先进垂直，短距起降飞行器仍处于工程制造阶段。此时的“鱼鹰”已比原型机有了较大变化，材料、工艺、结构、系统方面的改动很多，而后来的小批量生产型又在设计上做了进一步的调整和改进。直至本世纪初，复杂、昂贵的v一22型直升飞机才逐步装备美国军队。

V-22的设计特点

在V-22的机翼翼尖部位，安装有2台可倾转的T406一AD-400型涡轮轴发动机和2副直径11.61米的螺旋桨(旋翼)，单台起飞功率6235轴马力。2台发动机工作时，螺桨旋翼是对转的，产生的扭矩相互抵消。若发动机处于水平位置，整架飞机与普通的螺旋桨飞机没有

什么两样。而当发动机转向上方时，

旋桨便相当于一对旋翼，飞机可以垂直起降和悬停。V一22的发动机、传动系统和螺旋桨(旋翼)在定翼机平飞状态、直升机工作状态

以及过渡飞行状态之间的偏转变换角度可达97。30’。

V-22能在大气温度33℃、高度900多米处进行无地效悬停。不过，由于它的螺旋桨直径小于同等重量直升机的旋翼、排气速度较大、桨盘载荷略高于一般直升机，因此垂直起飞和悬停时的效率亦稍逊于直升机。但它的常规飞行性能却是直升机无法匹敌的。该机在直升机状态的最大垂直起飞重量为23980千克，最大前飞速度396千米，小时；在固定翼飞机状态的最大短距起飞重量为27442千克；实用升

限约8000米，试飞速度曾达到647千米／小时，垂直起飞的航程为2224千米，短距起飞的最大转场航程接近3900千米。与普通的直升

机相较，这无疑是一个巨大的飞跃。

为了提高垂直起降的效率，为V-22配备的螺旋桨的直径较长(即桨盘面比普通螺旋桨要大)，这样可以减小排气速度。虽然在垂直起飞和悬停状态，它的耗油率仍比普通直升机高一些，但远低于采用发动机喷口转向的“鹞”式飞机。与“鹞”式、“雅克-38”等喷气式垂直起降攻击机和“米-8”、AH-64等型直升机相比，V-22“鱼鹰”的最大飞行速度、悬停和垂直起飞时的经济效率居中，但航程最远、巡航经济性最好、

运输效率最高。

上述特点使V-22具备了承担某些特殊使命的能力。它的主要的军事用途有：从大型舰船上向陆地战场快速投送兵员和物资、潜入敌方纵深进行战斗搜索和救援、以垂直机降方式远距离运送突击队、执行特种作战任务和后勤支援任务等等。以V一22“鱼鹰”式飞机为平台，还可以派生出具备悬停和垂直，短距起降能力的侦察机、反潜机、预警机、海上巡逻机、空中继通信飞机、电子对抗飞机等特殊用途的机种、机型。三军通用的垂直起降固定翼飞机的出现，将对未来的空地作战方式和军事思想的演变产生影响。

V-22存在严重缺陷

V-22“鱼鹰”想要保证位于翼尖的大功率、大负荷的发动机和螺旋桨同步转动，而且转速、桨矩等工作参数基本一致(或按要求进行调整)，在操纵与控制上是相当困难的，存在着一些直升机和固定翼飞机很少遇到的矛盾。为了克服这些“品质”上的缺陷，“鱼鹰”不得不采取许多复杂的、非常规的技术措施，从而使全机的重量、性能和生产成本都受到影响。倾转发动机(倾转旋翼)飞机的主要问题，集中在起降

和过渡飞行阶段。

起飞降落阶段

由于v-22桨盘面的直径较大，发动机舱转至水平位置时，桨叶一旋转就会触地。因此它不能像普通飞机那样采用常规滑跑方式起飞。该机离陆前，发动机舱和螺旋桨只能举至斜上方，以短距滑跑方式起飞；或将发动机舱偏转向上，采用垂直升空的方式离地。这样一来，

“鱼鹰”在起飞状态下的经济性就变得较差。

当v-22以直升机的方式起降时，由于螺旋桨(旋翼)位于机翼的翼尖上方，螺桨旋翼系统产生的下冲气流，有相当一部分会打在主翼的上表面。而为了保证发动机在转动和固定于某一位置时，机翼有足够的刚度和强度，它的主翼翼尖必须设计得很宽，从而增大了阻挡滑流向下运动的面积。在需要螺桨旋翼产生较大动力升力的时候，V-22的布局设计不但要损失正升力，而且根据作用力与反作用力原理，还得付出一定的负升力的代价，这是很不合算的。其垂直起飞时的效率，又要比普通的直升机降低许多。

损失动力升力还不是问题的全部。更糟糕的是，当螺桨旋翼向下排气时，部分滑流受到机翼的阻挡，将不可避免地在主翼面上形成涡环；而向上激起的涡环，会对螺桨旋翼的正常工作产生干扰。尽管v-22的螺桨旋翼是对转的，但并不能保证附着在左右翼面上的涡环也一定对称，因为受到外界环境条件的影响，涡环本身的运动并不很稳定。尤其是当飞机处于下降状态、接近地面时，机翼上已有的涡环与螺旋桨滑流拍击地面而新产生的涡环相互诱导，有可能产生出意想不到的非平衡现象。此时，飞行员的操纵稍有差池或反应不及，很容易

造成失控。

过渡飞行阶段

v-22由起飞状态过渡到平飞状态时，飞行速度较低、自身的操稳特性差、姿态控制复杂，发动机舱无论是从垂直位置转至水平位置还是由斜上方位置回到平飞位置，都存在着一定的风险。一旦有一台发动机停车，或两台发动机工作不同步、发动机舱转动的角度不一样，便会发生事故，甚至机毁人亡。反之，在由平飞转至着陆的过渡阶段，危险也同样存在。从“鱼鹰”的几起坠机情况看，飞行事故几乎都发

生在起降过程(尤其是着陆状态)。

“鱼鹰”采用了不少特殊的技术手段来保证飞行安全。例如：在发动机上配备有电子模拟辅助控制功能的数字式全权限控制系统；左右发动机的螺旋桨减速器通过传动轴联结在一起，以便在一台发动机突然停车时，另一台发动机可保证左右螺旋桨都工作，以维持平衡；在机身内安装一套在启动时驱动横轴的辅助动力装置等等。横轴的作用之一，是在单发停车后仍可使两副螺旋桨转动，并提供相应的补充动力。在正常起飞状态，它的转动功率为5114马力；当一台发动机停车时，其应急输出功率可增至6004马力，相当于一台T406-AD-400

型涡轮轴发动机的最大输出功率。

但这些技术措施的采用，使得飞机的系统变得复杂、结构重量相应增大，生产成本自然也就水涨船高了。例如，美国军方希望这种三军通用飞行器的生产成本能够控制在3230万美元左右；然而目前空军CV-22/小批量生产型的单价已升至7440万美元，海军MV-22试生产型的造价则高达9440万美元。另据外刊报道，从上个世纪50年代的XV-3、70年代的XV-15到80年代开始研制的v-22，贝尔直升机公司、波音直升机公司和美国军方已累计为这种特殊的飞行器投入了1600亿美元的巨额研制费，可能创下了世界军火史上单一项目耗资

最高的纪录——但至今仍有许多问题没有完全解决，还需继续攻关。

V-22应该如何评价

综上所述，可以用几句话来概括V一22“鱼鹰”直升飞机的特点：原理可行，性能优异，兼具直升机与固定翼飞机的长处；但技术复杂，

操控不易，司靠性较差，生产威本偏高。

50多年来，这种曾获得过美国国家航空协会颁发的“取得航空重大进步奖”的飞行器一直在探索中发展，至今也不能说已臻完善。航空技术的发展无疑需要创新，V-22就是技术进步的产物。但对“创新”也要一分为二，“新”不一定就代表效益最好、性价比最佳。新技术是一把“双刃剑”，一般会使产品性能有所提升，但也可能带来新的矛盾。许多人以为，高技术一定是复杂、昂贵的东西，那可不一定。航空高技术是指使用在飞行器上的高级技术，但并不等同于高价技术；真正的高技术应该是高明的技术、高效的技术。

历史上不乏正反两方面的例子。上个世纪五六十年代发明的边条翼、翼尖小翼、近距耦合鸭式气动布局等先进气动力技术，可以明显改善飞机的机动性或巡航经济性，且结构简单、制造成本低，至今仍得到广泛应用。与之形成鲜明对照的是，20世纪60年代曾一度“热销”的变后掠翼技术。这项新技术通过改变机翼的后掠角使飞机适应低速和高速飞行，并提高巡航升阻比、缩短起降滑跑距离，理论上讲是很有发展前途的。但实践证明，变后掠翼存在着结构、系统和操纵复杂，重量和翼载荷较大，造价较高等问题，并不适合于吨位较小的飞机，

因此不被新一代战斗机所考虑。

倾转旋翼技术所面临的境况与后掠翼技术差不太多：在单项性能上有所突破，在技术水平上出类拔萃；但其本身的缺陷也很多，解决起来困难重重，造成研制费用上升、开发周期延长、性价比降低。技术既有先进与落后、高价与低价之分，也有复杂和简单、高效和低效之分。简单可与低价相对应，但先进却不能与复杂划等号。以最简单的措施解决最复杂的问题、得到最大的好处，才是最优的技术、最佳的方案。显然，简单、实用、高效的技术，要比复杂、昂贵的技术更值得发展和应用。v-22“鱼鹰”直升飞机所采用的倾转旋翼(倾转发动机)

技术，到底属于哪一种呢?读者不妨自己去分析、判断。

倾转旋翼机模态转换的鲁棒H∞增益调度控制

倾转旋翼机模态转换的鲁棒H∞增益调度控制 蔡系海，付荣，曾建平* （厦门大学航空航天学院，福建厦门 361005） 摘要：本文研究了某小型倾转旋翼无人机模态转换阶段的飞行控制问题。基于鲁棒H∞控制，给出了一种模态转换飞行的增益调度方法，其设计条件具有线性矩阵不等式(LMI)的形式。针对模态转换飞行阶段存在的操纵冗余问题，给出了一套实用的舵效分配策略。最后，对该飞行器转换模态纵向动力学系统进行仿真研究。仿真结果表明，文中方法可以确保飞行器能准确地按照预定轨迹完成模态转换飞行，并对模型中存在的气动参数摄动具有较好的鲁棒性，且能够有效的抑制阵风等外部扰动。 关键词：倾转旋翼无人机；控制分配；增益调度；鲁棒H∞控制 中图分类号：V249.1文献标识码：A 1 引言 倾转旋翼机是一种独特的飞行器，它在常规固定翼飞机的基础上安装了可倾转的旋翼。因此，它既具有像直升机一样垂直起降、悬停和低空低速飞行的能力，又具有像固定翼飞机一样的高速、远距离巡航能力[1]。鉴于这些优势，该机型引起了国内外研究人员的广泛兴趣，并取得了一系列成果。美国军方早在上世纪50年代开始大力研制倾转旋翼机，由贝尔直升机公司设计的XV-3验证了倾转旋翼机的原理[2]。在XV-3的基础上，1973年贝尔公司设计了方案验证机XV-15，该机型验证了倾转旋翼机方案的可行性和任务的适应性[3]。基于美国军方提出的“多军种先进垂直起落飞机”要求，贝尔公司和波音公司于1983年开始研制军用型V-22“鱼鹰”[4]倾转旋翼机。为进一步探索倾转旋翼技术，土耳其学者Ertugrul Cetinsoy设计了一架油电混合动力的具有变形机翼的倾转四旋翼无人机，在综合考虑旋翼倾转受力、油量变化和机翼变形的影响后，建立其非线性动力学模型，分析了该机的控制策略[5]。Farid Kendoul等学者针对拥有一对能够纵向和横向偏转旋翼的倾转旋翼无人机，验证了使用双旋翼进行悬停的可行性，并使用back-stepping方法设计了无人机的增稳和轨迹跟踪控制器[6]。相比西方发达国家，我国在倾转旋翼机方面的研究时间较短。近十年来，我国十分重视倾转旋翼机的研究，尤其是一些高校和研究所正在积极进行相关理论的探索，并在旋翼/机翼气动干扰[7-8]、旋翼/短舱/机翼耦合气弹稳定性[9-10]、倾转过程飞行控制方法[11]等方面取得了阶段性成果。 倾转旋翼机因其独特的构造使其气动特性和稳定性会随着倾转角的改变发生显著的变化，其变化过程不仅是时变的，还是强非线性、强耦合的，整个模态转换飞行阶段存在严重的操纵冗余问题。国外虽已有这些方面的研究，并取得了大量的实验数据[3]，但因涉及过多的倾转旋翼飞行器核心技术机密，并没有太多资料可查阅。 收稿日期：2015-10-21录用日期：2015-11-20 基金项目：国家自然科学基金资助(61374037)；中央高校基本科研业务费专项资金资助(20720150177) *通信作者：jpzeng@https://www.wendangku.net/doc/2517223359.html,

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中国小孩竹蜻蜓玩了有2,000 年了，流传到西方后，成为现代直升机的灵感/ 达·芬奇设计的直升机，到底能不能飞起来，很是可疑 旋翼产生升力的概念并不新鲜，中国儿童玩竹蜻蜓已经有2,000 多年了，西方也承认流传到西方的中国竹蜻蜓是直升机最初的启示。多才多艺的达·芬奇在15 世纪设计了一个垂直的螺杆一样的直升机，不过没有超越纸上谈兵的地步。1796 年，英国人George C ayley 设计了第一架用发条作动力、能够飞起来的直升机，50 年后的1842 年，英国人W.H. Philips 用蒸气机作动力，设计了一架只有9 公斤重的模型直升机。1878 年，意大利人Enrico Forlanini 用蒸气机制作了一架只有3.5 公斤重的模型直升机。1880 年，美国发明家托马斯·爱迪生着手研制用电动机驱动的直升机，但最后放弃了。法国人Paul C ornu 在1907 年制成第一架载人的直升机，旋翼转速每分钟90 转，发动机是一台24 马力的汽油机。Cornu 用旋翼下的“舵面”控制飞行方向和产生前进的推力，但Cornu 的直升机的速度和飞行控制能力很可怜。

倾转旋翼飞行器

倾转旋翼飞行器的论证与研究 1倾转旋翼飞行器概述 1、1历史沿革; 倾转旋翼飞行器就是一种介于固定翼飞机与普通直升机之间的一种新型飞行器。就是由直升机发展而来,就是为解决直升机速度较慢问题而衍生出的一种新型结构飞行器,就是未来直升机发展的必然趋势。 1、2典型应用; 倾转旋翼机能完成直升机所能完成的一切任务,由于其速度快、航程远、有效载荷较大等优点,因此它特别适合执行兵员/装备突击运输、战斗搜索与救援、特种作战、后勤支援、医疗后撤、反潜等方面的任务。 除此之外,在民用运输方面,由于常规直升机经济性差、速度较小、振动大,因而作为一种运输工具受到了很大限制。而倾转旋翼机的飞行速度与支线客机相近,可在没有机场的任何地区执行运输任务,特别适用于经济不发达地区的开发与建设,可以局部替代支线客机成为现代化空中运输网的一个重要组成部分,在商业上具有极高的价值,它不仅解决部分空港与跑道拥挤问题及边远地区的运输问题,而且其运输成本要比常规直升机与固定翼飞机低得多。 1、3倾转旋翼机定义; 倾转旋翼飞行器就是在机翼两端各安装一可变向的旋翼推进装置,整个推进装置可以绕机翼轴由朝上与朝前之间转动变向,并能固定在所需方向,因此能产生向上的升力或向前的推力。倾转旋翼飞行器兼顾了固定翼飞机与直升机的优点,可以如普通直升机一样垂直起降与在空中悬停,又可以像固定翼飞机一样以较高的速度进行巡航飞行。当旋翼飞行器推进装置垂直向上时,旋翼轴垂直于地面,呈横列式直升机飞行状态,并可在空中悬停、前后飞行与侧飞;需要平飞时,其操作系统可改变旋翼上升力的大小与旋翼升力的倾转方向,以使飞机保持或改变飞行状态。在起飞之后,推进装置可转90度到水平位置,呈水平状态,旋翼当作拉力螺旋桨使用,像固定翼飞机一样依靠机翼产生升力飞行倾转旋翼机就是一种性能独特的旋翼飞行器。它既具有普通直升机垂直起降与空中悬停的能力,又具有涡轮螺旋桨飞机的高速巡航飞行的能力。 因为倾转旋翼飞机具有技术复杂,研制周期长,耗资巨大等特点。目前大多数

轴飞行器毕业设计论文

毕业论文 基于单片机的四轴飞行器 夏纯 吉林建筑大学 2015年6月

毕业论文 基于单片机的四轴飞行器 学生：夏纯 指导教师：许亮 专业：电子信息工程 所在单位：电气与电子信息工程学院答辩日期： 2015 年6月

目录 摘要.......................................................... I ABSTRACT ...................................................... II 第1章绪论. (1) 论文研究背景及意义 (1) 国内外的发展情况 (2) 本文主要研究内容 (4) 第2章总体方案设计 (5) 总体设计原理 (5) 总体设计方案 (5) 系统硬件电路设计方案 (5) 各部分功能作用 (6) 系统软件设计方案 (7) 第3章系统硬件电路设计 (8) Altium Designer Summer 09简介 (8) 总体电路设计 (8) 遥控器总体电路设计 (8) 飞行器总体电路设计 (10) 各部分电路设计 (10) 电源电路设计 (10) 主控单元电路设计 (12)

无线通信模块电路设计 (13) 惯性测量单元电路设计 (16) 电机驱动电路设计 (18) 串口调试电路设计 (19) PCB设计 (21) PCB设计技巧规则 (21) PCB设计步骤 (22)

PCB外形设计 (23) 实物介绍 (25) 第4章系统软件设计 (27) Keil 简介 (27) Keil MDK概述 (27) Keil MDK功能特点 (27) 软件设计框图 (28) 软件调试仿真 (29) 飞控软件设计 (30) MPU6050数据读取 (30) 姿态计算IMU (32) PID电机控制 (32) 结论 (36) 致谢 (38) 参考文献 (39) 附录1 遥控器主程序源代码 (40) 附录2 飞行器主程序源代码 (45) 附录3 遥控器原理图 (50) 附录4 飞行器原理图 (51)

四旋翼飞行器的结构形式和工作原理

四旋翼飞行器的结构形式和工作原理 1.结构形式 直升机在巧妙使用总距控制和周期变距控制之前，四旋翼结构被认为是一种最简单和最直观的稳定控制形式。但由于这种形式必须同时协调控制四个旋翼的状态参数，这对驾驶员认为操纵来说是一件非常困难的事，所以该方案始终没有真正在大型直升机设计中被采用。这里四旋翼飞行器重新考虑采用这种结构形式，主要是因为总距控制和周期变距控制虽然设计精巧，控制灵活，但其复杂的机械结构却使它无法再小型四旋翼飞行器设计中应用。另外，四旋翼飞行器的旋翼效率相对很低，从单个旋翼上增加拉力的空间是非常有限的，所以采用多旋翼结构形式无疑是一种提高四旋翼飞行器负载能力的最有效手段之一。至于四旋翼结构存在控制量较多的问题，则有望通过设计自动飞行控制系统来解决。四旋翼飞行器采用四个旋翼作为飞行的直接动力源，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，旋翼1和旋翼3逆时针旋转，旋翼2和旋翼4顺时针旋转，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。四旋翼飞行器的结构形式如图1.1所示。

图1.1四旋翼飞行器的结构形式 2.工作原理 典型的传统直升机配备有一个主转子和一个尾桨。他们是通过控制舵机来改变螺旋桨的桨距角，从而控制直升机的姿态和位置。四旋翼飞行器与此不同，是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。由于飞行器是通过改变旋翼转速实现升力变化，这样会导致其动力部稳定，所以需要一种能够长期保稳定的控制方法。四旋翼飞行器是一种六自由度的垂直升降机，因此非常适合静态和准静态条件下飞行。但是四旋翼飞行器只有四个输入力，同时却有六个状态输出，所以它又是一种欠驱动系统。

螺旋桨计算公式

直升机螺旋桨升力计算公式 直升机螺旋桨升力计算公式 一般直升机的旋翼系统是由主旋翼.尾旋翼和稳定陀螺仪组成，如国产直－8，直－9。也有共轴反旋直升机，主旋翼是上下两层反转螺旋桨，无尾翼，如俄罗斯的卡－28。 1.现在的直升机螺旋桨（叫旋翼）的桨叶是由碳纤维和玻璃钢纤维与复合材料制造而成。 有一定的弹性，不转时，桨叶略有下垂弯曲。当螺旋桨旋转时，由于离心力的原理，桨叶会被拉直。打个比方，我们看杂技“水流星”吧，两只水碗栓在一根绳子两端，放着不动时，绳子是支持不了水碗的，当旋转起来后，我们看到水碗和绳子象直线一样， 空中飞舞。 2.直升机的主螺旋桨是怎么支撑飞机的重量？这个问题就是直升机的飞行原理：（以一般直升机为例）直升机能在空中进行各种姿态的飞行，都是由主旋翼（你讲的螺旋桨） 旋转产生的升力并操纵其大小和方向来实现的。升力大于重量时，就上升，反之，就下降。 平衡时，就悬停在空中。直升机的升力大小，不但决定于旋翼的转速， 而且决定于旋翼的安装角（又称桨叶角）。升力随着转速.桨叶角的增大而增大； 随着转速.桨叶角的减小而减小。直升机在飞行时，桨叶在转每一圈的过程中， 桨叶角都是不同的；而且，每片桨叶的桨叶角也是不同的。这才使直升机能够前. 后仰， 左.右倾，完成各种姿态。直升机尾旋翼的转速和桨叶角的变化同主旋翼原理相同，控制直升机的左转弯.右转弯和直飞。不管天空有风无风，直升机要稳定飞行， 不变航向，也要靠稳定陀螺仪控制尾旋翼来完成。总之，直升机旋翼系统非常复杂，我只讲直升机空中姿态变化与旋翼的关系。 １，直接影响螺旋桨性能的主要参数有： a.直径D——相接于螺旋桨叶尖的圆的直径。通常，直径越大，效率越高， 但直径往往受到吃水和输出转速等的限制； b.桨叶数N; c.转速n——每分钟螺旋桨的转数； d.螺距P——螺旋桨旋转一周前进的距离，指理论螺距； e.滑失率——螺旋桨旋转一周，船实际前进的距离与螺距之差值与螺距之比； f.螺距比——螺距与直径的比（P/D），一般在0.6~1.5之间；一般地说来，高速轻载船选取的值比较大，低速重载的船选取的值比较小； g.盘面比——各桨叶在前进方向上的投影面积之和与直径为D的圆面积之比。通常，高转速的螺旋桨所取的比值小，低速、大推力的螺旋桨所取的比值大。例如，拖轮的螺旋桨盘面比大于１.2甚至更大的情况也不少见； 机翼升力计算公式 升力L=1/2 *空气密度*速度的平方*机翼面积*机翼升力系数（N） 机翼升力系数曲线如下注解：在小迎角时曲线斜率是常数。

美国-V-22“鱼鹰”倾转旋翼机

V-22“鱼鹰”飞机是由达信贝尔直升机公司与波音公司联合研制的双发倾转旋翼机，是世界上第一种偏转翼飞机，主要用于空运、搜索、救援和预警任务。所谓偏转翼飞机，就是融固定翼飞机和直升机的特点为一体的一种飞行器。它既具有固定理飞机速度快和航程远的特点，又能象直升机一样垂直起降和悬停。它的原理是通过机翼偏转来调节飞机飞行状态：当螺旋桨轴水平时，就给飞机一个向前的推力;当桨轴竖直时，则给飞机一个向上的升力。 V-22“鱼鹰”飞机是在贝尔301/XV-15的基础上发展而来的。早在1981年底，美国便提出了“多军种先进垂直起落飞机”(JVX)计划，并于1985年1月将这种飞机命名为V-22“鱼鹰”，由于美陆、空军和海军陆战队也参加进来，因此V-22被称为“三军联合先进垂直升力飞机”。在海军计划中，它被定名为HV-22；在陆军中为CV-22而海军陆战队则称它MV-22 。 首架原型机于1988年5月出厂，1989年3月首飞；1989年9月又进行了从直升机飞行方式转换成定翼机飞行方式的首飞；1990年在“大黄蜂”号航空母舰完成了初期舰上飞行试验；到1991年，美国巳生产出5架样机。但由于美国国防部对研制计划消极抵触，结果研制SV-22A飞机的计划全部被取消，整个的采购数量减少到657架。美军减少采购数量的原因为：一是研制经费过高，如果按照1997年的价格来计算，每架飞机的研制经费高达4200万美元；二是安全性差，V-22“鱼鹰”飞机一直事故频发，其中光是7架原型机就毁了4架。1991年6月11日，一架“鱼鹰”飞机在试飞中突然坠毁，造成两名人员受伤。1992年7月20日，又一架实验型的“鱼鹰”飞机准备在加利弗尼亚匡蒂科海航站降落时坠入波多马克河，造成3名陆战队员和4名平民百姓丧生。2000年4月8日，一架“鱼鹰”飞机在进行作战评定飞行中突然坠毁，造成19人丧生。2000年12月11日晚，又一架美海军陆战队的MV-22“鱼鹰”飞机在北加利福尼亚州进行训练时坠毁，4名机组人员全部遇难。次日（即2000年12月12日），美国国防部就下令推迟这种创新的倾转旋翼飞机的大规模生产。这两次严重飞行事故，更是将早就该完成作战评估的新概念飞行器——V-22“鱼鹰”飞机推向了失败的边缘，甚至差点葬送了它的前程。然而，“鱼鹰” 飞机几度恢复飞行试验后，美国海军使用试验与评估部队终于确认V-22“鱼鹰”飞机达到了作战效能和作战适用性要求，美国海军陆战队也认为该项目基本上接近了可以大批量生产的阶段。 V-22“鱼鹰”飞机飞行速度较高，加减速响应快。与直升机相比，V-22“鱼鹰”飞机拥有较大的速度优势，它能够在较短时间内将执行特种作战的突击队员载运至对方境内的纵深地区。得益于安装在飞机上的大功率发动机，以及在平飞和悬停这两种模式下的不同飞行机理，V-22“鱼鹰”飞机在飞行中的加、减速过程都十分迅速。优异的加减速性能尽可能地缩短了飞机在着陆过程中暴露在敌方攻击火力下的时间。较高的飞行速度，再结合地形跟随和地形遮蔽战术，使V-22“鱼鹰”飞机在飞行中遭遇到敌方攻击的可能性要大大小于飞行速度较低的直升机。

四旋翼飞行器论文(原理图 程序)..

四旋翼自主飞行器(B题) 摘要 系统以R5F100LE作为四旋翼自主飞行器控制的核心，由电源模块、电机调速控制模块、传感器检测模块、飞行器控制模块等构成。飞行控制模块包括角度传感器、陀螺仪，传感器检测模块包括红外障碍传感器、超声波测距模块、TLS1401-LF模块，瑞萨MCU综合飞行器模块和传感器检测模块的信息，通过控制4个直流无刷电机转速来实现飞行器的欠驱动系统飞行。在动力学模型的基础上，将小型四旋翼飞行器实时控制算法分为两个PID控制回路，即位置控制回路和姿态控制回路。测试结果表明系统可通过各个模块的配合实现对电机的精确控制，具有平均速度快、定位误差小、运行较为稳定等特点。

目录 1 系统方案论证与控制方案的选择............................................................................................. - 2 - 1.1 地面黑线检测传感器............................................................................................................. - 2 - 1.2 电机的选择与论证................................................................................................................. - 2 - 1.3 电机驱动方案的选择与论证................................................................................................. - 3 - 2 四旋翼自主飞行器控制算法设计............................................................................................. - 3 - 2.1 四旋翼飞行器动力学模型..................................................................................................... - 3 - 2.2 PID控制算法结构分析.......................................................................................................... - 3 - 3 硬件电路设计与实现................................................................................................................. - 5 - 3.1飞行控制电路设计.................................................................................................................. - 5 - 3.2 电源模块................................................................................................................................. - 6 - 3.3 电机驱动模块......................................................................................................................... - 6 - 3.4 传感器检测模块..................................................................................................................... - 7 - 4 系统的程序设计......................................................................................................................... - 8 - 5 测试与结果分析......................................................................................................................... - 9 - 5.1 测试设备................................................................................................................................. - 9 - 5.2 测试结果................................................................................................................................. - 9 - 6 总结........................................................................................................................................... - 10 - 附录A 部分程序清单.................................................................................................................. - 11 -

四旋翼飞机概要

功能介绍:利用小型四旋翼飞机对灾害现场进行勘测，其中四旋翼上添加摄像头对现场进行勘测，从而了解现场状况。 设计思路:小型四旋翼飞机座位各类传感器搭载平台，根据现场实际情况通过控制四旋翼飞机飞行姿态，从而达到对复杂环境的监测。 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，四个旋翼的结构和半径相同，四个电机对称的安装在飞行器的支架端，支架中间安放飞行控制计算机和外部设备。 四旋翼飞行器一般是由四个可以独立控制转速的外转子直流无刷电机驱动的螺旋桨提供全部动力的飞行运动装置，四个固定迎角的螺旋桨分别安装在两个十字相交的刚性碳素杆的两端。对于绝大多数四旋翼飞行器来讲，飞行器的结构是关于两根碳素杆的交点对称的，并且两个相邻的螺旋桨旋转方向相反；正是由于这种独特结构，使四旋翼飞行器抵消了飞机的陀螺效应。 结构如下 2.工作原理 通过调节四个电机转速来改变旋翼转速，实现升力的变化，进而控制飞行器的姿态和位置。四旋翼是一种欠驱动系统，是一种六自由度的垂直升降机，四个输入力，六个状态输出。 垂直飞行控制：控制飞机的爬升，下降和悬停。图中蓝色弧线箭头方向表示螺旋桨旋转的方向，以下同。当四旋翼处于水平位置时，在垂直方向上，惯性坐标系同机体坐标系重合。同时增加或减小四个旋翼的螺旋桨转速，四个旋翼产生的升力使得机体上升或下降，

从而实现爬升和下降。悬停时，保持四个旋翼的螺旋桨转速相等，并且保证产生的合推力与重力相平衡，使四旋翼在某一高度处于相对静止状态，各姿态角为零。垂直飞行控制的关键是要稳定四个旋翼的螺旋桨转速使其变化一致 横滚控制：如图所示，通过增加左边旋翼螺旋桨转速，使拉力增大，相应减小右边旋翼螺旋桨转速，使拉力减小，同时保持其它两个旋翼螺旋桨转速不变。这样由于存在拉力差，机身会产生侧向倾斜，从而使旋翼拉力产生水平分量，使机体向右运动，当2,4转速相等时，可控制四旋翼飞行器作侧向平飞运动。 俯仰控制：在保持左右两个旋翼螺旋桨转速不变的情况下，减少前面旋翼螺旋桨的转速，并相应增加前面旋翼螺旋桨的转速，使得前后两个旋翼存在拉力差，从而引起机身的前后倾斜，使旋翼拉力产生与横滚控制中水平方向正交的水平分量，使机体向前运动。类似的，当1,3转速相同时可控制四旋翼飞行器作纵向平飞运动。 偏航控制：四旋翼飞行器为了克服反扭矩影响，四个旋翼螺旋桨中的两个逆时针旋转，两个顺时针旋转，对角线上两个螺旋桨上的转动方向相同。反扭矩大小与旋翼螺旋桨转速有关，四个旋翼螺旋桨转速不完全相同时，不平衡的反扭矩会引起机体的转动。因此可以设计四旋翼飞行器的偏航控制，即同时提升一对同方向旋转的旋翼螺旋桨转速并且降低另一对相反方向旋转的旋翼螺旋桨转速，并保证转速增加的旋翼螺旋桨转动方向与四旋翼飞行器机身的转动方向相反。 建立系统动力学模型：

XV_15倾转旋翼飞机飞行控制系统概述

文章编号:10071385(2005)03001203 XV-15倾转旋翼飞机飞行控制系统概述 朱源 (南京航空航天大学自动化学院,江苏南京210016) 摘要:XV-15倾转旋翼飞机兼有直升机垂直起降、空中悬停及固定翼飞机高速巡航的优点,因 而在军用和民用飞机中有着广泛的应用前景。XV-15的机体结构和普通飞机一样,但在翼尖安 装可以倾转的发动机短舱和旋翼。该飞机控制系统结合旋翼控制和固定翼控制,通过自动控制 系统和推力管理系统来辅助飞行员对飞机的控制。主要介绍了主飞行控制系统和辅助控制系统 的控制特点。 关键词:倾转旋翼飞机;主飞行控制系统;辅助飞行控制系统 中图分类号:V275+.1文献标识码:B XV-15倾转旋翼飞机既能像直升机一样垂直起降及空中悬停,又能像固定翼飞机一般巡航飞行,因此倍受航空界的关注。它独有的气动布局是安装在翼尖的直径为25英尺的三片桨叶组成的旋翼和发动机短舱。发动机短舱可以旋转95b,从而使飞机由悬停模态转换到巡航模态,巡航时最高速度可达300海里/时。 倾转旋翼飞机特有的可旋转的发动机短舱使它具有3个飞行模态:直升机模态(发动机短舱垂直向上)、固定翼飞机模态(发动机短舱水平向前)和倾转模态。为了使倾转旋翼飞机能更好地在3个模态间转换,飞行控制系统将旋翼控制和固定翼控制结合在一起。飞行控制系统由主要飞行控制系统、辅助飞行控制系统、自动控制系统和推力管理系统组成。下面主要介绍飞行控制系统和辅助飞行控制系统。 1主飞行控制系统 (1)俯仰控制 倾转旋翼飞机的纵向姿态主要是通过前后移动驾驶杆(X LN)来控制的。直升机模态下,前后移动驾驶杆,不仅使旋翼的纵向周期变距成比例地变化,同时升降舵的偏移量也成比例变化。随着发动机短舱由垂直转到水平位置,飞机由直升机模态转换到固定翼模态,纵向周期变距也通过机械连杆机构逐渐退出控制系统。纵向周期变距 收稿日期:20050517 作者简介:朱源(1982),女,江苏泰兴人,在读硕士随发动机短舱位置变化的控制过程如图1所示。舵面控制在所有的飞行模态下,始终与杆位移量成比例。各种类型控制及控制量如表1所示。 (2)滚转控制 倾转旋翼飞机的侧向姿态主要是通过侧向移动驾驶杆(X LT)控制的。直升机模态下,侧向移动驾驶杆,产生差动的总距变化,使得两旋翼间产生差动的推力,同时偏转襟副翼。差动总距通过装在机翼中间的总距混合控制箱,随着发动机短舱倾角的变化逐渐退出控制系统,如图一所示。XV -15飞机使用全尺寸的襟翼,飞机对称面外65%的襟翼同时起到襟副翼的作用。在襟翼偏转时,襟副翼差动偏转(多数上偏),从而提高了偏转有效性。固定翼飞机模态下,少量的差动总距辅助襟副翼,使飞机滚转,并通过让飞机滚转,使它能更好地偏航。 (3)偏航控制 倾转旋翼飞机主要通过脚蹬来控制飞机的航向。踏板偏移量使旋翼产生差动纵向周期变距,一个旋翼平面前倾,另一个后倾。差动周期变距通过安装在机翼中间的周期变距混合控制盒,随发动机短舱倾角和空速变化,逐渐退出控制系统。在所有的飞行模态下,方向舵的偏移量始终和脚蹬偏离中立位置量成比例。 (4)推力控制 倾转旋翼飞机主要通过上下拉动推力杆(X COL)来控制推力。推力杆移动的同时增加或减少发动机功率,并根据飞机的飞行模态,改变旋翼总距角。随着发动机起动和检测,每一个油门杆 2005年6月第22卷第3期 沈阳航空工业学院学报 Journa l o f Shenyang Institute of A eronauti ca l Eng i neer i ng Jun.2005 V o.l22N o.3

MV-22鱼鹰倾转旋翼机

百科名片 MV-22“鱼鹰”是贝尔公司与波音公司为满足美国政府于1981年底提出的“多军种先进垂直起落飞机计划”要求，在贝尔301／XV-15的基础上共同研制的倾转旋翼机。目前由海军负责，和空军一起参与了这项计划。该计划的出台给世界直升机发展史带来了一场革命。倾转旋翼机是在类似固定翼飞机机翼的两翼尖处，各装一套可在水平位置与垂直位置之间转动的旋翼倾转系统组件，当飞机垂直起飞和着陆时，旋翼轴垂直于地面，呈横列式直升机飞行状态，并可在空中悬停、前后飞行和侧飞；在倾转旋翼机起飞达到一定速度后，旋翼轴可向前倾转90°角，呈水平状态，旋翼当作拉力螺旋桨使用，此时倾转旋翼机能像固定翼飞机那样以较高的速度作远程飞行。倾转旋翼机是一种性能独特的旋翼飞行器。它既具有普通直升机垂直起降和空中悬停的能力，又具有涡轮螺旋桨飞机的高速巡航飞行的能力。倾转旋翼机采用了新的思维方法来设计直升机的旋翼和总体布局，设计思想已突破了传统直升机的范畴，属于新原理旋翼构型，是直升机技术突破性、跨越性的发展、是直升机行业带有革命性的一项高技术，也是直升机技术发展的必然结果，MV-22的问世已使美国海军陆战队重新定义两栖作战的法则。倾转旋翼机是90年代直升机界最瞩目的飞行器，并将成为21世纪美国海军的主要装备。1991年，“鱼鹰”倾转旋翼机曾获得美国国家航空协会颁发的“重大航空进步奖”，同时由于倾转旋翼机重大事故频繁、研制费用高、技术复杂且难度大、研制周期长，也引起人们极大的争议。尽管如此，由于倾转旋翼机集直升机能垂直起降和涡轮螺旋桨飞机能高速飞行的优点于一身，世界各国竞相在这方面加强研究。 倾转旋翼机融合了直升机与固定翼飞机的优点，是一种军民两用的高技术产品，因此，在未来高技术战争和国民经济建设中必将发挥巨大的作用，在军民领域的用途非常广泛。据美国军方称，“鱼鹰”倾转旋翼机可满足32种军事任务的需求，并能赋予战场指挥官更多的选择和更大的灵活性。它出动时所需的支援较少，且不需要机场和跑道，加之维修简单，生存力强，因而特别适用于进行特种作战和缉毒行动，可大大提高军队布防、缉毒、救援、拯救人质等行动的速度。美国前国防部长科恩指出，“鱼鹰”将会改变人们的行动方式，适应21世纪美军的多方需要，大大缩短军事打击、解救人质、灾难救援、人道主义援助和维护和平的反应时间。倾转旋翼机能完成直升机所能完成的一切任务，由于其速度快、航程远、有效载荷较大等优点，因此它特别适合执行兵员／装备突击运输、战斗搜索和救援、特种作战、后勤支援、医疗后撤、反潜等方面的任务。除此之外，在民用运输方面，由于常规直升机经济性差、速度较小、振动大，因而作为一种运输工具受到了很大限制。而倾转旋翼机的飞行速度与支线客机相近，可在没有机场的任何地区执行运输任务，特别适用于经济不发达地区的开发和建设，可以局部替代支线客机成为现代化空中运输网的一个重要组成部分，在商业上具有极高的价值，它不仅解决部分空港和跑道拥挤问题及边远地区的运输问题，而且其运输成本要比常规直升机和固定翼飞机低得多。 编辑本段发展历程

倾转旋翼式无人机及应用

倾转旋翼式无人机 一．研究背景及发展现状： 无人机的起源并不算晚，早在1914 年，英国军事航空学会就批准了当时世界上第一个无人机计划，准备用于第一次世界大战。1935 年，DH.82B 蜂王号的诞生给无人机历史上留下了浓墨重彩的一笔，这种飞机采用导航技术，可以自主返回起飞点，使得无人机可以重复飞行，大大提高了无人机的实用价值。此后，一些高精密以及昂贵的设备开始在无人机设计中越来越多的应用，无人机的性能得到大幅度提高。随着航空技术的变革，无人机自主控制程度越来越高，也越来越智能。不仅如此，无人机的结构也不再局限于早期的固定翼结构，随着人们对无人机的应用需求日益增多，许多新型无人机应运而生。 由于倾转旋翼无人机机既有旋翼又有机翼,在旋翼倾转过程中气动特性比较复杂,存在着动力学分析、旋翼/机翼耦合动载荷和稳定性等技术难题,因此其研制周期较长、研制费用高等缺点。此外,由于倾转旋翼机采用双旋翼,其飞机设计结构上存在欠缺,在操纵与控制上存在一定困难。其过渡过程的稳定控制是目前最迫在眉睫的问题。 国外：目前美国贝尔直升机公司研制出鱼鹰系列的倾转旋翼式直升机并成功试飞，投入使用，但在使用期间也并不是一帆风顺，曾出现过重大事故，欧洲航空工业界也在积极研制倾转旋翼机。1987 年初,“尤洛法”(EuroFAR)的倾转旋翼运输机在欧洲委员会资助下进行了可行性方案论证。1999 年多家欧洲公司联合研究名为“尤洛泰特”(Eurotilt)的倾转旋翼机制造实验台,设计巡航速度556 千米/小时、航程1481 千米和使用升限7620 米。与此同时,意大利阿古斯塔公司宣布一款名为“尤利卡”(Erica)的倾转旋翼机。1999 年10 月欧洲委员会将“尤利卡”与“尤洛泰特”合并成“第二代欧洲高效倾转旋翼机”。 国内：倾转旋翼机在国内的发展起步较晚,而且主要是对于倾转双旋翼机理论技术方面

2015年全国大学生电子设计大赛四旋翼飞行器论文

2015年全国大学生电子设计竞赛多旋翼自主飞行器（C题） 2015年8月15日

摘要 本文对四旋翼碟形飞行器进行了初步的研究和设计。首先，对飞行器各旋翼的电机选择做了论证，分析了实际升力效率与PWM的关系并选择了此样机的最优工作频率，并重点对飞行器进行了硬件和软件的设计。 本飞行器采用瑞萨R5F100LEA单片机为主控制器，通过四元数算法处理传感器MPU6000采集机身平衡信息并进行闭环的PID控制来保持机身的平衡。整个控制系统包括电源模块、传感器检测模块、电机调速模块、飞行控制模块及微处理器模块等。角度传感器和角速率传感模块为整个系统提供飞行器当前姿态和角速率信号，构成飞行器的增稳系统。本系统经过飞行测试，可以达到设计要求。关键字：R5F100LEA单片机、传感器、PWM、PID控制。

目录 1系统方案 (1) 1.1电机的论证与选择 (1) 1.2红外对管检测传感器的论证与选择 (1) 1.3电机驱动方案的论证与选择 (2) 2系统控制理论分析 (2) 2.1控制方式 (2) 2.2 PID模糊控制算法 (2) 3控制系统硬件与软件设计 (4) 3.1系统硬件电路设计 (4) 3.1.1系统总体框图 (4) 3.1.2 飞行控制电路原理图 (4) 3.1.3电机驱动模块子系统 (5) 3.1.4电源 (5) 3.1.5简易电子示高模块电路原理图 (6) 3.2系统软件设计 (6) 3.2.1程序功能描述与设计思路 (6) 3.2.2程序流程图 (6) 4测试条件与测试结果 (7) 4.1 测试条件与仪器 (7) 4.2 测试结果及分析 (7) 4.2.1测试结果(数据) (7) 4.2.2测试分析与结论 (8) 附录1：电路图原理 (9) 附录2：源程序 (10)

四旋翼飞行器基本原理

四旋翼飞行器无刷直流电机调速系统的设计 孟磊，蒋宏，罗俊，钟疏桐 武汉理工大学自动化学院、武汉理工大学信息工程学院 摘要，关键字：略 近年来，无人机的研究和应用广泛受到各个方面的重视。四旋翼飞行器作为无人机的一种，能够垂直起落、空中悬停、可适用于各种飞行速度与飞行剖面，具有灵活度高、安全性好的特点，适用于警务监控、新闻摄影、火场指挥、交通管理、地质灾害调查、管线巡航等领域实现空中时时移动监控。 四旋翼飞行器的动力来源是无刷直流电机，因此针对该型无刷直流电机的调速系统对飞行器的性能起着决定性的作用。为了提高四旋翼飞行器的性能，本文设计制作了飞行试验平台，完成了直流无刷电机无感调速系统的硬件、软件设计。通过实验证明该系统的设计是可行的。 四旋翼飞行器平台结构 四旋翼平台呈十字形交叉，有四个独立电机驱动螺旋桨组成。当飞行器工作时，平台中心对角的螺旋桨转向相同，相邻的螺旋桨转向相反同时增加减少四个螺旋桨的速度，飞行器就垂直上下运动；相反的改变中心对角的螺旋桨速度，可以产生滚动、俯仰等运动。结构图如下： 四旋翼飞行器的控制系统分为两个部分：飞行控制系统和无刷直流电机调速系统。飞行控制系统通过IMU惯性测量单位（由陀螺传感器和加速度传感器组成）检测飞行姿态，通过无线通讯模块与地面遥控器通信。4个无刷直流电机调速系统通过I2C总线与飞行控制器通信，通过改变4个无刷直流电机的转速来改变飞行姿态，系统采用12V电池供电。控制系统结构图如下：

无刷直流电机调速系统 无刷直流电动机既具有运行效率高、调速性能好，同时又具有交流电动机结构简单、运行可靠、维护方便的优点，是电机主要发展方向之一，现已成功运用与军事、航空、计算机数控机床、机器人、电动自行车等多个领域。在该四旋翼飞行器上使用了新西达2217外转子式无刷直流电机，其结构为12绕组7对磁极，典型KV值为1400. 通常无刷直流电机的控制方式分为有位置传感器控制方式和无位置传感器控制方式。有位置传感器控制方式通过再定子上安装电磁式、光电式或者磁敏式位置传感器来检测转子的位置，为驱动电路提供转向信息。无位置传感器的控制方式有很多，包括磁链计算法‘反电动势法、状态观测器法、电感法等。在各种无位置传感器控制方法中，反电动势法是目前技术最为成熟的、应用最为广泛的一种位置检测方法。本系统采用的饭店董事过零检测法是反电动势法中的一种，通过检测各相绕组反电动势的过零点来判断转子的位置。根据无刷直流电机的特性，电机的最佳转向时刻是想反电动势过零点延迟30电角度的时刻，而该延迟的电角度对应的时间可以有两次过零点时间间隔计算得到。 无刷直流电机调速系统硬件设计 该无刷直流电机调速系统有三相全桥驱动电路、反电势过零电路、电流电压检测电路组成电机驱动器。使用一片ATmega8单片机作为控制器，该单片机内部集成了8kB的flash，最多具有23个可编程的I/O口，输出时为推挽结构输出，驱动能力较强。片上集成了AD 转换器、模拟比较器、通用定时器、可编程计数器等资源。 三相全桥驱动电路利用功率型MOS管作为开关器件，选用P型MOS管FD6637与N型MOS管FD6635搭配使用，设计容量为允许通过的最大电流为30A。FD6637的开关利用三极管9013进行驱动、FD6635的开关直接用单片机的I/O口进行驱动。电路如图3所示。通过R17、R19、R25来减少下管FDD6635的栅极充电电流峰值，防止震荡并保护MOS管；R16、R23、R24作为下拉电阻，保证下关的正常导通与关断；R2、R5、R8作为上管栅极上拉电阻，阻值选择470Ω，既保证了MOS管的开关速率不降低，同时也防止三极管Ic电流过大。A+、B+、C+提供驱动桥的上桥臂的栅极导通信号，分别通过ATmega8的三个硬件PWM通道驱动，通过改变PWM信号的占空比来实现电机调速；A-、B-、C-提供下桥臂栅极驱动信号，由单片机的I/O口控制，只有导通和关闭两种状态。

四旋翼飞行器仿真-实验报告

动态系统建模仿真实验报告（2） 四旋翼飞行器仿真 姓名： 学号： 指导教师： 院系： 2014.12.28

1实验容 基于Simulink建立四旋翼飞行器的悬停控制回路，实现飞行器的悬停控制； 建立GUI界面，能够输入参数并绘制运动轨迹； 基于VR Toolbox建立3D动画场景，能够模拟飞行器的运动轨迹。 2实验目的 通过在 Matlab 环境中对四旋翼飞行器进行系统建模，使掌握以下容： 四旋翼飞行器的建模和控制方法 在Matlab下快速建立虚拟可视化环境的方法。 3实验器材 硬件：PC机。 工具软件：操作系统：Windows系列；软件工具：MATLAB及simulink。 4实验原理 4.1四旋翼飞行器 四旋翼飞行器通过四个螺旋桨产生的升力实现飞行，原理与直升机类似。四个旋翼位于一个几何对称的十字支架前，后，左，右四端，如图 1 所示。旋翼由电机控制；整个飞行器依靠改变每个电机的转速来实现飞行姿态控制。 图1四旋翼飞行器旋转方向示意图

在图 1 中， 前端旋翼 1 和后端旋翼 3 逆时针旋转， 而左端旋翼 2 和右端的旋翼 4 顺时针旋转， 以平衡旋翼旋转所产生的反扭转矩。 由此可知， 悬停时， 四只旋翼的转速应该相等，以相互抵消反扭力矩；同时等量地增大或减小四只旋翼的转速，会引起上升或下降运动；增大某一只旋翼的转速，同时等量地减小同组另一只旋翼的转速，则产生俯仰、横滚运动；增大某一组旋翼的转速，同时等量减小另一组旋翼的转速，将产生偏航运动。 4.2建模分析 四旋翼飞行器受力分析,如图 2 所示 图2四旋翼飞行器受力分析示意图 旋翼机体所受外力和力矩为： 重力mg , 机体受到重力沿w z -方向； 四个旋翼旋转所产生的升力i F (i= 1 , 2 , 3 , 4)，旋翼升力沿b z 方向； 旋翼旋转会产生扭转力矩i M (i= 1 , 2 , 3 , 4)。i M 垂直于叶片的旋翼平面，与旋转矢量相反。 力模型为：2i F i F k ω= ，旋翼通过螺旋桨产生升力。F k 是电机转动力系数， 可取826.1110/N rpm -?，i ω为电机转速。旋翼旋转产生旋转力矩Mi(i=1,2,3,4)，